Летательный аппарат

Авторы патента:

B64G1/40 - размещение и модификация двигательных систем (B64G 1/26 имеет преимущество; двигательные установки как таковые см. соответствующие подклассы, например F02K,F03H)

Владельцы патента RU 2494020:

Часовской Александр Абрамович (RU)

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди. Блок управления увеличивает частоту следования следующих друг за другом порций топлива, сохраняет определенное количество выдаваемого топлива в каждой порции. Достигается повышение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и в космосе.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2312045 (авторы Часовской А.А., Кириллов Н.А.). В нем импульсное истечение воспламеняемого топлива происходит через выхлопное сопло и две изогнутые выхлопные трубы. Топливо поступает с блока управления, а затем воспламеняется. Начальное движение осуществляется с помощью реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом, так же жестко связанным с блоком управления. Однако для увеличения ускорения необходимо увеличить импульсное истечение воспламеняемого топлива, что невозможно из-за уменьшения надежности. Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2363625 (автор Часовской А.А.). В нем увеличивается ускорение без уменьшения надежности и увеличения громоздкости. Также используются жестко связанные с корпусом две изогнутые и повернутые в разные стороны выхлопные трубы, через которые проходит воспламененное топливо, проходящее также и через выхлопное сопло. Топливо поступает в блок управления, а затем воспламеняется. Корпус так же жестко связан с двумя реактивными двигателями. Однако увеличение ускорения невозможно из-за невозможности увеличить импульсное истечение воспламененного топлива без уменьшения надежности. С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение без уменьшения надежности.

Достигается это введением конусообразной камеры сгорания с конусообразным выступом впереди, гидравлически связанной блоком управления, период следования доз топлива, с которого не превышают времени прохождения одной дозы внутри камеры сгорания, причем конусообразный выступ жестко связан с двумя изогнутыми выхлопными трубами и с корпусом.

На фиг.1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус;

2 - блок управления;

3, 4 - изогнутые выхлопные трубы;

5, 6 - реактивные двигатели;

7 - конусообразная камера сгорания с конусообразным выступом впереди;

8 - выхлопное сопло, при этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 5, 6 и с блоком управления 2 и с конусообразной камерой сгорания с конусообразным выступом впереди 7, имеющей гидравлическую связь с вышеупомянутым блоком управления 2 и жесткую связь с двумя изогнутыми выхлопными трубами 3, 4 и выхлопным соплом 8. Устройство работает следующим образом. Начальное движение летательному аппарату придается с помощью реактивных двигателей 5, 6. Для осуществления дальнейшего ускорения с помощью блока управления 2 обеспечивается увеличенная частота следования дозированного топлива в конусообразную камеру сгорания с конусообразным выступом впереди 7. Такое расположение обеспечивает оптимальное истечение воспламененных газов внутри камеры. После воспламенения топлива оно начинает выходить через изогнутые выхлопные трубы 3, 4, повернутые в разные стороны и через выхлопное сопло 8, размещенное в конце камеры сгорания. Период следования доз топлива, поступающих в камеру, не превышает времени прохождения одной дозы в камере сгорания, поэтому до окончания выхода воспламененной части топлива из камеры сгорания начинает поступать следующая порция топлива с блока управления 2, гидравлически связанного с камерой сгорания 7. В результате после воспламенения этой порции топлива она начинает взаимодействовать с ранее воспламененной первой порцией топлива. В результате ускоряется выход воспламененного газа через выхлопные трубы 3, 4 и, следовательно, ускоряется движение корпуса 1. По мере следующих поступлений порции топлива ускорение увеличивается и обеспечивается увеличение тяги и сила отталкивания аппарата при увеличенной частоте следования порции топлива. И чем больше эта частота, тем больше сила отталкивания при сохранении надежности. При этом увеличивается скорость выхода воспламеняемых газов через выхлопное сопло 8.

При этом обеспечивается экономический эффект. Объясняется это тем, что имеет место относительное движение корпуса 1 и новой воспламененной массы относительно предыдущей воспламененной массы. Движение корпуса 1 обеспечивается благодаря выходу воспламененного топлива через изогнутые выхлопные трубы 3, 4. При этом увеличивается ускорение массы и корпуса в процессе следующих друг за другом новых поступлений топлива и усиления воспламенения массы, при сохранении надежности работы камеры сгорания.

Предлагаемое устройство может быть использовано при полетах в атмосфере и в космосе. Увеличение скорости полета уменьшит время доставки пассажиров и грузов в заданные районы без увеличения расхода топлива и ухудшения надежности. Таким образом, использование предлагаемого устройства расширяет функциональные возможности летательных средств.

Летательный аппарат, состоящий из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла и жестко связанной с ним конусообразной камеры сгорания с конусообразным выступом впереди, жестко связанной также с вышеупомянутыми выхлопными трубами и имеющей гидравлическую связь с блоком управления, отличающийся тем, что используется блок управления, увеличивающий частоту следования следующих друг за другом порций топлива, сохраняющий определенное количество выдаваемого топлива в каждой порции и обеспечивающий увеличение его воспламенения в вышеупомянутой камере сгорания.

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).

Твердотопливная ракета // 2492417

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока // 2492123

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .

Ступень ракеты-носителя // 2486114

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта // 2486113

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Двухступенчатая баллистическая многоразовая транспортная космическая система // 2485025

Изобретение относится к космической технике. .

Жидкостный ракетный двигатель (варианты) // 2481550

Ракетный летательный аппарат // 2478536

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. .

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя // 2478535

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя.

Двигательная установка ракетного блока // 2474520

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя реактивного двигателя для космических и летательных аппаратов десятого поколения, подводных лодок и морских торпед // 2495790

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм. Покрытие крепится к поверхности неподвижно или подвижно с изменением угла атаки воздушного потока путем поворота вокруг осей шарнирных соединений кронштейнов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя, приводимыми в движение рычагами-толкателями от гидропривода, с установленными под пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя на кронштейнах соленоидами. Соленоиды изготовлены из материалов с высокими техническими характеристиками и запитаны от бортового источника электропитания. По проводникам соленоидов проходит электрический ток, создающий вокруг соленоидов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя магнитные поля, взаимодействующие с заряженными частицами - ионами, заполняющими воздушный поток, придавая дополнительные импульсы кинетической энергии - ускорение, увеличивая при этом скорость движения ионизированного воздушного потока. Воздушный поток проходит через фронтально установленные ионизаторы перед поверхностью покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя. Достигается увеличение скорости истечения реактивной струи. 3 ил.

Двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации // 2497730

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство. На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата, и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя. Двигательная установка по первому варианту содержит канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. Двигательная установка по второму варианту содержит трубопровод с компенсатором перемещений, сообщающий выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом. Способ эксплуатации двигательной установки включает подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника. До очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска. Достигается улучшение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата и повышение надежности ее функционирования. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

Блок тяги жидкостного ракетного двигателя // 2502645

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Способ ударного воздействия на опасные космические объекты и устройство для его осуществления // 2504503

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Связка из двух пар баков и летательная пусковая установка, снабженная такой связкой // 2509039

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Ионная двигательная установка космических аппаратов // 2518467

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа. ДУ также содержит связанные с источником электрической энергии через преобразователь, нейтрализатор, ускоряющую систему, ионизационную камеру (ИК) и магнитную систему. Выход ИП сообщен с ИК. В состав ДУ введены теплообменники для нагрева ИП и ИК, связанные с источником тепловой энергии, а также источники альфа-частиц (радиоактивные изотопы), встроенные в ИК. На внутреннюю поверхность ИК нанесен слой высокопористой структуры из смеси карбида бора и оксида бериллия. ИП и ИК нагреваются до температуры не ниже температуры кипения алюминия 27 (при разрежении, существующем в ИК). В ИК алюминиевые пары облучаются альфа-частицами. При этом наряду с ионизацией протекают некоторые ядерные реакции с выходом высокоэнергетических частиц и гамма-квантов. Например, можно ожидать скоростей порядка 2,5·104 м/с у ядер кремния 30 и порядка 3·107 м/с у некоторой части нейтронов. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат электроэнергии на ионизацию рабочего тела (повышение КПД ДУ) и увеличение удельного импульса ДУ. 1 ил.

Летательный аппарат // 2521145

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.

Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов // 2522763

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Бортовая электролизная установка космического аппарата // 2525350

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения. Последняя содержит циркуляционный насос, кислородный и водородный контуры циркуляции воды. Каждый из контуров включает в себя соответствующую полость электролизера и газоотделитель в виде центробежного сепаратора. Сепараторы соединены с общим электроприводом постоянного тока циркуляционного насоса. Этот электропривод подключен к системе электропитания КА последовательно с электролизером. Кислородный контур снабжен входной водяной магистралью с клапаном и в нем установлен теплообменник, подключенный к системе терморегулирования КА. Техническим результатом изобретения является стабилизация режима работы электролизера и повышение надежности бортовой электролизной установки. 1 ил.

Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата // 2529084

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством. В этом пространстве размещен многослойный сверхизолятор (20). Предусмотрено устройство (14) для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором (11). Данное устройство служит для локализации жидкости внутри резервуара (1А) при нахождении в условиях микрогравитации. Заливной трубопровод (21) расположен в нижней (при нахождении на Земле) части резервуара (1А) и окружен двойной стенкой вакуумной изоляции. Спускной трубопровод (22А), соединяющий резервуар (1А) с внешней оболочкой (1В), имеет длину внутренней части не менее половины диаметра резервуара (1А). Технический результат изобретения состоит в повышении конструкционного совершенства резервуаров с гидроарматурой и безопасности обслуживающего персонала. 17 з.п. ф-лы, 10 ил.