ДИРИЖАБЛЬ Российский патент 2002 года по МПК B64B1/58 B64B1/70 

Изобретение относится к области воздухоплавания и может быть использовано преимущественно для строительства летательных аппаратов легче воздуха, типа дирижаблей.

Известен вакуумный дирижабль, снабженный газонепроницаемым, несущим корпусом и воздушными носовой и хвостовой камерами (см. патент ФРГ DE 4009763 C2, заявка P 40097663.3-42 от 27.03.90, кл. A 64 A 1/38, B 64 B 1/106) для управления полетом и балансировки дирижабля. При этом камеры отделены жесткими перегородками от несущего корпуса. Однако использование вакуума требует значительного силового набора в конструкции несущего корпуса для предотвращения его разрушения от давления атмосферы, а это значительно увеличивает собственный вес конструкции и поэтому такой дирижабль может быть экономически нерентабелен.

Известен также дирижабль типа "Скайшип-500" английской фирмы "Эршип Индастриз" (Airship Industries Ltd) (см. журнал "Зарубежное военное обозрение" N 7, 1963, стр. 57-58) с корпусом круглого поперечного сечения и эллипсовидной формы в плане, имеющем внутри корпуса два воздушных баллонета для регулировки давления и продольной балансировки. Недостатком такого дирижабля является использование баков с водяным балластом, что ограничивает его применение, как при отрицательных температурах, так и в условиях пустынь.

Известен также полужесткий дирижабль, состоящий из оболочки, килевого каркаса, носового и кормового отсеков, среднего отсека и жестких газонепроницаемых перегородок, выполненных из пластинчатых стеновых элементов с внутренним каркасом (см. патент СССР N 716520, кл. A 64 A 1/102, 1974 г. ), принятый нами за прототип. Однако такой дирижабль обладает плохой управляемостью в полете и балансировкой, так как носовые и кормовые отсеки предназначены для противостояния скоростному напору воздуха в полете, а не для балансировки. Использование загружаемого балласта на таком дирижабле ограничивает его применение, как и на описанном выше аналоге. Кроме того, использование водяного балласта без специальных мер безопасности в условиях пересечения границ государств и международных полетов может создать таможенно-санитарные проблемы в связи с требованием гарантии безопасности балластной воды и контрабандных ситуаций.

Заявляемое изобретение направлено на решение задачи повышения эффективности эксплуатации дирижабля за счет использования в качестве балласта окружающей среды, например, воздуха с принудительным изменением его физических параметров. Указанная техническая задача решается тем, что в носовом и кормовом отсеках дирижабля размещается пространственная структура связок балластных емкостей, заполняемых воздухом под давлением, причем воздушные балластные емкости выполнены в виде жестких, оребренных сфер, опирающихся на жесткие газонепроницаемые перегородки, при этом передняя и задняя крайние сферы эквидистантно вписаны в контур оболочек носовой и кормовой оконечностей дирижабля.

При этом во всех режимах полета, остановки и зависания дирижабль содержит воздушные балластные емкости, заполняемые воздухом под давлением при соблюдении следующего условия:
P_в = P - P_д,
где P_в - вес воздуха, закачиваемого в балластные емкости;
P - подъемная сила несущего газа;
P_д - собственный вес дирижабля в любой момент полета, остановки и зависания,
Известно использование в качестве балласта газообразной среды (воздуха) (см. патент РФ N 2093413 C1, кл. B 64 B 1/00, 30.07.91, а также авторское свидетельство СССР N 687727, кл. B 64 B 1/08, 1974).

Однако этим решениям присущ один серьезный недостаток. В каждом из этих случаев газообразный балласт взаимодействует с рабочим (несущим) газом, передавая ему давление через центральную эластичную стойку (патент 2093413 C1) или через диафрагму межслойного пространства (а. с. N 687727), которое даже при небольшой избыточности может разрушить конструкцию. Суммарные усилия по площади оболочки от этого избыточного давления достигают десятки тонн. Эти усилия передаются к узлам крепления оболочки и могут разрушить их. Поэтому необходимо исключить любое взаимодействие балластного и несущего газов, что и предложено в настоящем изобретении.

В отличие от сущности аналогов и прототипа использование в предлагаемом изобретении в качестве балласта окружающей среды (воздуха) приводит к появлению нового свойства - возможности полета с полной компенсацией в процессе полета всех весовых потерь и весовых изменений дирижабля, например потерь веса от расхода топлива, воды, утечки несущего газа, изменения температуры и метеоусловий. Выгрузка полезного груза также не потребует загрузки какого-либо балласта (воды или грунта и т. п. ).

Известен принцип увеличения балласта для компенсации весового расхода топлива (см. патент США N 2310 767, кл. 244-95, 1937; патент Великобритании N 2059 898, кл. B 64 B 1/70, 1981; а также книгу "Воздухоплавание в изобретениях", Ю. С. Бойко, М. : Транспорт, 1999, стр. 57-62). Однако в этом случае изменение балластировки не позволят управлять и маневрировать дирижаблем, например экстренно снижаться или набирать высоту, что вполне можно осуществлять в предлагаемом изобретении, так как диапазоны изменения балластировки охватывает все изменения веса дирижабля от компенсации потери топлива до компенсации веса полезного груза в предлагаемом техническом решении. Таким свойством не обладает ни одно известное техническое решение.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.

На фиг. 1 показан общий вид дирижабля, включающий оболочку дирижабля 1, носовой 2 и кормовой 3 отсеки, газонепроницаемые перегородки 4 и 5, балластные емкости 6, гондолу 7, двигатели 8, систему нагнетания и сброса воздуха 9, килевой каркас 10. При этом балластные емкости 6 связаны между собой в единую пространственную конструкцию, опирающуюся на жесткую перегородку 4 и 5.

На фиг. 2 показана схема размещения балластных емкостей 6, которые представляют собой оребренные сферы, в отсеке дирижабля. Сферы 6 жестко связаны с перегородками 4, 5 стыковочными узлами 11. Между сферами и между сферами и силовым стрингером 12, например в стыке 13, стыковочные узлы имеют компенсационные зазоры 14, что позволяет избежать передачи нагрузки от наддува сфер 6 на силовую конструкцию дирижабля и тем самым исключить ее разрушение, т. к. без компенсационных зазоров суммарные усилия, действующие на стыковочные узлы, могут достигать десятков и сотен тонн. Стыковочные проушины 15 крепятся на наружных ребрах сфер 6 (см. сечение А-А).

Сечение А-А показывает конструкцию ореберной сферы, выполненную выклейкой слоев 16 из высокопрочного материала, например типа кевлара со связующим, например эпоксидной смолой. Ребра 17, расположенные снаружи сферы и оклеенные слоями кевлара образуют своеобразные "параллели и меридианы" и создают единую жесткую конструкцию на поверхности сферы. Ребра 17 могут быть выполнены как из кевлара, так и из металла, например дюралюминия.

Подобная конструкция сферы позволяет создавать давление воздуха внутри сферы, достаточное для создания всеми балластными емкостями веса, необходимого для балластировки дирижабля. (При давлении в 6 атм. вес 1 м³ воздуха составляет 7.2 кг).

В полете, благодаря тому, что крайние оребренные сферы (передняя и задняя) эквидистантно вписаны в конструкцию оболочки оконечностей, аэродинамическая нагрузка от скоростного напора передается через оболочку на связку сфер и далее замыкается на жесткую пространственную конструкцию, образованную перегородками 4 и 5 и килевым каркасом 10.

Система нагнетания и сброса воздуха 9 содержит компрессор с приводом, ресиверы, контрольно-измерительную и управляющую аппаратуру, включая систему компьютерного управления, задающую программу полета и соответствующие режимы нагнетания и сброса воздуха. Система 9 может быть автономной, а при необходимости иметь привод и отбор мощности для своего функционирования от несущих двигателей 8.

Дирижабль выполняет свои функции следующим образом.

По заданной программе полета, предполагающей, например, загрузку определенного полезного груза, включая топливо, из балластных емкостей по мере загрузки осуществляется сброс сжатого воздуха, по весу равного принимаемого груза. Последующий подъем на заданную высоту полета обеспечивается сбросом балласта в виде сжатого воздуха по весу равного требуемой избыточной подъемной силе. Для сохранения высоты полета при расходе топлива, воды и т. п. , приводящего к уменьшению веса дирижабля осуществляется закачка (наддув) сжатого воздуха в балластные емкости, при этом весовой приход сжатого воздуха соответствует весовому расходу топлива, воды и т. п. , что обеспечивает стабильность полета дирижабля на заданной высоте. Для снижения дирижабля увеличивается приход сжатого воздуха как балласта по заданной программе, и дирижабль осуществляет управляемый спуск. При последующей выгрузке полезного груза, экипажа и т. п. производится закачка сжатого воздуха как балласта по весу, равному полезному грузу, что обеспечивает стабильное положение дирижабля у поверхности земли.

Описание работы предлагаемого дирижабля поясняется примерами 1-5.

Пример 1. Дирижабль у поверхности с полезным грузом. В этом случае вес воздуха в балластных емкостях равен величине избыточной подъемной силы, поднимающей дирижабль на требуемую высоту полета.

Пример 2. Полет дирижабля на расчетной высоте. В этом случае собственный вес дирижабля непрерывно уменьшается. Для выполнения условия P_в = P - P_д необходимо в процессе полета производить нагнетание воздуха в балластные емкости 6 по мере расхода топлива, воды, изменения условий полета.

Пример 3. Дирижабль в полете без полезного груза. В этом случае вес воздуха в балластных емкостях равен весу полезного груза + непрерывное нагнетание воздуха в балластные емкости 6, как в примере 2.

Пример 4. При полете в условиях низких температур (зимой). Режимы полета могут быть как в примерах 1, 2, 3, но при этом производится дополнительно подогрев воздуха, нагнетаемого в балластные емкости 6 от работающих двигателей для компенсации потери подъемной силы несущего газа при его охлаждении.

Пример 5. Дирижабль производит снижение. В зависимости от требуемой скорости снижения производится закачка воздуха в балластные емкости 6 с расчетным значением расхода воздуха.

Применение предлагаемой конструкции по сравнению с существующими разновидностями дирижаблей обеспечивает следующие преимущества:
- предполагает полную управляемость и эффективность дирижабля в условиях пустынь, низких температур и изменение условий полета;
- не требует загрузки балласта с земной поверхности и тем самым обеспечивает высокое качество эксплуатации, позволяет осуществлять полеты, которые недоступны известным проектам дирижаблей за счет нового свойства - управляемого изменения балластировкой в полете и тем самым полной компенсацией в процессе полета любых весовых изменений.

Изобретение относится к области воздухоплавательных аппаратов легче воздуха и может быть использовано для производства высокоэффективных дирижаблей полужесткой конструкции. Дирижабль полужесткой конструкции состоит из килевого каркаса, оболочки, носового и кормового отсеков, среднего отсека и газонепроницаемых жестких перегородок. В носовом и кормовом отсеках размещены балластные емкости в виде связок жестких, оребренных сфер, опирающихся на жесткие газонепроницаемые перегородки, и эквидистантно вписаны в контур оболочек носовой и кормовой оконечностей дирижабля. Упомянутые балластные емкости заполняются воздухом под давлением, исходя из указанных условий, обеспечивающих эффективное управление на всех режимах полета, остановки и зависания. Изобретение направлено на повышение эффективности эксплуатации. 1 з. п. ф-лы, 2 ил.

1. Дирижабль, состоящий из оболочки, килевого каркаса, носового и кормового отсеков, среднего отсека и жестких газонепроницаемых перегородок, выполненных из пластинчатых стеновых элементов с внутренним каркасом, отличающийся тем, что в носовом и кормовом отсеках дирижабля размещается пространственная структура связок балластных емкостей, заполняемых воздухом под давлением, опирающаяся на жесткие газонепроницаемые перегородки, причем воздушные балластные емкости выполнены в виде жестких, оребренных сфер, при этом передняя и задняя крайние сферы эквидистантно вписаны в контур оболочек носовой и кормовой оконечностей дирижабля. 2. Дирижабль по п. 1, отличающийся тем, что содержит воздушные балластные емкости, заполняемые воздухом под давлением, исходя из условия, соблюдаемого на всех режимах полета, остановки и зависания дирижабля:
Р_в= Р-Р_д,
где Р_в - вес воздуха, закачиваемого в балластные емкости;
Р - подъемная сила несущего газа;
Р_д - собственный вес дирижабля в любой момент полета, остановки и зависания дирижабля.