Изобретение относится к управляемым аэростатическим летательным аппаратам дирижаблям, более точно к дирижаблям полужесткой системы с термическим балластированием. Конкретно к дирижаблям полужесткой системы с термическим балластированием и изменяемой формой корпуса.
Изобретение может быть реализовано как воздушное транспортное средство для осуществления пассажирских, грузо-пассажирских и грузовых перевозок, не требующее специально оборудованных площадок для осуществления посадки и длительного базирования.
Известен дирижабль полужесткой системы (Ведучио Р. Полужесткая система воздушных кораблей. ГНТИ, М.-Л.1932), включающий наружную оболочку, расположенную в нижней части корпуса жесткую силовую килевую форму, закрепленную на наружной оболочке при помощи внутренней подвески выполненной из продольно жестких элементов, дифференцированные емкости заполненные газом легче воздуха, носовое усиление, закрепленную на силовой килевой ферме гондолу, силовую установку, органы управления и причально-посадочные устройства. Недостатками указанного дирижабля являются необходимость использования оборудованных причальными устройствами площадок, сооружения эллингов для длительного наземного базирования, а также необходимость ориентации дирижабля по ветру в случае открытой стоянки.
Известна также посадочная система дирижабля (патент Великобритании N 2198399, В 64 F 1/00, 1988), включающая платформу, помещенную на поворотном круге таким образом, что платформа может быть ориентирована по направлению ветра и удерживает дирижабль с удлиненной формой корпуса в этом направлении. Платформа включает в себя элементы крепления для удержания дирижабля и приспособление для осуществления погрузо-разгрузочных работ. Недостатками указанной посадочной системы являются невозможность сооружения ее в любой точке возможной посадки дирижабля.
Целью изобретения является создание полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата, способного осуществлять посадку на необорудованные площадки, соизмеримые с его линейными размерами, и не требующего использования для стоянки и длительного базирования сооружения специально оборудованных посадочных площадок и эллингов.
Это достигается тем, что полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат, включающий мягкую наружную оболочку, жесткую силовую килевую ферму, дифференцированные емкости, заполненные газом легче воздуха, носовое усиление, закрепленную на силовой килевой ферме гондолу, силовую установку, органы управления и причальнопосадочные устройства, снабжен расположенным вдоль его продольной оси жестким силовым поясом с закрепленными на нем не менее, чем двумя жесткими поперечными балками; наружная оболочка выполнена в виде двух верхней и нижней оболочек, при этом верхняя оболочка расположена над указанным жестким силовым поясом, а нижняя оболочка расположена под жестким силовым поясом; верхняя и нижняя оболочки своими кромками закреплены на жестком силовом поясе; относительная высота верхней оболочки, выраженная отношением расстояния от жесткого силового пояса до верхней точки оболочки к ширине корпуса летательного аппарата, выбрана в пределах от 0,25 до 1,0; относительное удлинение верхней оболочки, выраженное отношением длины корпуса летательного аппарата к расстоянию от жесткого силового пояса до верхней точки верхней оболочки, выбрано в пределах от 2,5 до 6,0; отношение расстояния от жесткого силового пояса до верхней точки верхней оболочки к расстоянию от указанного силового пояса до нижней точки нижней оболочки выбрано в пределах от 1,0 до 2,5; в средней части корпуса летательного аппарата размещена внутренняя оболочка, закрепленная своей нижней частью на жесткой силовой килевой ферме, а верхней кромкой закрепленная на верхней оболочке и снабженная приспособлениями для подачи в указанную внутреннюю оболочку и выпуска из нее нагретого газа и забортного воздуха; упомянутая жесткая силовая килевая ферма при помощи внутренней подвески, выполненной из продольно жестких элементов регулируемой длины, закреплена на верхней оболочке и на жестком силовом поясе: упомянутые дифференцированные емкости, заполненные газом легче воздуха выполнены в виде мягких баллонов, размещены между наружной и внутренней оболочками вдоль бортов и в носовой и в кормовой частях корпуса летательного аппарата, и закреплены на жесткой силовой килевой ферме двигатели силовой установки и причально-посадочные устройства закреплены на жестком силовом поясе; двигатели силовой установки размещены в гондолах и выполнены поворотными, при этом поворотные устройства двигателей выполнены таким образом, что направление создаваемой двигателями тяги может быть изменено относительно продольной оси летательного аппарата по вертикали на угол не менее 90 градусов и по горизонтали на угол не менее 30 градусов; в кормовой части корпуса летательного аппарата на жестком силовом поясе закреплен жесткий стабилизатор, на котором установлены вертикальные аэродинамические рули.
В пространстве между наружной и внутренней оболочкам следует установить вентиляторы.
Жесткий силовой пояс целесообразно выполнить полым и снабдить емкостями для размещения балласта.
Вариантом выполнения емкостей для размещения балласта может быть выбрано выполнение их в виде емкостей для размещения жидкого балласта. При этом емкости для размещения жидкого балласта необходимо снабдить приспособлениями для закачки и слива балласта.
В плоскости жесткого силового пояса следует расположить коридор силового пояса. Коридор силового пояса необходимо соединить с гондолой при помощи мягкого коридора снабженного трапом.
Приспособление для выпуска нагретого газа и забортного воздуха из внутренней оболочки следует выполнить в виде вентиляторов и управляемых клапанов, закрепленных на верхней оболочке. Указанные клапаны, закрепленные на верхней оболочке, целесообразно расположить в ряд вдоль продольной оси корпуса летательного аппарата. При этом расположенные в ряд клапаны должны занимать длину не менее 0,5 длины корпуса летательного аппарата.
Внутреннюю оболочку следует снабдить приспособлением для уменьшения объема ограниченного этой оболочкой, выполненным в виде тросов, одни концы которых закреплены на внутренней оболочке, а другие концы указанных тросов закреплены на лебедках установленных на жесткой силовой килевой ферме.
Желательно аэродинамические вертикальные рули выполнить цельноповоротными, управляемыми в полете и флюгирующими на стоянке.
Вариантом выполнения носового усиления может являться выполнение его в виде жестких элементов закрепленных на жестком силовом поясе при помощи шарниров и зафиксированных на наружной оболочке.
Другим вариантом выполнения носового усиления может являться выполнение его в виде закрепленных на внешней оболочке мягких карманов с вложенными в них мягкими герметичными трубами снабженными приспособлениями для создания в указанных трубах избыточного давления.
Летательный аппарат желательно снабдить приспособлением для обдува корпуса, выполненным в виде закрепленных на внешней оболочке мягких труб с отверстиями, выходящими на наружную поверхность его корпуса и оснастить их приспособлениями для подачи нагретого газа.
Вариантом выполнения приспособления для обдува корпуса может быть выбрано выполнение его в виде двух мягких труб закрепленных на внутренней поверхности наружной оболочки в кормовой части корпуса соответственно на расстоянии от 0.60 до 0,75 и от 0,80 до 0,90 длины корпуса летательного аппарата от его носовой части.
Необходимо оснастить летательный аппарат свободноповоротными шасси, закрепленными на стойках установленных на жестком силовом поясе.
Целесообразно в носовой части корпуса летательного аппарата на жестком силовом поясе закрепить при помощи шарнира телескопический жесткий элемент, снабженный узлом якорения, приспособлением для складывания и выпуска указанного телескопического элемента в рабочее состояние, а также приспособлением для подтягивания его к нижней оболочке. Общую длину телескопического жесткого элемента следует выбрать не меньшей, чем расстояние от жесткого силового пояса до нижней точки гондолы, а длину телескопического элемента в сложенном состоянии выбрать равной высоте шасси.
Летательный аппарат следует оснастить закрепленным на жестком силовой ферме грузовым отсеком и выполнить грузовой отсек в виде унифицированного отделяемого модуля.
Сущность изобретения состоит в том, что полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат, включающий мягкую наружную оболочку, жесткую силовую килевую ферму, носовое усиление, гондолу, силовую установку, средства управления и причально-посадочные устройства, согласно изобретению, оснащен жестким силовым поясом с закрепленными на нем не менее, чем двумя жесткими силовыми поперечными балками. Наличие жесткого силового пояса с жесткими силовыми поперечными фермами увеличивает жесткость корпуса летательного аппарата, а также дает возможность в сочетании с другими элементами конструкции изменять форму корпуса летательного аппарата на стоянке. Жесткий силовой пояс выполнен в плане в форме овала, эллипса или их сочетания. Мягкая наружная оболочка выполнена в виде двух верхней и нижней оболочек, соответственно расположенных выше и ниже жесткого силового пояса. Верхняя и нижняя оболочки своими кромками закреплены на жестком силовом поясе. Относительная высота верхней оболочки, выраженная отношением ее высоты - расстояния от жесткого силового пояса до верхней точки этой оболочки к ширине корпуса летательного аппарата выбрана в пределах от 0,25 до 1,0. Относительное удлинение верхней оболочки, выраженное отношением длины корпуса летательного аппарата к высоте верхней оболочки, выбрана в пределах от 2,5 до 6,0. Отношение высоты верхней оболочки к расстоянию от жесткого силового пояса до нижней точки нижней оболочки выбрано в пределах от 1,0 до 2,5. Указанные величины и соотношения получены расчетным путем с учетом аэродинамических свойств и прочности корпуса летательного аппарата.
В средней части корпуса летательного аппарата внутри наружной мягкой оболочки размещена мягкая внутренняя оболочка. Внутренняя оболочка своей нижней частью закреплена на жесткой силовой килевой ферме, а верхней кромкой закреплена на верхней оболочке. Внутренняя оболочка снабжена приспособлениями для подачи в нее и выпуска нагретого газа и забортного воздуха. Объем, ограниченный внутренней оболочкой, является вместилищем нагретого газа, т.е. является термообъемом летательного аппарата. Нагретый газ, находящийся во внутренней оболочке, создает аэростатическую подъемную силу, компенсирующую вес перевозимого летательным аппаратом коммерческого груза. За счет изменения температуры нагретого газа во внутренней оболочке путем подачи нагретого газа или забортного воздуха и их выпуска из внутренней оболочки осуществляется управление летательным аппаратом по высоте. Источником нагретого газа являются преимущественно двигатели силовой установки. Возможно использование в качестве источника нагретого газа специально предназначенных для этого горелок. Внутренняя оболочка снабжена приспособлением для уменьшения ограниченного ею объема, выполненным в виде тросов, одни концы которых закреплены на верхней части внутренней оболочки, а другие концы закреплены на лебедках, установленных на жесткой силовой килевой ферме. Наличие приспособления для уменьшения объема, ограниченного внутренней оболочкой, ускоряет выпуск из нее газа и способствует приданию корпусу летательного аппарата на стоянке обтекаемой формы.
Жесткая силовая килевая ферма закреплена на наружной оболочке (конкретно на верхней оболочке) и на жестком силовом поясе при помощи внутренней подвески, выполненной из продольно жестких элементов изменяемой длины, например тросов. При этом одни концы тросов внутренней подвески закреплены стационарно (на верхней оболочке или на жестком силовом поясе), а другие концы тросов закреплены на лебедках. Лебедки установлены на жесткой силовой килевой ферме. Закрепление жесткой силовой фермы при помощи внутренней подвески как на верхней оболочке, так и на жестком силовом поясе позволяет снять существенную часть нагрузки с наружной оболочки.
Дифференцированные емкости, заполненные газом легче воздуха, выполнена в виде мягких баллонов, которые размещены в пространстве между наружной и внутренней оболочками вдоль бортов и в носовой и кормовой частях корпуса летательного аппарата, и закреплены на жесткой силовой килевой ферме. Закрепление баллонов, заполненных газом легче воздуха, на жесткой силовой килевой ферме способствует передаче части нагрузки с баллонов на силовой элемент килевую ферму на которой закреплен полезный груз.
В полости, ограниченной наружной и внутренней оболочками, между баллонами установлены вентиляторы. Прокачка воздуха вентиляторами способствует интенсивному теплообмену между находящимся во внутренней оболочке нагретым газом, нагретым газом и забортным воздухом или заборным воздухом и находящимся в баллонах газом легче воздуха.
Двигатели силовой установки размещены в гондолах, закрепленных на жестком силовом поясе. Двигатели выполнены поворотными. При этом поворотные устройства двигателей выполнены таким образом, что направление создаваемой двигателями тяги может быть изменено относительно продольной оси летательного аппарата по вертикали на угол не менее 90 градусов и по горизонтали на угол не менее 30 градусов. Наличие поворотных по вертикали и горизонтали устройств двигателей позволяет использовать силовую установку не только в качестве маршевой силовой установки, но и применять двигатели в качестве активных средств управления по курсу, тангажу и крену, а также использовать двигатели силовой установки в качестве силовой установки вертикальной тяги. Двигатели силовой установки закреплены на жестком силовом поясе преимущественно в кормовой части корпуса летательного аппарата.
В кормовой части корпуса летательного аппарата закреплен горизонтальный стабилизатор, выполненный в виде развития жесткого силового пояса. На стабилизаторе установлены аэродинамические вертикальные рули цельноповоротные в полете и флюгирующие на стоянке. Выполнение аэродинамических вертикальных рулей флюгирующими на стоянке дает возможность ориентации указанных рулей в соответствии с направлением ветра, что снижает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.
На жестком силовом поясе закреплены шасси и причально-посадочные устройства.
Жесткий силовой пояс выполнен полым и снабжен емкостями для размещения балласта. Балласт используется для увеличения веса летательного аппарата, преимущественно на стоянке. Увеличение веса летательного аппарата на стоянке способствует увеличению его сопротивления ветровым нагрузкам и способствует повышению надежности швартовки на поверхности Земли. Наиболее удобным является использование жидкого балласта, в первую очередь воды. Емкости для размещения жидкого балласта снабжены приспособлениями для закачки с Земли и для слива балласта.
В полости жесткого силового пояса расположен коридор силового пояса соединенный с кабиной управления при помощи мягкого коридора, снабженного трапом. Наличие коридора обеспечивает доступ к установленным на силовом поясе механизмам как на стоянке, так и в полете.
Приспособление для выпуска из внутренней оболочки нагретого газа и воздуха выполнено в виде вентиляторов и управляемых клапанов, закрепленных на верхней оболочке. Клапаны расположены в ряд вдоль продольной оси корпуса летательного аппарата и занимают длину не менее 0,5 длины корпуса. Наличие клапанов для выпуска нагретого газа или воздуха из внутренней оболочки, кроме того, дает возможность осуществления обдува корпуса летательного аппарата, что способствует улучшению его аэродинамических свойств.
Внутренняя оболочка снабжена приспособлением для уменьшения ограниченного этой оболочкой объема. Приспособление для изменения объема выполнено в виде тросов, одни концы которых закреплены на внутренней поверхности внутренней оболочки, например при помощи катенариев. Вторые концы тросов приспособления для уменьшения объема внутренней оболочки закреплены на лебедках, установленных на жесткой силовой килевой ферме. Уменьшение длины тросов путем наматывания их на лебедки приводит к стягиванию стенок внутренней оболочки, что при открытии клапанов для выпуска нагретого газа и воздуха и работе вентиляторов дает возможность уменьшить объем, ограниченный внутренней оболочкой за достаточно короткий промежуток времени и придать корпусу летательного аппарата форму, наиболее удобную для базирования на поверхности Земли.
Выполнение носового усиления возможно в двух вариантах. Согласно первому варианту носовое усиление выполнено в виде закрепленных на жестком силовом поясе при помощи шарниров и зафиксированных на внутренней поверхности наружной оболочки жестких элементов, по форме соответствующих кривизне носовой части наружной оболочки при заполненных газом легче воздуха баллонах и заполненной нагретым газом внутренней оболочке. Вторым вариантом выполнения носового усиления является выполнение его в виде закрепленных на наружной оболочке мягких карманов с вложенными в них герметичными мягкими трубами, снабженными приспособлениями для создания внутри них избыточного давления.
Летательный аппарат снабжен приспособлением для обдува корпуса, выполненным в виде закрепленных на наружной оболочке мягких труб с отверстиями, выходящими на наружную поверхность корпуса летательного аппарата. Вариантом выполнения приспособления для обдува корпуса является выполнение его в виде двух мягких труб, закрепленных на внутренней поверхности наружной оболочки в кормовой части корпуса соответственно на расстоянии от 0,60 до 0,75 и от 0,80 до 0,90 длины корпуса летательного аппарата от его носовой части. Наличие приспособления для обдува корпуса способствует улучшению аэродинамических свойств летательного аппарата, а также может быть использовано в качестве приспособления для удаления осадков с поверхности летательного аппарата.
Летательный аппарат оснащен взлетно-посадочными устройствами, выполненными в виде свободно-поворотных шасси, закрепленных на стойках установленных на жестком силовом поясе. Наличие свободно поворотных шасси дает возможность перемещения летательного аппарата по твердой поверхности в требуемом направлении.
В носовой части корпуса летательного аппарата на жестком силовой поясе при помощи шарнира закреплен телескопический жесткий элемент, оснащенный узлом якорения, приспособлением для складывания и приведения указанного телескопического элемента в рабочее состояние, а также приспособлением для подтягивания телескопического элемента к нижней оболочке. Общая длина телескопического жесткого элемента выбрана не меньшей, чем расстояние от жесткого силового пояса до нижней точки гондолы, а длина указанного телескопического элемента в сложенном состоянии равна высоте шасси. Наличие телескопического жесткого элемента, снабженного узлом якорения, дает возможность использовать указанный телескопический элемент в качестве переносной причальной мачты.
Летательный аппарат снабжен грузовым отсеком, выполненным в виде унифицированного отделяемого модуля. При этом унифицированный отделяемый модуль в зависимости от назначения выполнен как емкость для перевозки твердых или сыпучих грузов, как танкер или газгольдер, пассажирский отсек, как помещение производственного или иного специального назначения.
Указанные выше цели и преимущества изобретения будут понятны из описания полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с корпусом изменяемой формы и прилагаемых чертежей, на которых на фиг. 1 изображен полужесткий управляемый летательный аппарат с корпусом изменяемой формы, вид сбоку; на фиг. 2 то же, вид сверху; на фиг. 3 разрез жесткого силового пояса, вид сверху; на фиг. 4 разрез корпуса летательного аппарата по миделю при заполненной внутренней оболочке; на фиг. 5 разрез корпуса летательного аппарата при незаполненной внутренней оболочке; на фиг. 6 носовое усиление, выполненное в виде жестких элементов; на фиг. 7 носовое усиление, выполненное в виде заполненных газом мягких труб, размещенных в мягких карманах; на фиг. 8 носовая часть корпуса летательного аппарата с телескопическим жестким элементом.
Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с корпусом изменяемой формы согласно изобретению (фиг. 1-5) включает мягкую наружную 1 оболочку, жесткую силовую килевую ферму 2, дифференцированные емкости заполненные газом легче воздуха, носовое усиление 3, гондолу 4, силовую установку, средства управления и причально-посадочные устройства. Летательный аппарат оснащен жестким силовым поясом 5 с закрепленным на нем не менее, чем двумя жесткими силовыми поперечными балками 6. Жесткий силовой пояс 5 имеет в плане форму овала, эллипса или их сочетания. Силовой пояс 5 выполнен полым и снабжен емкостями 7 для размещения балласта. Вариантом выполнения емкостей для размещения балласта является выполнение их в виде емкостей для размещения жидкого балласта, снабженных приспособлениями (на чертежах не показаны) для залива и слива балласта. В полости жесткого силового пояса 5 расположен коридор 8 силового пояса. Коридор 8 силового пояса соединен с гондолой 4 при помощи мягкого 9 коридора, расположенного в полости наружной 1 оболочки и снабженного трапом. Наружная 1 оболочка выполнена в виде двух верхней 10 и нижней 11 оболочек. Верхняя 10 оболочка расположена над жестким силовым поясом 5, а нижняя 11 оболочка расположена под указанным силовым поясом 5. Верхняя 10 и нижняя 11 оболочки своими кромками закреплены на силовом поясе 5. Верхняя 10 оболочка выполнена таким образом, что ее относительная высота, выраженная отношением расстояния от жесткого силового пояса 5 до верхней точки верхней 10 оболочки к ширине корпуса летательного аппарата, выбрана в пределах от 0,25 до 1,0, относительное удлинение верхней 10 оболочки, выраженное отношением длины корпуса летательного аппарата к расстоянию от жесткого силового пояса 5 до верхней точки верхней 10 оболочки, выбрано в пределах от 2,5 до 6,0; отношение расстояния от жесткого силового пояса 5 до верхней точки верхней 10 оболочки к расстоянию от жесткого силового пояса 5 до нижней точки нижней 11 оболочки выбрано в пределах от 1,0 до 2,5.
В средней части корпуса летательного аппарата размещена внутренняя 12 оболочка, своей нижней частью закрепленная на жесткой силовой килевой ферме 2, а верхней кромкой закрепленная на верхней 10 оболочке. Внутренняя 12 оболочка снабжена приспособлениями для подачи в нее и выпуска нагретого газа и забортного воздуха. Приспособление (на чертежах не показано) для подачи нагретого газа во внутреннюю 12 оболочку выполнено в виде коллектора для сбора нагретого газа и системы трубопроводов,снабженных управляемыми клапанами, и вентиляторов. Источником нагретого воздуха являются преимущественно двигатели 13 силовой установки. Приспособление для выпуска нагретого газа и воздуха из внутренней 12 оболочки выполнено в виде вентиляторов (на чертежах не показаны) и управляемых клапанов 14, закрепленных на верхней 10 оболочке. Управляемые клапаны 14 для выпуска нагретого газа и воздуха из внутренней 12 оболочки расположены в ряд вдоль продольной оси летательного аппарата и занимают длину не менее 0,5 длины корпуса летательного аппарата.
Внутренняя 12 оболочка снабжена приспособлением для уменьшения объема, ограниченного этой оболочкой. Приспособление для уменьшения объема, ограниченного внутренней 12 оболочкой, выполнено в виде тросов 15, одни концы которых закреплены на внутренней 12 оболочке, а другие концы тросов 15 закреплены на лебедках 16, установленных на жесткой силовой килевой ферме 2. В пространстве между наружной 1 внутренней 12 оболочками установлены вентиляторы 17 для перемешивания находящегося в этом пространстве воздуха.
Жесткая силовая килевая ферма 2 при помощи внутренней подвески, выполненной из продольно жестких элементов 18, например тросов, закреплены на верхней 10 оболочке и на жестком силовом поясе 5.
Дифференцированные емкости, заполненные газом легче воздуха, выполнены в виде мягких баллонов 19. Баллоны 19 расположены между наружной 1 и внутренней 12 оболочками вдоль бортов и в носовой и кормовой частях корпуса летательного аппарата и закреплены на жесткой силовой килевой ферме 2.
Двигатели 13 силовой установки и причально-посадочные устройства закреплены на жестком силовом поясе 5. Двигатели 13 силовой установки размещены в гондолах 20 и выполнены поворотными. Поворотные устройства двигателей 13 силовой установки выполнены таким образом, что направление создаваемой двигателями 13 тяги может быть изменено по отношению к продольной оси летательного аппарата по вертикали на угол не менее 90 градусов, и по горизонтали на угол не менее 30 градусов.
В кормовой части корпуса летательного аппарата на жестком силовом поясе 5 закреплен жесткий горизонтальный стабилизатор 21.
Средства управления включают аэродинамические вертикальные рули 22, которые установлены на стабилизаторе 21. Аэродинамические вертикальные рули 22 выполнены цельноповоротными, управляемыми в полете и флюгирующими на стоянке.
Носовое усиление 3 (фиг. 6) выполнено в виде жестких элементов 23 по форме соответствующих форме наружной 1 оболочки при заполненных газом легче воздуха баллонах 19 и заполненной нагретым газом внутренней 12 оболочки. Жесткие элементы 23 носового усиления 3 закреплены на жестком силовом поясе 5 при помощи шарниров 24 и зафиксированы на наружной 1 оболочке. По второму варианту носовое усиление 3 (фиг.7) выполнено в виде закрепленных на наружной оболочке мягких карманов 25 с вложенными в них герметичными мягкими трубами 26, снабженными приспособлением (на чертежах не показано) для создания в трубах 26 избыточного давления.
Летательный аппарат снабжен приспособлением для обдува корпуса (фиг.1), выполненным в виде закрепленных на наружной 1 оболочке мягких труб 27 с отверстиями, выходящими на наружную поверхность корпуса летательного аппарата, оснащенных приспособлением (на чертежах не показано) для подачи нагретого газа. Вариантом выполнения приспособления для обдува корпуса является выполнение его в виде двух мягких труб 27, закрепленных на внутренней поверхности наружной 1 оболочки в кормовой части корпуса соответственно на расстоянии от 0,60 до 0,75 и от 0,80 до 0,90 длины корпуса летательного аппарата от его носовой части.
Летательный аппарат оснащен закрепленными на стойках 28 свободно поворотными шасси 29. Стойки 28 шасси 29 закреплены на жестком силовом поясе 5.
В носовой части корпуса летательного аппарата (фиг.8) на жестком силовом поясе 5 при помощи шарнира 30 закреплен телескопический жесткий элемент 31, снабженный узлом 32 якорения, приспособлением для складывания и приведения указанного телескопического элемента в рабочее состояние (на чертежах не показано), а также приспособлением 33 для подтягивания указанного телескопического жесткого элемента 31 к нижней 11 оболочке. Общая длина телескопического жесткого элемента 31 в рабочем состоянии выбрана не меньшей, чем расстояние от жесткого силового пояса 5 до нижней точки гондолы 4, а длина указанного телескопического жесткого элемента 31 в сложенном состоянии равна высоте шасси 29.
Летательный аппарат снабжен закрепленным на жесткой силовой ферме 2 грузовым отсеком 34, выполненным в виде унифицированного отделяемого модуля.
Работа полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с корпусом изменяемой формы осуществляется следующим образом.
Производится запуск двигателей 13 силовой установки. Внутренняя 12 оболочка заполняется нагретым газом. За счет аэростатической подъемной силы, создаваемой находящимся во внутренней 12 оболочке нагретым газом, летательный аппарат поднимается на заданную высоту полета. Подъемная сила, кроме того, может быть получена путем поворота двигателей 13 силовой установки в вертикальном направлении. На заданной высоте полета при помощи приспособления для подачи нагретого газа во внутреннюю оболочку количество и температура нагретого газа доводятся до таких значений, при которых полная подъемная сила, являющаяся суммой подъемной силы, создаваемой находящимся в баллонах 19 газом легче воздуха и подъемной силой, создаваемой находящимся во внутренней 12 оболочке нагретым газом, равна взлетному весу летательного аппарата. В полете управление по высоте полета осуществляется за счет изменения температуры нагретого газа во внутренней 12 оболочке путем подачи в нее нагретого газа или забортного воздуха, а также путем поворота двигателей 13 силовой установки в вертикальном направлении. Повышение температуры находящегося во внутренней 12 оболочке газа ведет к увеличению высоты полета, а понижение температуры газа в указанной оболочке ведет к уменьшению высоты полета. Избыточное количество газа из внутренней 12 оболочки выпускается через управляемые клапаны 14. В случае необходимости для ускорения выпуска газа из внутренней 12 оболочки приводятся в действие вентиляторы (на чертежах не показаны) приспособления для выпуска газа из внутренней 12 оболочки. Управление по тангажу осуществляется путем поворота в вертикальном направлении двигателей 13 силовой установки. Управление по курсу осуществляется при помощи аэродинамических вертикальных рулей 22, а также за счет поворота двигателей 13 силовой установки в горизонтальном направлении.
При подлете к пункту назначения уменьшается высота полета. Телескопический жесткий элемент 31 при помощи приспособления 33 приводится в вертикальное положение. Далее указанный телескопический элемент 31 приводится в рабочее положение. Осуществляется дальнейшее снижение летательного аппарата за счет дальнейшего понижения температуры нагретого газа во внутренней 12 оболочке и выпуска части нагретого газа из внутренней 12 оболочки. После касания поверхности Земли узлом 32 якорения телескопического элемента 31 осуществляется якорение. Производится выпуск нагретого газа из внутренней 12 оболочки, при этом объем внутренней 12 оболочки уменьшается за счет уменьшения длины тросов 15 при помощи лебедок 16. При этом клапаны 14 находятся в открытом состоянии и, в случае необходимости, включаются вентиляторы приспособления для выпуска газа из внутренней 12 оболочки. При этом в случае выполнения носового усиления в виде мягких карманов 25 с вложенными в них мягкими трубами 26 осуществляется выпуск воздуха или газа из указанных труб 26, расположенных ниже жесткого силового пояса 5. Летательный аппарат касается поверхности Земли сначала гондолой 4 и грузовым отсеком 34, а затем встает на шасси 29, при этом осуществляется уменьшение длины телескопического жесткого элемента. Производится разгрузка летательного аппарата, в том числе путем отделения выполненного в виде отделяемого модуля грузового отсека 34. Вес выгруженного груза или отделенного грузового отсека 34 компенсируется путем дальнейшего уменьшения аэростатической подъемной силы, например за счет понижения температуры находящегося во внутренней 12 оболочке газа и/или выпуска газа из указанной оболочки 12. Осуществляется швартование летательного аппарата. Аэродинамические вертикальные рули приводятся во флюгирующее положение. При посадке на оборудованные твердые площадки телескопический жесткий элемент 31 может не использоваться: летательный аппарат сразу касается поверхности Земли гондолой 4 и грузовым отсеком 34, а затем встает на шасси 29. Остальные операции при посадке на оборудованные площадки осуществляются в том же порядке, что и операции при посадке на необорудованные площадки. В случае необходимости летательный аппарат перемещается в требуемом направлении. После перемещения на новое место стоянки осуществляется швартование летательного аппарата.
Предлагаемая конструкция полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с корпусом изменяемой формы позволяет создать аэростатический летательный аппарат, предназначенный для осуществления пассажирских, грузо-пассажирских и грузовых перевозок, а также для осуществления работ иного назначения, например патрулирование. пожаротушение, геологоразведочные работы и т.п. способного осуществлять посадку и базирование на необорудованных площадках.
Изобретение относится к управляемым аэростатическим летательным аппаратам - дирижаблям полужесткой системы с термическим балластированием и корпусом изменяемой формы. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат содержит мягкую наружную 1 оболочку, жесткую килевую ферму 2, дифференцированные емкости, заполненные газом легче воздуха, гондолу 4, силовую установку с двигателями 13, жесткий силовой пояс 5 с закрепленными на нем не менее, чем двумя жесткими поперечными балками: наружная оболочка выполнена в виде двух - верхней и нижней оболочек, которые своими кромками закреплены на указанной силовом поясе, а в средней части корпуса размещена внутренняя оболочка, закрепленная своей нижней частью на килевой ферме, а верхней кромкой закрепленная на верхней оболочке и снабженная приспособлениями для подачи в указанную внутреннюю оболочку и выпуска из нее нагретого газа и забортного воздуха, в кормовой части корпуса на силовом поясе 5 закреплен горизонтальный стабилизатор 21 с установленными на нем аэродинамическими вертикальными рулями 22. 15 з.п.ф-лы, 8 ил.
| ПРОСТРАНСТВЕННЫЙ РЕГУЛИРУЕМЫЙ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЙ МЕХАНИЗМ РОБОТА | 2003 |
|
RU2245241C2 |
