Способ управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата

Авторы патента:

F02K9/00 - Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)

Владельцы патента RU 2504683:

Алексенко Михаил Никитович (RU)

Способ относится к аэрокосмической технике и включает в себя управление вектором тяги реактивного двигателя, истекающий из камеры сгорания поток топлива вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока и систему управления летательного аппарата, управляющую электромагнитами. Управление вектором тяги реактивного двигателя достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие воздействия электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления. Плазма состоит из положительно заряженных ионов и отрицательно заряженных электронов, при этом масса ионов на несколько порядков превышает массу электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением движения потока положительных ионов. Использование способа позволят значительно упростить конструкцию летательного аппарата вследствие замены управляющих сопел стационарными, значительно уменьшить вес и увеличить надежность работы реактивного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Область техники

Способ управления вектором тяги реактивного двигателя относится к аэрокосмической технике.

Уровень техники

Известно устройство синхрофазотрона для управления и разгона протонов в нарастающем магнитном поле. Советская энциклопедия, 1968 г., стр.168.

Признак, являющийся общим для известного и заявленного способа, является воздействие электромагнитного поля на элементарные частицы, в том числе и протоны.

К причинам, препятствующим получению указанного результата, относится то, что протоны находятся в тороидальной формы вакуумной камере, создающей условия для разгона этих протонов до очень высоких скоростей, но не для отклонения потока протонов от оси движения.

Известен способ формирования на поверхности ферромагнитной жидкости образований в виде «иголок ежа». При увеличении напряженности магнитного поля вблизи поверхности жидкости, магнитная жидкость притягивается и поднимается вверх, к магниту, и образует поверхность, похожую на шипы ежа. Журнал «Техника молодежи», №921, июнь, 2010 г., стр.42, репортаж с выставки инноваций, Иван Седов.

Признак, являющийся общим для известного и заявленного решения, является перемещение массы ионизированных частиц к полюсам магнита.

Причиной, препятствующей получению требуемого результата, является то, что визуализация влияния магнитного поля на изменение формы поверхности ноля проводилась на спокойной стационарной поверхности жидкости, находящейся в емкости.

Известен способ выравнивания вихреобразного потока воздуха на входе в воздухозаборник газотурбинного двигателя (ГТД) с воздушным винтом за счет ионизации потока воздуха и воздействия на него магнитного поля.

Признак, являющийся общим для известного и заявленного способа, является управляющее воздействие электромагнитов на ионизированный поток газа.

Причины, препятствующие получению требуемого результата в данном способе заключается в том, что для управления (выравнивания плотности) закрученного потока воздуха перед воздухозаборником:

а) поток воздуха необходимо искусственно ионизировать за счет воздействия па него электрического разряда, образуемого введенными в поток электродами, тогда как в заявленном способе ионизация газового потока, истекающего из камеры сгорания, достигается за счет высокой температуры сгорания топлива (термической ионизации);

б) перемещение ионов газа в потоке происходит поперек оси движения потока от периферии к центру потока, и не влияет на направление вектора тяги ГТД.

Статья «Управление потоком ионизированного газа в дозвуковом входном устройстве ГТД (газотурбинного двигателя) с воздушным винтом», О.В. Драч, УДК 629.735.03.621.43.031.3 (045)

http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/Vejpt/2007_6_4/EEJET_6_4_2007_13-16.pdf

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявленному изобретению является способ управления пучком (потоком) электронов в кинескопе.

Признак, являющийся общим для известного и заявленного способа, является воздействие на поток заряженных частиц (электронов), вылетающих из электронной пушки, магнитного поля отклоняющей системы, состоящей из вертикальных и горизонтальных отклоняющих катушек, воздействующих на поток электронов магнитным полем, и заставляющим поток электронов отклоняться в двух плоскостях (вверх-вниз и вправо-влево).

К причинам, препятствующим получению указанного результата относится то, что отклоняемый поток электронов в силу ничтожной массы потока не оказывает кинетического воздействия на элементы устройства.

Раскрытие изобретения

Сущность заявляемого способа

Истекающий из камеры сгорания поток газов при температуре от 3500°C в камере сгорания до 1500°C на выходном срезе сопла является ионизированным, (находящимся в состоянии плазмы) за счет воздействия указанной температуры (так называемая термическая ионизация), т.е. состоящим из положительно заряженных ионов и отрицательно заряженных электронов. При воздействии на поток плазмы электромагнитами управления, поток положительно заряженных ионов будет отклоняться в сторону отрицательного полюса магнита, а электронов - к положительному. При этом масса ионов в потоке на несколько порядков выше массы электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением потока положительных ионов относительно оси сопла под воздействием на него электромагнитов управления.

Управление вектором тяги РД достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие воздействия электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления.

Таким образом, управление вектором тяги двигателя достигается не наклоном оси подвижной части сопла относительно вектора движения потока истекающего газа, а отклонение массивной положительно заряженной части потока истекающего газа относительно оси сопла реактивного двигателя под воздействием магнитных полей управляющих магнитов, расположенных в плоскостях симметрии I-III и II-IV.

Технический результат заявляемого способа

Задачами заявляемого способа управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата являются:

1. Упрощение конструкции сопел реактивного двигателя за счет замены управляющих (подвижных) сопел стационарными.

2. Уменьшение веса реактивного двигателя.

Решение указанных задач достигается за счет исключения из конструкции сопла реактивного двигателя:

- электрогидравлических или электромеханических рулевых приводов, обеспечивающих отклонение подвижного сопла, и элементов их крепления.

- элементов подвески подвижной части сопла, герметизации и термоизоляции подвески;

- аккумуляторных батарей или других бортовых источников для рулевых приводов управляющих сопел ЛА.

Техническим результатом решения указанных задач является соответственно:

1. Повышение надежности работы реактивного двигателя летательного аппарата за счет исключения механических узлов из конструкции реактивного двигателя.

2. Увеличение дальности полета при равном количестве топлива за счет уменьшения веса конструкции реактивного двигателя.

Новизна технического решения заключается в том, что изменение направления вектора тяги РД происходит вследствие воздействия электромагнитами управления па истекающий из сопла поток продуктов сгорания топлива, представляющий собой ионизированный газ (плазму) за счет температуры горения топлива (термической ионизации). Температура продуктов сгорания находится в пределах от 3500°C в камере сгорания и до 1500°C на выходном срезе сопла. При этом масса потока положительных ионов на несколько порядков выше массы электронов.

Технический результат заявляемого способа заключается в том, что электромагнитами управления отклоняется поток относительно оси симметрии сопла. определяющего направление вектора тяги.

Перечень фигур чертежей

Краткое описание чертежа

Конструктивная схема устройства представлена на чертеже. На стационарном сопле (1) установлены две пары электромагнитов управления (2) в виде, например, продольных полос вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба (3), в плоскостях симметрии I-III и II-IV.

С целью получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги сопла, по течению потока плазмы в его поперечном сечении, например в критическом сечении, установлен МГД-генератор (4). Электрический ток, вырабатываемый МГД-генератором, проходит через выпрямитель (5) и стабилизатор (6).

При этом на парные электромагниты управления (2), установленные в плоскости симметрии I-III или II-IV, подается электрический ток противоположных знаков по командным сигналам системы управления летательным аппаратом.

1. Способ управления вектором тяги сопла реактивного двигателя летательного аппарата, отличающийся тем, что для изменения направления вектора тяги отклоняется относительно оси симметрии поток истекающих из сопла газов, состоящих из плазмы (ионов и электронов) посредством воздействия на него парными электромагнитами управления, в виде, например, полос, установленных вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба в плоскостях симметрии, при этом на парные электромагниты управления подается электрический ток противоположных знаков по командному сигналу системы управления летательным аппаратом.

2. Способ управления вектором тяги по п.1, отличающийся тем, что для получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги, на сопло установлен МГД-генератор индукционного типа.

Ракетный летательный аппарат // 2478536

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

Жидкостный ракетный двигатель // 2476706

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. .

Способ прогнозирования осадкообразования в энергоустановках многоразового использования на жидких углеводородных горючих и охладителях // 2467195

Изобретение относится к области энергетики, в частности к тепловым измерениям и измерениям расхода углероводородных горючих и теплоносителей. .

Реактивный двигатель // 2454559

Изобретение относится к авиации и космонавтике. .

Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей // 2442904

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к ракетному топливу для жидкостных ракетных двигателей. .

Импульсный реактивный двигатель // 2433295

Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .

Способ создания импульса силы и устройство для его реализации // 2413860

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам создания импульса силы, и может найти применение в двигателях ракет, устройствах компенсации усилия отдачи и прочих энергетических установках с малым временем работы, предназначенных для создания заданных усилий.

Термосиловая охлаждаемая конструкция стенки элемента высокотемпературного воздушно-газового тракта // 2403491

Изобретение относится к конструкциям охлаждаемых силовых стенок различных машин и аппаратов, подвергающихся значительным тепловым нагрузкам, а именно к конструкциям стенок высокотемпературных воздушно-газовых трактов воздушно-реактивных двигателей, ЖРД, тепловых реакторов, различного типа котлов и теплообменников.

Способ работы ракетного двигателя и ракетный двигатель романова // 2380563

Изобретение относится к теплоэнергетике и двигателестроению, а именно к ракетным двигателям, и может быть использовано для мобильных и стационарных объектов, использующих реактивную тягу, и для генерации жидкого или парообразного теплоносителя в системах теплоснабжения.

Ракетное топливо // 2513850

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей. Ракетное топливо содержит горючее, которое представляет собой боразин, и окислитель. При наличии в окислителе связанного азота топливо дополнительно содержит бор или его соединения, например, диборан, тетраборан, декаборан, боргидрид бериллия, бориды металлов. В качестве одного из вариантов ракетное топливо содержит в качестве горючего 62,65±15,0% боразина и окислитель кислород 37,35±15,0%. В качестве другого варианта ракетное топливо содержит 34,56±13,0% боразина, 51,52±13,0% кислорода и 13,02±13,0% бора. При этом во всех случаях сумма соотношений компонентов должна составлять 100%. Изобретение позволяет получить высокоэнергетическое топливо и уменьшить конфузор сопла, т.е. облегчить ракетный двигатель. 3 н. и 1 з.п. ф-лы.

Ракетное топливо староверова - 15 (варианты) // 2516711

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель. Варианты ракетного топлива имеют следующий состав при следующем соотношении компонентов в мас.%: боргидрид бериллия - 34,63±10%, динитрамид аммония - 55,50±10%, гидрид бериллия - 9,87±5%, или боргидрид бериллия - 23,78±10%, динитрамид аммония - 76,22±10%, или боргидрид лития - 35,85±10%, динитрамид аммония - 51,06±10%, гидрид лития - 13,09±5%, или боргидрид алюминия - 23,66±10%, динитрамид аммония - 57,76±10%, гидрид алюминия - 18,58±5%, или декаборан - 39,64±10%, динитрамид аммония - 60,36±10%. Другие варианты ракетного топлива получены с использованием реакции с аммиаком (мас.%): боргидрида бериллия - 44,61±10%, динитрамида аммония - 35,75±10%, аммиака - 19,63±5%. Все эти реакции возможны также с другим окислителем - шестиокисью азота N3O6. Двигатель с таким топливом из газов выделяет только чистый водород. 11 н.п. ф-лы.

Ракетное топливо староверова - 14 (варианты) // 2516825

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель. Варианты топлива содержат горючее и окислитель при следующих соотношениях компонентов: боргидрид бериллия - 35,26%+-10%, динитрамид аммония - 56,52%+-10%, бериллий - 8,22%+-5% или боргидрид лития - 36,45%+-10%, динитрамид аммония - 51,93%+-10%, литий - 11,62%+-5%,или боргидрид алюминия - 24,1%+-10%, динитрамид аммония - 58,84%+-10%, алюминий - 17,06%+-5%. Ракетный двигатель с этим топливом из газов выделяет только чистый водород. 3 н.п. ф-лы.

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя // 2527798

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя (РД) включает истекающий из камеры сгорания топлива поток плазмы вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока, и система управления летательного аппарата (ЛА), управляющая электромагнитами. Управление вектором тяги РД достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие изменения напряженности электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления. Поток плазмы, как известно, состоит из положительно заряженных ионов и электронов. При этом масса ионов на несколько порядков превышает массу электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением движения потока ионов. Использование устройства и его составляющих частей позволит значительно упростить конструкцию ЛА вследствие замены управляющих сопел стационарными, а также исключить рулевой привод, бортовые источники питания рулевого привода и тем самым значительно уменьшить вес и увеличить надежность работы РД и, как следствие, в целом летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы,2 ил.

Способ изготовления оболочек // 2533242

Изобретение относится к обработке металлов давлением, в частности к способам объемной штамповки и ротационной вытяжки с утонением тонкостенных оболочек - тел вращения. Из отрезка прутка выдавливают полую моноблочную заготовку с дном, на котором с внешней и/или внутренней стороны размещают местные утолщения. Обрабатывают резанием ее внутреннюю и наружную поверхности, осуществляют ротационную вытяжку с утонением с допустимой степенью деформации, термическую обработку и окончательную обработку резанием. Причем местные утолщения превышают минимальную толщину оболочки не менее чем в 10 раз. Повышаются прочностные характеристики. 2 ил.

Окислитель и ракетное топливо с ним // 2534533

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, содержащих окислитель и горючие вещества. Окислитель ракетного топлива содержит нитрат бора. Ракетное топливо содержит указанный окислитель и горючие вещества, такие как чистый или связанный бор, например бораны (диборан), боргидрид бериллия, карбид бора, бориды металлов. Кроме большого выделения водорода бор реагирует с выделяющимся азотом с образованием нитрида бора и с тепловыделением 252,6 кДж/моль. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

Двигательная установка космического летательного аппарата // 2539064

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом. Размеры поперечного сечения канала соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. Изобретение позволяет охладить криогенный компонент в накопителе капиллярного типа. 3 ил.

Система выдачи импульсов тяг // 2560645

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы. Система содержит систему управления, баки сферической формы с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими топливные и газовые полости, шар-баллоны, заправочные горловины, блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги, корректирующе-тормозной двигатель, дроссели, электропневмоклапаны, электрожидкостные и обратные клапаны, сигнализаторы давления, магистрали подачи топлива и наддува, при этом система дополнительно снабжена герметичными упругими разделителями среды, соединяющими выходные трубопроводы топливных полостей баков окислителя и горючего с трубопроводами, объединяющими газовые полости баков, и их жесткость меньше жесткости деформируемых металлических перегородок баков, а корректирующе-тормозной двигатель совместно с тремя дополнительно введенными собраны в блок, установленный на продольной оси космического аппарата, при этом управляющие жидкостные реактивные двигатели малой тяги объединены в четыре блока по три штуки, причем в каждом блоке два двигателя установлены с диаметрально противоположным направлением вектора тяги в плоскости, перпендикулярной продольной оси космического аппарата, а вектор тяги третьего двигателя, установленного в плоскости продольной оси космического аппарата, направлен в сторону, противоположную направлению полета, при этом блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги попарно закреплены в диаметрально противоположных местах космического аппарата, а в магистралях подачи компонентов топлива к основным коллекторам управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги и к коллекторам корректирующе-тормозных двигателей установлены четыре пары параллельно соединенных между собой электрожидкостных клапанов. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы системы выдачи импульсов тяг при длительном сроке эксплуатации, снижение ее массы, а также улучшение управляемости полетом космического аппарата. 3 ил.

Устройство для крепления агрегатов жидкостного ракетного двигателя // 2573628

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки. На раме или агрегате содержатся бобышки из одинакового с основными опорами материала. На одной из основных опор нанесена отличительная кольцевая риска. Изобретение позволяет повысить вибропрочность и надёжность устройства. 4 з.п. ф-лы, 12 ил.

Двигательная установка космического объекта и гидравлический конденсатор для нее // 2583994

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.