ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2010 года по МПК B64G1/16 B64G1/40 

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности, к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и космосе.

Известен Летательный аппарат, изложенный в патенте №2270143, автор Часовской А.А. Он содержит корпус, блок управления, амортизатор, углубление в корпусе, реактивные двигатели, при этом амортизатор может быть механический. Однако аппарат не может увеличить скорость полета.

Известен Летательный аппарат, изложенный в патенте №2312045, авторы Часовской А.А., Кириллов Н.А. В его состав входят те же узлы, что и в вышеупомянутом аналоге. Кроме того, вводится цилиндрическая пластина, жестко связанная с дополнительным механическим амортизатором. Когда амортизатор разжат, то пластина сжимает газы, поступившие из блока управления и далее осуществляется их воспламенение и выхлоп. В результате осуществляется отталкивание аппарата. При воспламенении газы также давят на цилиндрическую пластину, осуществляя сжатие дополнительного механического амортизатора и усиливая отталкивание аппарата. Однако аппарат не может обеспечить увеличение скорости полета.

С помощью предлагаемого устройства обеспечивается увеличение скорости полета. Достигается это введением блока симметрических амортизаторов блока стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами на конце каждого стержня и блок выхлопных сопел, причем каждая дополнительная пластина и стержень смещаются внутри соответствующего амортизатора, а пластина не выходит за его пределы и каждый стержень с дополнительной пластиной жестко связан с цилиндрической пластиной, каждое выхлопное сопло размещено позади соответствующего амортизатора блока симметрических амортизаторов, группа входов которого гидравлически сообщена с группой выходов блока управления.

На чертеже и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус;

2 - блок управления;

3 - углубление в корпусе;

4 - дополнительный механический амортизатор;

5 - цилиндрическая пластина;

6 - блок стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами;

7 - блок симметричных амортизаторов;

8 - блок выхлопных сопел;

9, 10 - реактивные двигатели;

при этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 9, 10 и блоком выхлопных сопел 8, жестко связанных с блоком симметричных амортизаторов 7, дополнительный механический амортизатор 4 внутри углубления в корпусе 3, жестко связан с цилиндрической пластиной 5, блок симметричных амортизаторов 7, имеющий группу входов, гидравлически связанных с группой выходов блока управления 2, а цилиндрическая пластина 5 жестко связана с блоком стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами 6.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

Начальное движение летательного аппарата осуществляется с помощью реактивных двигателей 9, 10. Механический амортизатор 4 в исходом состоянии находится в удлиненном (разжатом) состоянии. Для осуществления дальнейшего ускорения с помощью блока управления 2 происходит одновременное воспламенение газов во всех амортизаторах блока симметричных амортизаторов 7 через гидравлические связи этого блока с блоком управления 2, причем заранее с блока управления в каждый из амортизаторов блока 7 поступили равные дозированные порции топлива. Горячие газы оказывают давление на стенки амортизаторов и поверхности дополнительных цилиндрических пластин, входящих в состав блока стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами 6. Каждая из пластин расположена на конце соответствующего стержня. Все стержни блока 6 жестко связаны с цилиндрической пластиной 5, жестко связанной с дополнительным механическим амортизатором 4, причем пластина и стержень смещаются внутри соответствующего амортизатора. Таким образом, возникает относительное движение летательного аппарата в направлении, обратном сжатию амортизатора 4, расположенного в углублении в корпусе 3. Последнее содействует росту эффективности реактивных двигателей 9, 10. Это выражается главным образом в уменьшении суммарного расхода топлива по сравнению с традиционными аппаратами при одном и том же приращении скорости. По сравнению с Главным аналогом благодаря многочисленности амортизаторов исключается снижение надежности (повышение взрывоопасности) при увеличении количества поступающего топлива. Благодаря равным дозам топлива, поступающим в амортизаторы блока симметричных амортизаторов 7, исключаются нарушения направления движения аппарата. Амортизаторы имеют конусообразное сужение в конце. Кроме того, уменьшается усталостный износ стенок амортизаторов и выхлопных сопел. Отработанные газы выходят из каждого амортизатора блока 7 через соответствующее выхлопное сопло блока выхлопных сопел 8, содействуя работе двигателей 9, 10. При этом не создается остаточных газов на борту летательного аппарата.

Вышеупомянутые дополнительные цилиндрические пластины блока 6 при их движении в направлении к механическому амортизатору не выходят за пределы амортизаторов блока 7, объем которых увеличивается при сжатии механического амортизатора 4. После повторного удлинения (разжатия) механического амортизатора 4 повторяются циклы сжатия и выхлопа газов после их воспламенения по команде с блока 2. Далее повторяются следующие друг за другом циклы отталкиваний.

Таким образом, благодаря наличию многих амортизаторов создается возможность увеличить мощность импульса истечения при увеличенных количествах дозированного топлива и обеспечить увеличение ускорения. Для осуществления торможения аппарат может развернуться на 180° и повторить вышеупомянутые действия.

Аппарат наиболее эффективно можно использовать при полетах в атмосфере, в том числе и в высоких слоях, а также при осуществлении межпланетных сообщений.

Предлагаемые узлы могут быть использованы в летательных аппаратах, где применяется импульсное истечение воспламененных газов, а также в патентах №№2270143, 2281888 и 2281889.

Изобретение относится к авиационно-космической технике и, в частности, к двигательным установкам летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и космосе. ЛА содержит дополнительный механический амортизатор, блок управления, реактивные двигатели, жестко связанные с корпусом ЛА, углубление в корпусе. В цилиндрической передней части этого углубления размещен указанный дополнительный амортизатор. Предусмотрена цилиндрическая пластина (поршень), жестко связанная с дополнительным амортизатором (пружиной). В состав ЛА введены блок симметричных амортизаторов, блок стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами на конце каждого стержня, блок выхлопных сопел. Каждая дополнительная пластина и стержень смещаются внутри соответствующего амортизатора. Стержни с дополнительными пластинами жестко связаны с цилиндрической пластиной. Каждое выхлопное сопло размещено позади соответствующего амортизатора блока симметричных амортизаторов. Входы этих амортизаторов гидравлически сообщены с выходами блока управления. Введением блока симметричных амортизаторов достигается повышение допустимой мощности импульсов отталкивания корпуса ЛА - через данный блок - от цилиндрической пластины. Этим повышается средняя скорость смещения корпуса с реактивными двигателями относительно центра масс ЛА. Технический результат изобретения направлен на увеличение ускорения движения ЛА путем повышения эффективности реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом ЛА. 1 ил.

Летательный аппарат, содержащий дополнительный механический амортизатор, блок управления, реактивные двигатели, жестко связанные с корпусом аппарата, углубление в корпусе, в цилиндрической передней части которого размещен дополнительный амортизатор, цилиндрическую пластину, жестко связанную спереди с дополнительным амортизатором, отличающийся тем, что введен блок симметричных амортизаторов, блок стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами на конце каждого стержня, блок выхлопных сопел, причем каждая дополнительная пластина и стержень смещаются внутри соответствующего амортизатора, а указанная пластина не выходит за его пределы, и каждый стержень с дополнительной пластиной жестко связан с цилиндрической пластиной, каждое выхлопное сопло размещено позади соответствующего амортизатора блока симметричных амортизаторов, группа входов которого гидравлически сообщена с группой выходов блока управления.