ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ГИРОСКОПИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИЕЙ Российский патент 2023 года по МПК B64C17/06 B64C29/00 B64D1/16 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к летательному аппарату, в частности, к летательным аппаратам, содержащим гироскопический вентилятор с поворотными лопастями.

Уровень техники

С момента изобретения полета было разработано множество различных форм летательных аппаратов, таких как, например, вертолеты и самолеты. Существует множество факторов и сил, участвующих в достижении стабильного и управляемого полета, при этом разные типы самолетов имеют разные летные характеристики с различными преимуществами и недостатками.

Например, самолеты с неподвижным крылом могут быть выполнены с возможностью сравнительно быстро летать на большие расстояния, но не могут летать слишком медленно или зависать и требуют длинных взлетно-посадочных полос для горизонтального взлета и посадки. С другой стороны, вертолеты могут взлетать и приземляться вертикально и могут зависать, но имеют более ограниченные размеры, а также скорость и расстояние, которое они могут преодолеть. Эти характеристики делают самолеты с неподвижным крылом хорошо подходящими для дальних перелетов со сравнительно большой нагрузкой, а вертолеты - для более коротких перемещений со сравнительно небольшой нагрузкой и/или для аварийно-спасательных операций, когда особенно важна способность летать медленно и зависать. Желательно создать летательный аппарат, который сочетает в себе преимущества и/или сводит к минимуму недостатки, чтобы по меньшей мере иметь более универсальные характеристики.

Одним из применений летательных аппаратов является тушение пожаров. Сегодня неконтролируемые пожары представляют собой серьезную проблему, и крупные пожары могут выйти из-под контроля, охватить рощи/леса, населенные пункты, промышленные районы и предприятия, что приводит к потере рощ/лесов, домов, другого имущества, животных и даже человеческих жизней. Усилия по тушению пожаров не всегда оказываются успешными. Часто бывает сложно контролировать и предотвращать распространение пожаров.

Существует множество способов и приемов контроля и предотвращения распространения пожаров. Эти способы включают в себя обычное использование пожарных и оборудования, в том числе такие способы, как сброс большого количества воды или огнетушащих химикатов с летательных аппаратов на огонь, создание очагов пожара поперек направления движения огня, распыление воды или огнетушащих химикатов на огонь пожарными на земле и обратное сжигание области в направлении огня контролируемым образом, чтобы эффективно удалить древесину или другие источники топлива от приближающегося огня.

Было обнаружено, что использование только воды и химикатов может быть неэффективным против крупных пожаров. Было высказано предположение, что, когда интенсивность пожара превышает определенный порог, использование воды и других материалов для тушения пожара становится в значительной степени неэффективным, поскольку вода или средство пожаротушения испаряется или разлагается прежде, чем достичь очага пожара. Ввиду этих проблем также желательно разработать альтернативный способ тушения пожаров, особенно крупных.

Раскрытие изобретения

Объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий аэродинамический корпус; реактивную турбину или электродвигатель, соединенный с аэродинамическим корпусом посредством рамы летательного аппарата для обеспечения тяги летательного аппарата, причем реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания воздуха и выходное отверстие для выпуска сгоревшей воздушно-топливной смеси; сборный вал, выполненный с возможностью его приведения в действие реактивной турбина; и узел гироскопической стабилизации, содержащий по меньшей мере один гироскопический элемент, соединенный с реактивной турбиной посредством сборного вала; при этом по меньшей мере один гироскопический элемент выполнен с возможностью приведения его во вращение реактивной турбиной и с возможностью гироскопической стабилизации летательного аппарата во время полета.

В одном варианте выполнения гироскопический элемент представляет собой гироскопический вентилятор, содержащий множество лопастей вентилятора. Предпочтительно, гироскопический вентилятор содержит множество поворотных лопастей. Предпочтительно гироскопический вентилятор содержит множество чередующихся поворотных лопастей. Ориентация одной или нескольких поворотных лопастей вентилятора является переменной, обеспечивая возможность изменения угла наклона указанных одной или нескольких лопастей. Одна или несколько лопастей вентилятора могут быть шарнирно соединены со сборным валом для обеспечения возможности изменения угла наклона упомянутой одной или нескольких лопастей. Гироскопический элемент может представлять собой гироскопический диск.

Множество лопастей вентилятора может быть расположено вокруг центральной ступицы. Центральная ступица предпочтительно соединена со сборным валом. Лопасти вентилятора могут быть изогнутыми. Предпочтительно гироскопический вентилятор расположен внутри аэродинамического корпуса. Дальние в радиальном направлении концы лопастей вентилятора предпочтительно расположены в вырезе аэродинамического корпуса. Предпочтительно вырез представляет собой кольцевой канал в фюзеляже аэродинамического корпуса.

В варианте выполнения сборный вал соединен с рамой транспортного средства. Сборный вал может дополнительно содержать контроллер, выполненный с возможностью управления узлом гироскопической стабилизации через коробку передач так, чтобы угловой момент от узла гироскопической стабилизации значительно превышал момент инерции летательного аппарата, по существу гироскопически стабилизируя летательный аппарат во время полета. Летательный аппарат предпочтительно выполнен с возможностью вертикального взлета и посадки.

В варианте выполнения летательный аппарат также содержит отсек кабины. Отсек кабины может содержать кабину. Отсек кабины соединен с рамой транспортного средства. Предпочтительно, отсек кабины подвижно соединен с рамой транспортного средства. Предпочтительно, отсек кабины соединен с рамой транспортного средства посредством карданного подвеса. Отсек кабины может содержать противовес для стабилизации кабины за счет противодействия движению рамы летательного аппарата и/или выхлопу реактивной турбины.

В одном варианте выполнения отсек кабины шарнирно соединен с рамой летательного аппарата. Кабина отсека кабины может быть шарнирно установлена на кольце карданного подвеса для вращения по меньшей мере вокруг первой оси. Кольцо карданного подвеса может быть шарнирно установлено на раме летательного аппарата для вращения вокруг второй оси.

В варианте выполнения отсек кабины разъемно соединен с рамой транспортного средства, так что отсек кабины является съемным. Разъемное соединение позволить летательному аппарату по выбору иметь присоединенный модуль кабины для полета с участием экипажа и/или автономного полета или, как вариант, иметь отсоединенный модуль кабины для дистанционного и/или автономного полета. Разъемное соединение может содержать выталкиватель. Отсек кабины может быть выполнен в виде автономной капсулы.

В одном варианте выполнения корпус летательного аппарата содержит фюзеляж. Фюзеляж может содержать несколько рулевых поверхностей. Предпочтительно, рулевые поверхности подвижно присоединены к фюзеляжу для управления полетом летательного аппарата. Множеством рулевых поверхностей можно управлять для управления полетом летательного аппарата вокруг оси тангажа, перпендикулярной продольной оси летательного аппарата, и оси рыскания, которая перпендикулярна как продольной оси летательного аппарата, так и оси тангажа.

В одном варианте выполнения реактивная турбина, вал и узел гироскопической стабилизации расположены в продольном направлении. Реактивная турбина, сборный вал и узел гироскопической стабилизации могут быть выполнены с возможностью вращения вокруг продольной оси летательного аппарата.

В одном варианте выполнения реактивная турбина и узел гироскопической стабилизации расположены поперек друг друга. Реактивная турбина и узел гироскопической стабилизации могут быть расположены таким образом, что их соответствующие оси вращения перпендикулярны (или по меньшей мере по существу перпендикулярны). Один или несколько гироскопических вентиляторов могут быть расположены в плоскости, перпендикулярной продольной оси реактивной турбины.

В варианте выполнения гироскопические вентиляторы могут быть установлены параллельно. Первый вентилятор может быть расположен в верхней части фюзеляжа, а второй вентилятор может быть расположен в нижней части фюзеляжа. Предпочтительно продольные оси первого и второго вентиляторов совпадают. Сборный вал может содержать продольный вал, предпочтительно соединенный с реактивной турбиной, и поперечный вал, предпочтительно соединенный с одним или несколькими гироскопическими вентиляторами.

В одном варианте выполнения узел направления воздушного потока содержит выхлопное сопло, приспособленное для направления в определенных направлениях. В таких вариантах выполнения выхлопное сопло может быть направлено на тушение пожаров.

Летательный аппарат также содержит опорную конструкцию, расположенную под фюзеляжем, для поддержки реактивной турбины и обеспечения направленного движения реактивной турбины. В таких вариантах выполнения направленное движение может позволить узлу направления воздушного потока направлять часть всасываемого воздуха в требуемом направлении, например, для тушения пожаров.

В одном варианте выполнения корпус может быть кольцевым. В таком варианте выполнения фюзеляж может иметь форму тора или «бублика». По бокам фюзеляжа может быть установлено несколько реактивных турбин, предпочтительно для поступательного движения и/или для создания подъемной силы. Несколько реактивных турбин, установленных по бокам фюзеляжа, могут быть поворотными, предпочтительно для обеспечения возможности вертикального взлета и посадки. Один или несколько двигателей гироскопической стабилизации могут быть установлены на внутренней стороне фюзеляжа. По меньшей мере один гироскопический вентилятор предпочтительно расположен в центре корпуса. Внутри корпуса может располагаться отсек кабины экипажа.

Другим объектом изобретения является способ тушения пожара, включающий в себя этапы, на которых перемещают летательный аппарат с реактивной турбиной, соединенной с рамой летательного аппарата и обеспечивающей тягу для летательного аппарата, к месту в непосредственной близости от места пожара, при этом реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания окружающего воздуха, выпускное отверстие, через которое сгоревшая воздушно-топливная смесь выпускается с высокой скоростью, и сборный вал, приводимый в действие реактивной турбиной; приводят в действие устройство гироскопической стабилизации, соединенное с реактивной турбиной посредством сборного вала, и гироскопически стабилизируют летательный аппарат во время полета; и управляют реактивной турбиной для всасывания окружающего воздуха и управления узлом направления воздушного потока, чтобы направлять сгоревшую воздушно-топливную смесь от выпускного отверстия в требуемом направлении для тушения пожаров.

Изобретение поясняется чертежами.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения поясняются в дальнейшем подробном описании со ссылками на чертежи. Подробное описание никоим образом не следует рассматривать как ограничение объема изобретения.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показан отсек кабины летательного аппарата в карданном подвесе с кольцами карданного подвеса на внешней стороне шарниров карданного подвеса в соответствии с вариантом осуществления изобретения, вид сбоку;

на фиг. 2 - отсек кабины с карданным подвесом, показанным на фиг. 1, с кольцом карданного подвеса на внутренней стороне шарниров карданного подвеса, вид сбоку;

на фиг. 3 - летательный аппарат в соответствии с одним вариантом осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг. 4 - летательный аппарат с установленным на нем отсеком кабины в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг. 5 - летательный аппарат по фиг. 4 с отсеком кабины в первом положении (взлет или посадка) вид сбоку;

на фиг. 6 - летательный аппарат по фиг. 4 с отсеком кабины во втором положении (полет) вид сбоку;

на фиг. 7 - летательный аппарат в соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг. 8 - летательный аппарат по фиг. 7 с отсеком кабины в не повернутом положении, вид сбоку;

на фиг. 9 - летательный аппарат по фиг. 7 с отсеком кабины в повернутом вверх положении, вид сбоку;

на фиг. 10 - летательный аппарат по фиг. 7 с изображением плоскостей X-Z поперечного сечения;

на фиг. 11 - разрез по плоскости X на фиг. 10;

на фиг. 12 - разрез по плоскости Y на фиг. 10;

на фиг. 13 - разрез по плоскости Z на фиг. 10;

на фиг. 14 - летательный аппарат по фиг. 7, вид спереди;

на фиг. 15 - летательный аппарат по фиг. 7, вид сверху;

на фиг. 16 - летательный аппарат по фиг. 7, вид сзади;

на фиг. 17 - летательный аппарат по фиг. 7 с закрылками в положении, отличном от положения, показанного на фиг. 14, вид спереди;

на фиг. 18 - несколько летательных аппаратов без отсека кабины, тушащих пожар, вид в перспективе;

на фиг. 19 - два связанных летательных аппарата без отсека кабины, тушащих пожар, вид в перспективе;

на фиг. 20 - летательный аппарат в соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения, вид в перспективе; и

на фиг. 21 - то же, вид сверху.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения

На фиг. 3, 18 и 19 показан первый вариант летательного аппарата 100, выполненный с возможностью гироскопической стабилизации способом, который будет более подробно описан ниже. На фиг. 1 и 2 показан отсек 105 кабины, присоединяемый к летательному аппарату, такому как летательный аппарат 100, с образованием летательного аппарата 200, показанного на фиг. 4-6. Как лучше всего видно на фиг. 5 и 6, летательный аппарат 200 содержит фюзеляж 210 с каналом, в котором расположена реактивная турбина 250 обеспечения реактивное движение. Подходящие двигатели, которые могут быть использованы для создания выхлопа, включают в себя импульсные реактивные двигатели, турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой, турбореактивные двигатели с осевым потоком, газотурбинные двигатели, ракетные двигатели, турбовентиляторные авиационные двигатели, турбовентиляторы с малым байпасом, турбовентиляторы с большим байпасом, турбовинтовые двигатели, прямоточные двигатели, турбовальные двигатели, подводные реактивные двигатели, ударно-волновые трехдвигательные реактивные платформы и другие. Также могут использоваться комбинации различных типов двигателей.

Реактивная турбина 250, расположенная в канале фюзеляжа 210, предпочтительно работает как любая другая реактивная турбина, в силу чего воздух втягивается турбиной, а компрессор повышает давление воздуха. Компрессор выполнен с множеством лопастей, прикрепленных к сборному валу 260. Лопасти вращаются с высокой скоростью и сжимают воздух. Затем в сжатый воздух распыляют топливо, и смесь зажигают электрической искрой. Горючие газы расширяются и выбрасываются через выхлопное сопло 255 в задней части двигателя. Когда струи газа летят назад, двигатель и летательный аппарат 200 толкаются в противоположном направлении (которое является направлением вверх относительно фиг. 5). Когда горячий воздух попадает в сопло 255, он проходит через другую группу лопастей, называемую турбиной. Турбина может быть прикреплена к тому же сборному валу 260, что и компрессор, и вращение турбины может вызвать вращение компрессора.

В этом варианте выполнения фюзеляж 210 летательного аппарата 200 установлен на раме 245 и имеет форму, которая в целом симметрична относительно продольной оси. Однако форму фюзеляжа 210 не следует рассматривать как ограничивающую, и в других вариантах выполнения форма фюзеляжа 210 может быть изменена. Реактивная турбина 250 приводит в движение сборный вал260, который также соединен с узлом гироскопической стабилизации, содержащим гироскопический вентилятор 240. Гироскопический вентилятор помогает стабилизировать летательный аппарат 200 во время полета.

Лопасти гироскопического вентилятора 240 расположены вокруг центральной ступицы, которая соединена со сборным валом 260. Лопасти гироскопического вентилятора 240 представляют собой чередующиеся поворотные лопасти вентилятора, которые изменяют угол лопастей вентилятора по мере необходимости для обеспечения необходимой стабилизации летательного аппарата 200. Предпочтительно, продольная ось фюзеляжа 210 проходит через канал вдоль сборного вала 260, который также приводит в движение лопасти гироскопического вентилятора 240. Гироскопический вентилятор 240 включает в себя множество лопастных элементов, которые предпочтительно являются лопастями с регулируемым углом наклона, так что угол наклона лопастей может быть изменен путем поворота лопастных элементов. Поскольку лопастные элементы имеют изменяемый угол наклона, то есть каждый лопастной элемент может поворачиваться вокруг своей продольной оси (своей оси лопасти), чтобы адаптировать ориентацию своей передней кромки к скорости двигателя. Таким образом, ориентация лопастных элементов (также называемая настройкой угла наклона) является одним из параметров, которые позволяют легко управлять тягой реактивной турбины 250.

Также имеется контроллер для управления устройством гироскопической стабилизации через коробку передач, так что угловой момент, создаваемый устройством гироскопической стабилизации (в частности, лопастями гироскопического вентилятора 240), значительно превышает момент инерции летательного аппарата 200, так что летательный аппарат 200 по существу гироскопически стабилизирован во время полета.

Важно понимать, что выполнение гироскопической стабилизации в сочетании с реактивной турбиной 250 обеспечивает для летательных аппаратов 100 и 200 возможность вертикального взлета и посадки (а также для летательных аппаратов 300 и 400, который будут описаны ниже). Выполнение летательного аппарата с возможностью вертикального взлета и посадки позволяет использовать летательные аппараты 100, 200, 300 и 400 в самых разнообразных ситуациях, включая, например, тушение пожара, особенно когда доступ к средствам пожаротушения или их транспортировка в соответствующую область оказывается сложной, невозможной или опасной.

Устройство гироскопической стабилизации предпочтительно выполнено с возможностью обеспечения достаточного углового момента за счет достаточной угловой скорости массы, так что летательный аппарат 100, 200, 300 и 400 гироскопически стабилизируется во время различных фаз полета. В одном варианте выполнения фюзеляж может быть жестко прикреплен к реактивной турбине. В другом варианте выполнения реактивная турбина может быть установлена на фюзеляже с возможностью поворота, особенно когда выхлопное сопло реактивной турбины необходимо направить в сторону фронта пожара или тому подобного.

В предпочтительном варианте выполнения фюзеляж 110 приспособлен для обеспечения возможности вертикального посадки и взлета летательного аппарата 100, 200, 300 и 400. В частности, узел шасси, содержащий шасси в виде посадочных опор, может позволить летательному аппарату взлетать с поверхности, при этом плоскость лопастей гироскопического вентилятора по существу параллельна плоскости земли, чтобы позволить летательному аппарату приземляется аналогичным образом. В предпочтительном варианте выполнения фюзеляж может быть шарнирно или подвижно соединен с рамой летательного аппарата, что может допускать относительное перемещение между фюзеляжем и рамой летательного аппарата.

Летательные аппараты 100 и 200 также могут быть оснащены кольцевыми закрылками 115, 215, которые могут быть установлены на внешних боковых поверхностях фюзеляжа. Кольцевые закрылки 115, 215 также могут обеспечивать дополнительные рабочие поверхности для облегчения горизонтального полета летательного аппарата 100 и 200 (как показано на фиг. 3-6). Также следует понимать, что в конфигурации для горизонтального полета плоскость системы гироскопической стабилизации будет по существу перпендикулярна плоскости земли, как показано на фиг. 6. Однако специалистам в данной области техники из дальнейшего описания будет понятно, что выполнение рабочих поверхностей и кольцевых закрылков 115, 215 может быть необязательным.

Как описано выше, летательный аппарат 100 и 200 включает в себя устройство гироскопической стабилизации, которое гироскопически стабилизирует летательный аппарат 100 и 200 во всем его диапазоне режимов полета. Важно понимать, что использование гироскопической стабилизации приводит к большей стабильности летательного аппарата, обеспечивая тем самым стабильные летные характеристики, что очень важно для достижения гибких и универсальных летных характеристик для множества применений, включая, например, тушение пожаров. Каждая из лопастей гироскопического вентилятора 240 с к вращающемся пропеллерным валом, который, в свою очередь, соединен со сборным валом 260, чтобы генерировать достаточный угловой момент, чтобы летательный аппарат был гироскопически так стабилизирован, что при возникновении внешних или внутренних моментов, воздействующих на летательный аппарат, результирующая сила моментов преобразуется в гироскопическую прецессию. Следует понимать, что для более крупного летательного аппарата с увеличенным размером двигателя и улучшенными характеристиками потребуются более крупные элементы гироскопической стабилизации или элементы гироскопической стабилизации, которые вращаются с более высокими угловыми скоростями для гироскопической стабилизации летательного аппарата. Аналогично, для меньшего и более легкого летательного аппарата требуются меньшие и более легкие элементы гироскопической стабилизации.

Летательный аппарат 200 также может включать в себя отсек 105 кабины экипажа, который предпочтительно соединен посредством разъемного соединения 220 с рамой летательного аппарата 200. Отсек 105 кабины включает в себя уравновешивающее средство для уравновешивания отсека 105 кабины за счет противодействия движению фюзеляжа 210 и/или выхлопу реактивной турбины 250. В описываемом варианте осуществления изобретения отсек 105 кабины может содержать механизм, подобный карданному подвесу, чтобы позволить кабине 106 отсека 105 кабины и ее пассажирам располагаться по существу в вертикальном положении во время всех периодов полета, в том числе во время вертикального взлета и посадки летательного аппарата 200 (как показано на фиг. 5) и во время горизонтального полета (как показано на фиг. 6). Отсек 105 кабины экипажа может включать в себя навигационное оборудование и оборудование управления полетом для управления летательным аппаратом 200, а также удовлетворять некоторым требованиям безопасности.

В предпочтительном варианте выполнения кабина 106 отсека 105 кабины шарнирно установлена на карданном кольце 125 в точках крепления 135 для вращения вокруг первой оси. Как наиболее ясно видно на фиг. 2, карданное кольцо 125 соединено с рамой 145 летательного аппарата в точках 130 крепления, чтобы обеспечить возможность вращения вокруг второй оси, тем самым позволяя кабине 106 отсека 105 кабины качаться или наклоняться, что позволяет прикладывать уравновешивающее усилие к отсеку кабины 105. На фиг. 5 отсек 105 кабины показан в первом вертикальном положении, когда летательный аппарат 200 находится в положении взлета или посадки. На фиг. 6 отсек 105 кабины показан в горизонтальном полете, при этом кабина 106 отсека 105 кабины также может быть видна в вертикальном положении, даже если сам отсек 105 кабины повернулся.

В вариантах осуществления изобретения, предназначенных для пожаротушения, что являются предпочтительным, но не самым важным применением, от одной или нескольких реактивных турбин или реактивных двигателей может быть получен выхлоп. Используемый термин «реактивная турбина» относится к турбине, которая ускоряет и выпускает быстро движущуюся струю текучей среды, например газа, такого как выхлопной газ, для создания тяги для поступательного движения летательного аппарата. В типичном реактивном двигателе воздух из воздухозаборника направляется во вращающийся компрессор, где его давление и температура повышаются. Сжатый воздух поступает в камеру сгорания, где он смешивается с топливом, и смесь воспламеняется. При сгорании повышается температура газов, которые расширяются через турбину. В турбине некоторая часть повышенной температуры преобразуется в энергию вращения, которую можно использовать для приведения в действие компрессора. Сгоревшая газовая смесь (которая обычно не содержит кислорода) выходит через выпускной направляющий узел, который включает в себя выпускное сопло 255.

Предпочтительно, турбина представляет собой газовую турбину, которая действует как ветряная мельница, отбирая энергию из горячих газов, выходящих из камеры сгорания. Подходящие типы турбин, которые можно использовать, включают в себя дозвуковые турбины, турбины встречного вращения, бесстаторные турбины, керамические турбины, турбины с кожухом, а также турбины без кожуха и другие, известные в данной области техники. Также по крайней мере в некоторых вариантах осуществления изобретения могут использоваться микротурбины.

Выхлопное сопло 255 может быть сужающимся-расширяющимся, расширяющимся, струйным, регулируемым, например, эжекторным, многолепестковым или может иметь другую подходящую конструкцию. Обычно выхлоп реактивной турбины и выхлопное сопло, такое как сопло 255, характеризуется температурой, химическим составом, скоростью, объемом подачи, скоростью подачи, давлением и другими параметрами, например шумом, качеством воздуха и так далее. Выхлоп из реактивного двигателя может иметь температуру несколько сотен градусов, поэтому может потребоваться защита трубопроводов и выхлопных патрубков воздушным охлаждением.

Считается, что выхлоп от такого транспортного средства особенно хорошо подходит для тушения пожаров с использованием выхлопных газов, генерируемых одним или несколькими двигателями, предпочтительно реактивными. Более конкретно, изобретение относится к использованию выхлопных газов для тушения пожара, например, леса, жилого дома, коммерческого или промышленного пожара. Как и пожары, также могут быть подавлены или потушены взрывы.

Что касается химического состава, выхлопной газ реактивной турбины обычно включает в себя продукты сгорания, например диоксид углерода (CO₂), монооксид углерода (CO) и воду (H₂O), несгоревший газ, например газообразный азот (N₂), кислород (O₂), несгоревшие углеводороды (UHC) и другие компоненты, такие как сажа (C), оксиды азота (NO_x) и/или оксиды серы (SO_x). По сравнению с атмосферным воздухом, который на уровне моря содержит около 21% по объему O₂ и около 0,03% по объему CO², выхлоп реактивных двигателей имеет более низкий уровень O₂ и более высокий уровень CO₂. Например, продукты выбросов под давлением от полного сгорания углеводородного топлива в эффективно работающем газотурбинном двигателе состоят из примерно 72% по объему CO₂ и примерно 27,6% по объему пара. В результате химический состав выхлопного газа играет важную роль, когда летательный аппарат 100, 200 используется для управления или тушения пожара путем направления выхлопного сопла 255 в сторону огня. Отношение воздуха к топливу также можно регулировать с помощью дроссельного механизма, разбавления инертными газами или другими средствами, которые могут дополнительно снизить концентрацию кислорода в выхлопных газах, что приведет к повышению противопожарных возможностей летательного аппарата 100, 200.

Как объяснялось выше, использование реактивной турбины приводит к тому, что струи газов направляются от летательного аппарата 100, 200 с чрезвычайно высокой скоростью. Во время операции по тушению пожара вполне вероятно, что между реактивной турбиной 150 и фронтом или передней кромкой пожара может быть значительное расстояние, и реактивная турбина 150 должна быть способна создавать достаточно высокое давление выхлопных газов для продувки значительных количеств смеси выхлопных газов в огонь с такого расстояния. Например, любая турбина серии Pratt&Whitney от JT8 до JT30 может обеспечивать достаточную тягу для полета летательного аппарата 100, а также обеспечивать достаточную скорость выхлопных газов, способных тушить пожар. Может быть важно принять во внимание некоторые практические соображения, такие как отказ от работы реактивной турбины на 100% мощности, чтобы контролировать температуру выхлопных газов, особенно во время операции пожаротушения. Также важно отметить, что другие турбины, полностью пригодные для использования в данных обстоятельствах для данной работы, могут обеспечивать различные эффективные диапазоны давлений выхлопных газов, которые можно использовать для обеспечения требуемой функции пожаротушения.

Преимущественно, турбина 250 может быть установлена на опоре, которая не только поддерживает турбину 250, но также позволяет турбине 250 перемещаться в нескольких направлениях. По меньшей мере в некоторых вариантах осуществления изобретения опора может позволить турбине вращаться на 360°. Узел рулевого управления может быть соединен с опорой, и оператор летательного аппарата может управлять им для управления ориентацией реактивной турбины 250, чтобы направлять выхлопные газы в требуемом направлении для подавления огня.

Как показано на фиг. 18, для тушения пожара можно использовать несколько летательных аппаратов 100. Как показано на фиг. 19, два (или более) таких летательных аппарата 100 могут быть соединены вместе в тандеме путем выполнения отверстий для крепления, позволяющих соединять несколько таких летательных аппаратов 100 друг с другом.

На фиг. 7-17 показан другой вариант выполнения летательного аппарата 300. Летательный аппарат 300 также приспособлен для гироскопической стабилизации с помощью стабилизирующего устройства, содержащего гироскопические вентиляторы 335 с лопастями с изменяемым углом наклона. Гироскопический вентилятор 335 расположен в плоскости, перпендикулярной продольной оси реактивной турбины 340. Гироскопический вентилятор 335 соединен с реактивной турбиной 340 посредством сборного вала 350, который передает мощность от реактивной турбины 340 на гироскопический вентилятор 335. Следует понимать, что гироскопический вентилятор 335 может быть связан с реактивной турбиной 340 одним или несколькими другими способами, и в некоторых вариантах выполнения использование вала может не потребоваться. В предпочтительном варианте выполнения сборный вал 350 может содержать одну или несколько зубчатых передач для управления работой гироскопического вентилятора 335. В других вариантах выполнения гироскопический вентилятор 335 может быть связан с реактивной турбиной 340 с помощью электронных или других механических устройств.

Летательный аппарат 300 также приспособлен для гироскопической стабилизации, как было описано ранее. Летательный аппарат 300 также содержит фюзеляж 345 с каналом, в котором расположена реактивная турбина 340 для создания реактивной тяги. Летательный аппарат 300 оснащен закрылками 325, которые выполнены с возможностью поворота вокруг осей 315 поворота. Летательный аппарат 300 также содержит шарнирно-сочлененное переднее крыло 320, которое выполнено с возможностью поворота вокруг оси 365 поворота.

Летательный аппарат 300 также включает в себя поворотный отсек 310 кабины (который ограничивает корпус «гондолы» яйцевидной формы), который выполнен с возможностью поворота вокруг двух разных осей. В частности, отсек 310 кабины выполнен с возможностью поворота вокруг оси 330A поворота, чтобы обеспечить возможность поворота отсека 310 кабины вокруг первой оси (крен). Отсек 310 кабины также приспособлен для поворота вокруг оси 330B поворота, чтобы позволить отсеку 310 кабины поворачиваться вокруг второй оси (наклон). Наличие отсека 310 кабины позволяет пилоту управлять летательным аппаратом 300 во время полета.

Летательный аппарат 300 также может использовать выхлопные газы, создаваемые реактивной турбиной 340, для подавления огня. Реактивная турбина 340 обеспечивает тягу летательному аппарату 300. Во время использования воздухозаборник двигателя втягивает окружающий воздух, и сгоревшая воздушно-топливная смесь выходит из выпускного отверстия 360, через которое сгоревшая воздушно-топливную смесь выпускается с высокой скоростью. Узел направления воздушного потока, содержащий выхлопное сопло, может быть использован для направления сгоревшей воздушно-топливной смеси из выпускного отверстия 360 в требуемом направлении для тушения пожаров.

На фиг. 20 и 21 показан еще один вариант выполнения летательного аппарата 400, в котором корпус является кольцевым с фюзеляжем 445 в форме тора (или «бублика»). По бокам тороидального фюзеляжа 445 установлено несколько реактивных турбин 440, главным образом, для обеспечения движения и/или подъемной силы. Несколько реактивных турбин 440, установленных по бокам тороидального фюзеляжа 445, могут поворачиваться по меньшей мере на 90°, чтобы обеспечить возможность вертикального взлета и посадки. Двигатели 450 гироскопической стабилизации могут быть установлены на внутренней стороне тороидального фюзеляжа 445. Гироскопический вентилятор 435 расположен в центре тороидального фюзеляжа 445. Отсек 415 кабины экипажа может быть расположен внутри тороидального фюзеляжа 445, чтобы можно было предусмотреть наличие экипажа и/или пассажиров. В тороидальном фюзеляже 445 также можно переводить груз.

Преимущественно, в настоящем изобретении предложен универсальный летательный аппарат (100, 200, 300, 400), который имеет множество полезных и универсальных летных характеристик, включая, например, летательные аппараты с возможностью вертикального взлета и посадки и полета с гироскопической стабилизацией между взлетом и посадкой. Как указано выше, особый интерес представляет тушение пожаров. Однако такие летательные аппараты также можно использовать для транспортировки или спасательных операций. Кроме того, варианты выполнения летательного аппарата можно использовать для посадки на другие планеты при условии, что они имеют подходящую атмосферу. Гироскопический вентилятор также можно заменить гироскопическим диском для обеспечения стабилизации в космосе, где нет атмосферы, на космических кораблях и/или спутниках.

Следует понимать, что изобретение не ограничено конкретными показанными или описанными особенностями, поскольку описанные здесь средства включают в себя предпочтительные формы осуществления изобретения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам гироскопической стабилизации летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит турбину и/или электрический двигатель, соединенный с аэродинамическим корпусом посредством рамы летательного аппарата для обеспечения тяги летательного аппарата. Реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания воздуха и выходное отверстие для выпуска сгоревшей воздушно-топливной смеси. Реактивная турбина соединена с узлом гироскопической стабилизации посредством вала. Узел гироскопической стабилизации содержит гироскопический вентилятор с чередующимися поворотными лопастями для обеспечения управляемого стабильного полета. Летательный аппарат предпочтительно выполнен с возможностью вертикального взлета и посадки, чтобы его можно было использовать в широком диапазоне ситуаций. Обеспечивается возможность борьбы с крупными пожарами с использованием выхлопных газов. 2 н. и 31 з.п. ф-лы, 21 ил.

1. Летательный аппарат, содержащий:

аэродинамический корпус;

реактивную турбину или электродвигатель, соединенный с аэродинамическим корпусом посредством рамы летательного аппарата для обеспечения тяги летательного аппарата, причем реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания воздуха и выходное отверстие для выпуска сгоревшей воздушно-топливной смеси;

сборный вал, выполненный с возможностью его приведения в действие реактивной турбиной; и

узел гироскопической стабилизации, содержащий по меньшей мере один гироскопический элемент, соединенный с реактивной турбиной посредством сборного вала;

при этом по меньшей мере один гироскопический элемент выполнен с возможностью приведения его во вращение реактивной турбиной и с возможностью гироскопической стабилизации летательного аппарата во время полета.

2. Летательный аппарат по п. 1, в котором гироскопический элемент представляет собой гироскопический вентилятор, содержащий множество лопастей.

3. Летательный аппарат по п. 2, в котором гироскопический вентилятор содержит множество поворотных лопастей.

4. Летательный аппарат по п. 3, в котором гироскопический вентилятор содержит множество чередующихся поворотных лопастей.

5. Летательный аппарат по любому из пп. 3 или 4, в котором ориентация одной или нескольких поворотных лопастей вентилятора является переменной, обеспечивая возможность изменения угла наклона указанных одной или нескольких лопастей.

6. Летательный аппарат по любому из пп. 3-5, в котором одна или несколько поворотных лопастей вентилятора шарнирно соединены с валом для обеспечения возможности изменения угла наклона упомянутой одной или нескольких лопастей.

7. Летательный аппарат по любому из пп. 2-6, в котором множество лопастей вентилятора расположено вокруг центральной ступицы, соединенной с валом.

8. Летательный аппарат по любому из пп. 2-7, в котором гироскопический вентилятор расположен внутри аэродинамического корпуса.

9. Летательный аппарат по п. 8, в котором дальние в радиальном направлении концы лопастей вентилятора расположены в вырезе аэродинамического корпуса.

10. Летательный аппарат по п. 9, в котором вырез представляет собой кольцевой канал в фюзеляже аэродинамического корпуса.

11. Летательный аппарат по п. 1, в котором гироскопический элемент представляет собой гироскопический диск.

12. Летательный аппарат по любому из пп. 1-11, в котором вал соединен с рамой летательного аппарата.

13. Летательный аппарат по любому из пп. 1-12, в котором сборный вал дополнительно содержит контроллер, выполненный с возможностью управления узлом гироскопической стабилизации через коробку передач так, чтобы угловой момент от узла гироскопической стабилизации значительно превышал момент инерции летательного аппарата, по существу гироскопически стабилизируя летательный аппарат во время полета.

14. Летательный аппарат по любому из пп. 1-13, выполненный с возможностью вертикального взлета и посадки.

15. Летательный аппарат по любому из пп. 1-14, также содержащий отсек кабины, соединенный с рамой летательного аппарата.

16. Летательный аппарат по п. 15, в котором отсек кабины подвижно соединен с рамой летательного аппарата.

17. Летательный аппарат по п. 16, в котором кабина в отсеке кабины соединена с рамой летательного аппарата посредством карданного подвеса.

18. Летательный аппарат по любому из пп. 16 или 17, в котором отсек кабины содержит уравновешивающее средство для стабилизации кабины за счет противодействия движению рамы летательного аппарата и/или выхлопу реактивной турбины.

19. Летательный аппарат по любому из пп. 16-18, в котором отсек кабины шарнирно соединен с рамой летательного аппарата.

20. Летательный аппарат по любому из пп. 15-19, в котором отсек кабины разъемно соединен с рамой транспортного средства, так что отсек кабины является съемным.

21. Летательный аппарат по п. 20, в котором разъемное соединение позволяет летательному аппарату или присоединять модуль кабины для полетов с экипажем, или отсоединять модуль кабины для дистанционного и/или автономного полета.

22. Летательный аппарат по любому из пп. 20 или 21, в котором разъемное соединение содержит выталкиватель, а отсек кабины выполнен в виде автономной капсулы.

23. Летательный аппарат по любому из пп. 1-22, в котором корпус летательного аппарата содержит фюзеляж.

24. Летательный аппарат по п. 23, в котором фюзеляж содержит несколько рулевых поверхностей, подвижно присоединенных к фюзеляжу для управления полетом летательного аппарата.

25. Летательный аппарат по любому из пп. 1-24, в котором реактивная турбина, сборный вал и узел гироскопической стабилизации расположены в продольном направлении.

26. Летательный аппарат по п. 25, в котором реактивная турбина, сборный вал и узел гироскопической стабилизации выполнены с возможностью вращения вокруг продольной оси летательного аппарата.

27. Летательный аппарат по любому из пп. 1-24, в котором реактивная турбина и узел гироскопической стабилизации расположены поперек друг друга.

28. Летательный аппарат по п. 27, в котором реактивная турбина и узел гироскопической стабилизации расположены так, что их соответствующие оси вращения по существу перпендикулярны друг другу.

29. Летательный аппарат по любому из пп. 27 или 28, в котором один или несколько гироскопических вентиляторов расположены в плоскости, перпендикулярной продольной оси реактивной турбины.

30. Летательный аппарат по любому из пп. 27-29, в котором гироскопические вентиляторы установлены параллельно.

31. Летательный аппарат по п. 30, в котором первый вентилятор расположен в верхней части фюзеляжа, а второй вентилятор расположен в нижней части фюзеляжа.

32. Летательный аппарат по любому из пп. 1-31, в котором корпус является кольцевым и имеет фюзеляж в виде тора с несколькими реактивными турбинами, установленными по бокам фюзеляжа.

33. Способ тушения пожара, включающий в себя этапы, на которых

перемещают летательный аппарат с реактивной турбиной, соединенной с рамой летательного аппарата и обеспечивающей тягу для летательного аппарата, к месту в непосредственной близости от места пожара, при этом реактивная турбина имеет источник топлива, воздухозаборник для всасывания окружающего воздуха, выпускное отверстие, через которое сгоревшая воздушно-топливная смесь выпускается с высокой скоростью, и сборный вал, приводимый в действие реактивной турбиной;

приводят в действие устройство гироскопической стабилизации, соединенное с реактивной турбиной посредством вала, и гироскопически стабилизируют летательный аппарат во время полета; и

управляют реактивной турбиной для всасывания окружающего воздуха и управления узлом направления воздушного потока, чтобы направлять сгоревшую воздушно-топливную смесь от выпускного отверстия в требуемом направлении для тушения пожаров.