Летательный аппарат

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенного 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. В аппарате 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. Вводится блок изогнутых конусообразных камер сгорания, период следования доз топлива с которых также не превышает время прохождения одной дозы внутри вышеупомянутой центральной камеры сгорания и имеющей гидравлическую связь с боковыми камерами. В задней части центральной камеры имеется сопло. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения. 1 ил.

 

Изобретение относится к области воздушно-космической техники, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и космосе. Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2363625 автор Часовской А.А. В нем увеличивается ускорение без уменьшения надежности и увеличения громоздкости. Так же используется 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 из блока управления, а затем воспламеняется. Однако увеличения ускорения не всегда достаточно. Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2494020 автор Часовской А.А.. В нем, в отличие от вышеупомянутого, осуществляется введение блока из изогнутых конусообразных камер сгорания. Однако в нем также увеличение ускорения не всегда достаточно. С помощью предлагаемого устройства обеспечивается достаточное увеличение ускорения. Достигается это введнием блока из изогнутых конусообразных камер сгорания, период следования доз топлива с которых также не превышает время прохождения предыдущей дозы внутри центральной камеры сгорания в течение следующих друг за другом периодов этих доз и имеющей гидравлическую связь позади с боковыми камерами.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус;

2 - блок управления;

3 - блок из изогнутых конусообразных камер сгорания; 4.5. - реактивные двигатели;

6 - центральная конусообразная камера сгорания;

7 - выхлопное сопло, при этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 4, 5 и блоком управления 2, центральной конусообразной камерой сгорания 6 с конусообразным выступом впереди, блоком изогнутых конусообразных камер сгорания 3, выхлопным соплом 7, имеющим гидравлическую связь с камерой 6 и блоком 3.

Устройство работает следующим образом. Начальное движение летательному аппарату придается с помощью реактивных двигателей 4,5. Для осуществления дальнейшего ускорения с помощью блока управления 2 обеспечивается увеличенная частота следования дозированного топлива в конусообразную камеру сгорания 6 с конусообразным выступом впереди. Такое расположение обеспечивает оптимальное истечение воспламененных газов внутри камеры. После воспламенения топлива оно начинает выходить из изогнутых конусообразных камер сгорания 3, повернутых в разные стороны и через выхлопное сопло 7, размещенное в конце камеры сгорания 6. Период следования доз топлива, поступающих в камеры сгорания, не превышает времени прохождения предыдущей дозы топлива из камеры 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 6. В результате после воспламенения этой порции топлива она начинает взаимодействовать с ранее воспламененной первой порцией топлива. В результате ускоряется выход воспламененного газа через блок изогнутых конусообразных камер сгорания 3 и следовательно, ускоряется движение корпуса 1. По мере следующих поступлений порций топлива ускорение увеличивается и обеспечивается увеличение тяги и силы отталкивания аппарата при увеличенной частоте следования порций топлива, то есть в течении следующих друг за другом периодов этих доз. И чем больше эта частота, тем больше сила отталкивания при сохранении надежности. При этом увеличивается скорость выхода воспламеняемых газов через выхлопное сопло 7 и увеличивается скорость.

При этом обеспечивается увеличение экономического эффекта. 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 изогнутый блок конусообразных камер сгорания 3. 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 и обеспечивает достаточное ускорение, что уменьшает время межпланетных полетов.

Летательный аппарат, состоящий из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенного 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, а также вводится блок изогнутых конусообразных камер сгорания, период следования доз топлива с которых также не превышает время прохождения одной дозы внутри вышеупомянутой центральной камеры сгорания и имеющей гидравлическую связь с боковыми камерами, причем в конце центральной камеры имеется сопло, размещенное позади камер.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к электрическим ионным двигателям, снабженным устройством для регулирования силы тяги за счет дополнительного ускорения ионов в высокочастотном поле.

Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды и, в частности, касается устройства (109) регулирования расхода, содержащего входную камеру (206), выходную камеру (207), множество электропроводящих капиллярных каналов (201-205), соединяющих гидравлически и параллельно входную камеру (206) и выходную камеру (207), первую и вторую электрические клеммы (208, 209), выполненные с возможностью соединения с источником электрического тока, и по меньшей мере один электрический переключатель (210a, 210b, 211a, 211b), расположенный таким образом, чтобы выборочно подсоединять один или несколько указанных капиллярных каналов (201-205) между электрическими клеммами (208, 209).

Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды и, в частности, касается устройства (109) регулирования расхода, содержащего входную камеру (206), выходную камеру (207), множество электропроводящих капиллярных каналов (201-205), соединяющих гидравлически и параллельно входную камеру (206) и выходную камеру (207), первую и вторую электрические клеммы (208, 209), выполненные с возможностью соединения с источником электрического тока, и по меньшей мере один электрический переключатель (210a, 210b, 211a, 211b), расположенный таким образом, чтобы выборочно подсоединять один или несколько указанных капиллярных каналов (201-205) между электрическими клеммами (208, 209).

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит жестко связанные с корпусом два реактивных двигателя, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом, блок управления, лазер, разветвленный световод.

Изобретение относится к двигательным системам для маневрирования и ориентации, преимущественно малых (нано- и пико-) спутников. Система, связанная штангой (57) со спутником (58), содержит круглую (1) и кольцеобразную (2) термостойкие диэлектрические подложки.

Изобретение относится к двигательным системам для маневрирования и ориентации, преимущественно малых (нано- и пико-) спутников. Система, связанная штангой (57) со спутником (58), содержит круглую (1) и кольцеобразную (2) термостойкие диэлектрические подложки.

Изобретение относится к двигательным системам транспортных средств. Система тяги для транспортного средства содержит минимум три контроллера электропитания; минимум четыре электрических переключателя, каждый из которых получает питание от одного из трех контроллеров, и минимум три двигателя малой тяги.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам поворота блока коррекции в составе космического аппарата (КА), и может быть использовано в аппаратах различных видов, а также в качестве опорно-поворотного устройства для наземных устройств.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей (СП) с применением тепловых труб (ТТ).

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов (КА) с солнечным парусом (СП). Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея (СБ).
Изобретение относится к автономной бортовой системе спуска (АБСС) отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевыми ЖРД. Способ включает испытания входящей в состав АБСС системы испарения остатков жидкого топлива в баке ОС в процессе пуска РН, исключая другие элементы АБСС.

Изобретение относится к пространственным манёврам космических аппаратов (КА) в нецентральном гравитационном поле Земли при сближении с объектами космического мусора (ОКМ).

Группа изобретений относится к космическим летательным аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель (РН) включает центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты.
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов. В способе стабилизации углового движения некооперируемого объекта при бесконтактной транспортировке облучают объект пучком ускоренных ионов, регистрируют изображение объекта на плоском экране, управляют направлением ионного пучка до достижения заданного состояния движения объекта.

Изобретение относится к области управления положением объектов в космическом пространстве. Способ перемещения объектов космического мусора с постепенным использованием его вещества в качестве рабочего тела реактивного движителя космическим аппаратом (КА), оснащенным лазерной двигательной установкой и устройством, обеспечивающим сканирование поверхности произвольной формы.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) при их движении по траектории спуска. Спуск ОЧ РН на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ спуска отработанной части (ОЧ) ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива в заданный район падения основан на стабилизации и ориентации ОЧ за счет энергетики невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации и подачи в сопла сброса газореактивной системы.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО.

Изобретение относится к области авиации. Технический результат заключается в осуществлении взлета и посадки самолета с любой взлетно-посадочной полосы.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенного 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. В аппарате 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. Вводится блок изогнутых конусообразных камер сгорания, период следования доз топлива с которых также не превышает время прохождения одной дозы внутри вышеупомянутой центральной камеры сгорания и имеющей гидравлическую связь с боковыми камерами. В задней части центральной камеры имеется сопло. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения. 1 ил.

Наверх