ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2015 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано для полетов в атмосфере и космосе.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2363625, автор Часовской А.А. В нем используется конусообразная камера сгорания с выхлопным соплом позади, жестко связанная с корпусом, с которым также жестко связан блок управления, выдающий топливо в эту камеру. Топливо может быть двухкомпонентным и состоять из горючего и окислителя. Поэтому камера сгорания может иметь две гидравлические связи с блоком управления. В состав устройства может входить устройство забора воздуха, жестко связанное с корпусом и размещенное впереди него. Через это устройство проходит воздух в дополнительные узлы, которые вместе с другими узлами используются для увеличения скорости полета. Однако использование этих узлов увеличивает громоздкость.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2494020, автор Часовской А.А. В его состав могут входить те же узлы, что и в вышеупомянутом аналоге. Но в нем создается возможность увеличить скорость за счет увеличения частоты воспламенений при сохранении количества топлива в каждой порции между воспламенениями. Но в состав устройства также входят дополнительные узлы, увеличивающие громоздкость.

С помощью предлагаемого устройства уменьшается громоздкость без уменьшения ускорения. Достигается это введением гидравлической связи между устройством забора воздуха и конусообразной камерой сгорания и осуществлением в камере сгорания, после распыления окислителя, смешение его распыленных частиц с воздушной струей перед воспламенением с помощью распыленного керосина.

На фиг.1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - устройство забора воздуха,

2 - корпус,

3 - блок управления,

4 - конусообразная камера сгорания,

5 - выхлопное сопло,

при этом корпус 2 жестко связан с блоком управления 3 и с конусообразной камерой сгорания 4, имеющей две гидравлические связи с вышеупомянутым блоком управления 3 и гидравлическую связь с устройством забора воздуха 1, а также жесткую связь с выхлопным соплом 5.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

Начальное движение летательному аппарату придается благодаря подаче окислителя и топлива в виде керосина с блока управления 3 в конусообразную камеру сгорания 4, имеющую две гидравлические связи с вышеупомянутым блоком 3. В камере сгорания после распыления компонентов происходит формирование смеси, ее воспламенение и выход через выхлопное сопло 5, жестко связанное с оконечностью конусообразной камеры сгорания 4. Также осуществляется увеличение поступления воздуха через устройство забора воздуха 1, размещенного в передней части корпуса 2 и жестко связанного с ним. Через это устройство воздух в виде струи поступает в конусообразную камеру сгорания 4, гидравлически связанную с этим устройством. В результате после распыления окислителя осуществляется подхватывание его распыленных частиц и смешение их с воздушной струей. При этом не уменьшается скорость струи, но увеличивается количество кислородных компонентов перед воспламенением с помощью распыленного керосина, что увеличивает скорость полета. К тому же благодаря использованию в качестве горючего керосина обеспечивается осуществление в камере сгорания 4 совмещение воздушно-реактивных и жидкостно-ракетных процессов. По достижении высоты 20 км и необходимой скорости начинается дополнительное ускорение путем осуществления воспламенений с увеличенной частотой. При этом благодаря воздействию на стенки камеры импульсных воспламенений создается возможность увеличить предельное количество окислителя и керосина, при которых сохраняется надежность, зависящая не от частоты воспламенений, а от количества воспламененного топлива между воспламенениями. Поэтому, выбрав максимальную частоту воспламенений, можно добиться максимальной конечной скорости. Кроме того, ускорение увеличивается благодаря наличию относительного движения корпуса и вновь воспламененного топлива, относительно ранее воспламененного, но еще не вышедшего из камеры сгорания.

Возможен вариант использования, когда движение до высоты, с которой начинается дополнительное ускорение, происходит без поступления окислителя с блока управления, а только путем забора воздуха в камеру сгорания.

В предлагаемом устройстве благодаря предварительному увеличению скорости создается возможность при использовании одного двигателя и сопла увеличить конечную скорость, что улучшит тактико-технические характеристики летательных средств при полетах в атмосфере и космосе.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом. Корпус жестко связан с блоком управления и конусообразной камерой сгорания. Камера сгорания имеет две гидравлические связи с блоком управления и жестко связана с выходным соплом. Техническим результатом изобретения является уменьшение габаритов ЛА без уменьшения его ускорения. 1 ил.

Летательный аппарат, состоящий из жестко связанных с корпусом блока управления и конусообразной камеры сгорания, жестко связанной с выхлопным соплом в конце камеры, имеющей две гидравлические связи с блоком управления, и размещенного в передней части корпуса устройства забора воздуха, отличающийся тем, что в процессе поступления в камеру сгорания этого воздуха происходит и поступление в нее компонентов окислителя и осуществляется после распыления окислителя смешение его распыленных частиц с воздушной струей перед воспламенением с помощью распыленного керосина.