ВОЕННО-КОСМИЧЕСКИЙ САМОЛЕТ С БОЕВЫМ ЛАЗЕРОМ АВИАЦИОННОГО БАЗИРОВАНИЯ Российский патент 2009 года по МПК B64C39/08 B64D7/06 

Изобретение относится к авиации, а именно к военным самолетам.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2010744. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60°. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса.

Недостаток - относительно низкая скорость полета самолета М=4…6.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №210407, содержащий фюзеляж, крылья стартовые и маршевые двигательные установки. Стартовые двигательные установки выполнены в виде газотурбинных двигателей - ГТД, а маршевые двигатели - в виде прямоточных двигателей, конкретно в запатентованной разработке предложено применить пульсирующие детонационные воздушно-реактивные двигатели.

Недостатки этого самолета: относительно низкая вооруженность самолета обычным оружием: пулеметами и пушками.

Задача создания самолета и боевого лазера авиационного базирования: улучшение боевых качеств самолета.

Решение указанных задач достигнуто в военно-космическом самолете, содержащем фюзеляж, передние и задние крылья, газотурбинные двигатели, установленные на крыльях и ракетный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа, тем, что на верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного базирования, который соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими клапан-регулятор, по меньшей мере, с одним газотурбинным двигателем и с ракетным двигателем. Ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и центральное тело между ними, а трубопровод отбора воздуха соединен с турбонасосным агрегатом. Каждый газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, а трубопровод отбора воздуха соединен с коллектором, выполненным за компрессором газотурбинного двигателя. Боевой лазер авиационного базирования может быть закреплен на фюзеляже шарнирно, а к его передней части присоединены гидроцилиндры вертикального и горизонтального наведения.

Решение указанных задач достигнуто в боевом лазере авиационного базирования, содержащем оптическую головку и выхлопную систему, тем, что он выполнен газодинамическим и соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими клапан-регулятор компрессором, по меньшей мере, одного газотурбинного двигателя и с турбонасосным агрегатом за турбиной.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, т.е. всеми критериями изобретения.

Новизна предложенного технического решения подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень тем, что новая совокупность существенных признаков позволила получить новый технический эффект, а именно - уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации изобретения не требуется создания новых неизвестных из уровня техники деталей и узлов и новых технологий.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…5, где:

на фиг.1 приведена схема военно-космического самолета, вид сверху,

на фиг.2 приведен вид военно-космического самолета сбоку,

на фиг.3 приведен вид военно-космического самолета сзади,

на фиг.4 приведена схема газотурбинного двигателя военно-космического самолета и системы энергопитания боевого лазера авиационного базирования от газотурбинного двигателя,

на фиг.5 приведена схема ракетного двигателя военно-космического самолета и системы энергопитания боевого лазера авиационного базирования от ракетного двигателя.

Гиперзвуковой самолет (фиг.1…5) содержит фюзеляж 1, кабину пилотов 2, передние крылья 3, задние крылья 4 и хвостовое оперение 5. На передних крыльях 3 установлены газотурбинные двигатели 6.

В верхней части фюзеляжа 1 находится боевой лазер авиационного базирования 7, содержащий оптическую головку 8, гидроцилиндр вертикального наведения 9 и поворотный механизм 10 с валом 11 и шарниром 12. Предусмотрена система вертикального и горизонтального наведения лазера. Система горизонтального наведения может быть использована в космосе или на большой высоте, т.к. при полете в плотных слоях атмосферы, при развороте корпуса лазера, имеющего большие осевые габариты, значительно ухудшатся аэродинамические качества самолета. Самолет содержит систему отбора воздуха 13 с клапанами-регуляторами 14, соединяющую газотурбинные двигатели 6 с боевыми лазерами авиационного базирования 7 для подвода высокоэнергетического сжатого воздуха для накачки боевого лазера. Для сброса отработанного воздуха из полости лазера 7 предусмотрена выхлопная система 15. В задней части фюзеляжа 1 установлен ракетный двигатель 16, содержащий турбонасосный агрегат 17 с двумя камерами сгорания 18 и центральным телом 19, установленным между ними Фюзеляж 1 самолета установлен на шасси 20 (фиг.3), предназначенные для взлета и посадки самолета.

Газотурбинные двигатели 6, которых может быть от одного до восьми, выполнены одинаковой конструкции (фиг.4), в случае применения двух и более двигателей, и содержат воздухозаборник 21, компрессор 22, камеру сгорания 23 с форсунками 24, турбину 25 и реактивное сопло 26. Газотурбинный двигатель 6 имеет один или два вала 27, установленные на опорах 28. Система подачи топлива включает топливопровод 29, топливный насос 30 с приводом 31. За компрессором 22 (предпочтительно последней ступенью компрессора) выполнен коллектор отбора воздуха 32, к которому через клапан-регулятор 14 подсоединена система отбора воздуха 13, другой конец которой соединен с боевым лазером наземного базирования 7.

Ракетный двигатель 16 (фиг.5) содержит турбонасосный агрегат (ТНА) 17, две камеры сгорания 18 и плоское центральное тело 19, установленное между ними, обеспечивающее дополнительное расширение выхлопной струи камер сгорания 18 в космосе. Турбонасосный агрегат 17, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 33 крыльчатку насоса окислителя 34, крыльчатку насоса горючего 35, пусковую турбину 36, дополнительный насос горючего 37, с валом дополнительного насоса горючего 38, соединенным мультипликатором 39, размещенным в корпусе 40 с валом ТНА 33, основную турбину 41, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 42. Газогенератор 42 установлен над основной турбиной 41 соосно с турбонасосным агрегатом 17. Камера сгорания 18 содержит сопло 43, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 44, внутри которой выполнены наружная плита 45 и внутренняя плита 46 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 44 установлены форсунки окислителя 47 и форсунки горючего 48. Форсунки окислителя 47 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 48 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 18 установлен коллектор горючего 49, от которого отходят топливопроводы 50 к нижней части сопла 43. К коллектору горючего 49 подключен выход из клапана горючего 51, вход которого трубопроводом горючего 52 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 35. Выход из дополнительного насоса горючего 37 соединен топливопроводом высокого давления 53 через регулятор расхода 54, имеющий привод 55 и клапан высокого давления 56 с газогенератором 42, конкретно - с полостью «Е». Выход из крыльчатки насоса окислителя 34 трубопроводом окислителя 57 через клапан 58 тоже соединен с генератором 42, конкретно с его полостью «Ж». На головке 45 камеры сгорания 18 установлены запальные устройства 59, а на газогенераторе 41 - запальные устройства 60.

К пусковой турбине 36 подстыкован трубопровод высокого давления 61 с пусковым клапаном 62, предназначенный для запуска пусковой турбины 36. Другой конец трубопровода высокого давления 62 соединен с баллоном сжатого воздуха 63.

К блоку управления 64 подключены электрозапальные устройства 59 и 60, клапан горючего 51, клапан окислителя 58, привод регулятора расхода 55, клапан высокого давления 56, пусковой клапан 62 и регулятор 65, установленный в газоводе 66 одной из камер сгорания 18.

К коллектору горючего 49 подключен продувочный трубопровод 67 с клапаном продувки 68. Камеры сгорания 18 могут быть установлены на цапфах 69 для их качания при управлении курсом самолета.

К турбонасосному агрегату 32 за турбиной 41 подсоединен трубопровод отбора газа 70, содержащий регулятор отбора газа 71, другой конец этого трубопровода подсоединен к боевому лазеру авиационного базирования 7, к которому также подсоединено выхлопное устройство 15. Ракетный двигатель 16 имеет систему управления 64, которая электрическими связями 72 соединена со всеми клапанами, регуляторами и запальными устройствами.

Ориентировочные характеристики военно-космического самолета:

Скорость полета М=15 Стартовый вес, т 250 Тяга турбореактивных двигателей на взлете, т 4×20 Тяга ракетной двигательной установки, тн 2×80 Время набора скорости М=15, сек 120

Компоненты ракетного топлива для ЖРД

Окислитель: Кислород Горючее: Керосин Мощность боевого лазера в плотных   слоях атмосферы, Мвт 5 Мощность боевого лазера в космосе, МВт 20 Время непрерывной работы лазерного   оружия в плотных слоя атмосферы, с 6000 Время непрерывной работы лазерного   оружия в космосе, с 100

На гиперзвуковом самолете может быть дополнительно установлено обычное вооружение: пулеметы и авиационная пушка.

При взлете раскручивают приводом 31 топливный насос 30 и топливо по топливопроводу 29 поступает к форсункам 24 камеры сгорания 23, где воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают турбину 25. Турбина 25 через валы 27 раскручивает компрессор 22, в результате реактивное сопло 26 создает реактивную тягу для полета в плотных слоях атмосферы.

Для полета на больших высотах или в космосе запускают ракетный двигатель 16. Для этого запускают ракетный двигатель 16.

При запуске ракетного двигателя 16 с блока управления 64 подаются сигналы на пусковой клапан 62. Воздух высокого давления с наземной системы по трубопроводу высокого давления 61 подается на пусковую турбину 36 и раскручивает ротор ТНА 17. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток насосов окислителя 32 и горючего 33 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 51, 56 и 58. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 31 и газогенератор 42. Подается сигнал на запальные устройства 59 и 60, топливная смесь в камерах сгорания 18 и в газогенераторе 42 воспламеняется. Ракетный двигатель 16 запустился. Регулятором расхода 54 при помощи привода 55 осуществляют регулирование режима его работы.

При выключении стартового ракетного двигателя с блока управления 64 подается сигнал на клапаны 51, 56 и 58 и 65, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 62, и инертный газ по продувочному трубопроводу 61 поступает в топливный коллектор 59 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.

При старте и разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги камер сгорания 18 при помощи регулятора 65, уменьшающего подачу газа из газогенератора 42 в одну из камер сгорания 18.

Для применения лазерного оружия в плотных слоях атмосферы открывают клапан-регулятор 14 и часть сжатого воздуха (до 20% от общего расхода воздуха, проходящего через газотурбинный двигатель 6) отбирается от каждого газотурбинного двигателя 6 для накачки лазерного луча в боевом лазере авиационного базирования 7. Применен газодинамический лазер, т.к. запасы сжатого воздуха, отбираемого от двигателей 6, практически безграничны, по сравнению с химическим или углекислотным лазером.

Луч лазера выходит через оптическую головку 8 и наводится на цель при помощи системы наведения, которая на фиг.1…5 детально не показана, показаны только исполнительные органы системы наведения луча лазера на цель. Вертикальное наведение осуществляется гидроцилиндром вертикального наведения 9. При выдвижении штока гидроцилиндра 9 угол α между осью самолета и продольной осью лазера авиационного базирования 7 увеличивается. Горизонтальное наведение при полете в плотных слоях атмосферы осуществляется самолетом, рассогласованием тяги двигателей 6 и/или аэродинамическими средствами. При полете в космосе или на больших высотах используется другая система наведения, описанная далее. При полете на больших высотах или в космосе предпочтительно горизонтальное управление лазером. Для этого включают привод 10, поворачивающий корпус лазера авиационного базирования на +-40 град.

Для использования боевого лазера авиационного базирования 7 на больших высотах или в космосе открывают регулятор отбора газа 71 и газ высокого давления и температуры (до 20% от общего расхода газа, вырабатываемого газогенератором 42) по трубопроводу отбора газа 70 поступает в боевой лазер авиационного базирования 7, где энергия газа преобразуется в энергию лазерного луча. Отработанный газ сбрасывается в систему сброса газа 15. Лазерный луч выходит из оптической головки 8 и поражает цель. Для прицеливания могут быть использованы лазеры наведения, имеющие значительно меньшую мощность и установленные на передних крыльях военно-космического самолета. (На фиг.1…5 лазеры наведения не показаны).

Применение изобретения позволило:

1. Повысить боевые возможности самолета за счет применения мощного лазерного оружия и его питания высокоэнергетичным сжатым воздухом, отбираемым от одного двигателя или всех двигателей многомоторного самолета из-за компрессора (за его последней ступенью) или отбора газов из ТНА ракетного двигателя, обладающего более высоким энергетическим потенциалом.

2. Обеспечить длительную в течение всего полета возможность применения лазерного оружия как в плотных слоях атмосферы для защиты самолета от истребителей и ракет ПВО, так и против спутников и баллистических ракет, летящих с большой скоростью в космосе или на больших высотах.

3. Обеспечить наведение луча лазера на цель без ухудшения аэродинамических качеств самолета в плотных слоях атмосферы и горизонтальное наведение в космосе и на больших высотах.

Изобретение относится к авиации, а именно к военным самолетам. Самолет содержит фюзеляж, передние и задние крылья, газотурбинные двигатели, установленные на крыльях, и ракетный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа. На верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного базирования, который соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими клапан-регулятор, по меньшей мере, с одним газотурбинным двигателем и с ракетным двигателем. Лазер выполнен газодинамическим, содержит оптическую головку и выхлопную систему, соединен трубопроводом отбора воздуха, содержащим клапан-регулятор, с турбонасосным агрегатом за турбиной. Достигается улучшение боевых качеств самолета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Военно-космический самолет, содержащий фюзеляж, передние и задние крылья, газотурбинные двигатели, установленные на крыльях, и ракетный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа, отличающийся тем, что на верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного базирования, который соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими, по меньшей мере, один клапан-регулятор, по меньшей мере, с одним газотурбинным двигателем и с ракетным двигателем.

2. Военно-космический самолет по п.1, отличающийся тем, что ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и центральное тело между ними, а трубопровод отбора воздуха соединен с турбонасосным агрегатом.

3. Военно-космический аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, а трубопровод отбора воздуха соединен с коллектором, выполненным за компрессором газотурбинного двигателя.

4. Военно-космический самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что боевой лазер авиационного базирования закреплен на фюзеляже шарнирно, а к его передней части присоединен гидроцилиндр вертикального наведения.

5. Боевой лазер авиационного базирования, содержащий оптическую головку и выхлопную систему, отличающийся тем, что он выполнен газодинамическим и соединен трубопроводом отбора воздуха, содержащим клапан-регулятор с турбонасосным агрегатом за турбиной.