Летательный аппарат Советский патент 1993 года по МПК B64B1/58 

тмвления при подъеме и планирующего по лета при спуске при обеспечении стартбвой. компактности и полетной надежности аппарата. Летательный аппарат содержит баллоны 1 и 2, наполняемые газом легче воздуха, стропы 3, подвесную систему А и контейнер 5, Баллон 1 постоянно функционирующего типа в стартовом положении и в положении набора высоты выполнен сложенным относительно горизонтальной или наклонной оси 6 и баллона 2 и симметрично сложен относительно вертикальной плоскости 11. Кроме того, в средней части баллон 1 выполнен с уменьшенным относительно боковых участков расстоянием между его верхней и нижней оболочками, а два противоположных боковых участка баллона выполнены в виде протяженных автономно герметизированных надувных секций увеличенной толщины и имеют бульбовидную форму оболочки, в верхней седловинной зоне и в области боковых бульбовидныхсекций баллон 1 выполнен переменной толщины. Кроме того, баллон 2 выполнен выключаемым, работающим только на обеспечение подъема аппарата в атмосферу. К баллону 1 прикреплены стропы 3, нижняя часть которых прикреплена к подвесной системе 4 и через нее соединена с контейнером 5.4 э.п.ф-лы, 4 ил.

Изобретение относит ся к технике летательных и парашютирующих аппаратов, а именно к аппаратам с переменной плавучестью в атмосфере. Целью изобретения яв- ляется улучшение аэродинамических 7/ характеристик за счет уменьшения сопроI СЛ С со СО 00 О со Фи&1

Изобретение относится к воздухоплавательной технике, а именно к аппаратам со знакопеременной плавучестью в атмосфере..

Целью изобретения является улучшение аэродинамических характеристик за счет уменьшения сопротивления при подъеме и обеспечения планирующего полета при спуске при общей повышенной стартовой компактности и полетной надежности аппарата.

Поставленная цель достигается тем, что в летательном аппарате баллоны выполнены постоянно функционирующего и выключаемого типов, при этом баллон постоянно Функционирующего типа в стартовом положении ив положении набора высоты выполнен сложенным относительно горизонтальной или наклонной оси, охватывая сверху м с двух боков преимущественно соосно не менее чем один горизонтально или наклонно ориентированный баллон выключаемого типа, причем нижние кромки баллона постоянно функционирующего типа частично или полностью стянуты понизу временной рифовкой или быстрораспускаемой шнуровкой, или разрывной стропой со стартовым расстоянием между внешними нижними их краями, по крайней мере не превышающим наибольшего поперечного размера горизонтального стартового мидепя, в высотном диапазоне охвата выключаемого баллона постоянно функционирующим.

Кроме того, баллон постоянно функционирующего типа в стартовом положении может быть сложен симметрично относительно вертикальной плоскости и может быть выполнен с уменьшенным относительно боковых участков расстоянием между его верхней и нижней оболочками в средней части баллона, а по крайней мере два противоположных боковых участка баллона могут иметь форму оболочки бульбовидной в поперечном сечении конфигурации или могут быть выполнены в виде протяженных

5 автономно герметизированных от средней части баллона посредством внутренних ребер-мембран надувных секций увеличенной толщины, при этом средняя часть баллона постоянно функционирующего типа по

0 крайней мере в верхней седловинной зоне и в области бульбовидных секций может быть выполнена переменной толщины по крайней мере в проекции на вертикальную продольную плоскость симметрии аппарата

5 или в направлении продольной оси аппарата, причем изменение толщины верхней седловинной части баллона в продольном сечении может быть выполнено клинообразным или крыловидным с переменным

0 знаком кривизны нижней части оболочки баллона или такая форма может быть придана нижним бульбовидным участкам или секциям баллона, а баллону выключаемого типа придана ответная форма.

5 Кроме того, в летательном аппарате стропы е стартовом положении могут быть временно зарифованы преимущественно симметрично относительно вертикальной продольной плоскости аппарата, а рифовка

0 может быть выполнена преимущественно в нижней части строп.

Нэфиг.1 изображен летательный аппарат а стартовом положении и на этапе подъ- - ема в атмосферу; на фиг.2 - то же, повернуто

5 вокруг вертикальной оси на 90°; на фиг.З - поперечный разрез верхней части летательного аппарата в режиме спуска с расплавленным в виде планирующего крыла баллоном постоянно функционирующего

0 типа; на фиг.4 - продольный разрез верхней сти летательного аппарата в стартовом

положении, вариантное решение с клинообразным или крыловидным исполнением секций или частей баллона постоянно функционирующего типа.

Летательный аппарат содержит балло- ны 1 и 2, заполненные газом легче воздуха.

Баллон 1 является баллоном постоянно функционирующего типа, предназначен для работы на протяжении всего полета и может быть использован многократно, а после за- вершения спуска, в том числе в удаленном или слабопрогнозируемом районе, остается на плаву в атмосфере до принятия дополнительных мер по снижению его плавучести.

Валлон 2 выполнен выключаемым, работаю- щим только на обеспечение подъема аппарата в атмосферу. Для этого вся его оболочка или по крайней мере ее часть выполнена ослабленной с меньшим сопротивлением внутреннему избыточному давлению, чем оболочка баллона 1, либо баллон 2 может быть снабжен клапаном для выпуска газа и выключения баллона 2 как средства, создающего положительную плавучесть. К баллону 1 по крайней мере вдоль части его кромок по периметру и/или по полю его оболочки прикреплены стропы 3, нижняя часть которых соединена с подвесной системой 4, связанной с полезным грузом 5, роль которого могут играть, например, гандола с аэронав-

ами или блок метеоаппаратуры.

Баллон 1 постоянно функционирующео типа в стартовом положении и в положении набора высоты компактно сложен с полным или частичным обхватом поверху и с двух боков баллона 2 выключаемого типа. Баллон 2 продольной осью 6. преимущественно совпадающей с продольной осью аппарата и ориентированной горизонтально /ши полого наклоненной, совмещен с про- дольной осью баллона 1, когда последний находится в сложенном положении, при этом баллон 1 сложен относительно оси б и аллона 2 хомутообразно. Нижние кромки 7 эаллона 1 стянуты друг с другом временной связью 8, в качестве которой может быть использована зарифованная система дополнительных и/или основных строп или шнуровка, выполненная с возможностью быстрого распускания, или разрывная стро- па, или система разрывных строп, или сочеа-ние перечисленных конструктивных

Лементов и систем. Стягивание нижних ромок 7 выполнено таким образом, чтобы эасстояние между их внешними краями в плане по крайней мере не превышало растояние между крайними внешними линиями оболочки баллона 1 в горизонтальной плоскости, проходящей через условный центр масс системы баллонов 1 и 2. Оптимальной является длина связи 8, когда противоположные кромки 7 баллона 1 соприкасаются друг с другом. В основном вариантном решении двуплечий перегиб баллона 1 выполнен симметрично продольной вертикальной плоскости 9, проходящей через условный центр масс баллонов 1 и 2. К числу оптимальных вариантных решений описываемого летательного аппарата относится конструктивная система, в которой баллон 1 выполнен с переменной толщиной в поперечном и продольном сечениях. В поперечном сечении оптимальная форма баллона 1 имеет уменьшенную в средней части 10 толщину и бульбовидное увеличение толщины на переферийных участках 11. Последние могут быть сообщены со средней частью 10 баллона 1 или герметизированно отделен от нее, например, посредством ребер-мембран 12. Средняя часть баллона 1 в продольном направлении по крайней мере в верхней седловинной части баллона и/или в области бульбовидных утолщений переменной толщины. Изменения толщины по длине баллона 1 имеют клинообразный или крыловидный характер, в том числе с изменением знака кривизны нижней части 13 оболочки 1, что обеспечивает улучшение аэродинамики планирующего полета при спуске аппарата. При выполнении баллона 1 профилированным под рыло выключаемому баллону 2 придана ответная нижней части 13 оболочки баллона 1 форма, обеспечивающая плотный контакт баллонов и взлетную компактность аппарата.

Для выбора разницы рабочих длин строп 3 между стартовым и планирующим положением аппарата стропы 3 выполняют с исходной рифовкой 14, которую конструктивно размещают в нижней части строп 3, прилегающей или граничащей с подвесной системой 4,, Выполняют описываемый летательный аппарат из материалов, применяемых в технике воздухоплавательных и парашютирующих устройств.

Работает летательны аппарат следующим образом.

В момент старта аппарат находится в компактном состоянии, как это показано на фиг.1 и 2. По мере набора высоты происходит увеличение разницы между давлениями внутри и вне баллонов аппарата из-за нарастания разреженности атмосферы. При достижении заданной пороговой высоты происходит выключение баллона 2 путем разрушения ослабленной части его оболочки или срабатывания клапана, автоматически выпускающего газ из баллона 2. Одновременно с этим автоматически выключается связь 8 и происходит разрифтовка строп 3. при этом усилив выключения связи 8 подобрано так, что это выключение осуществляется за счет возросшего давления в баллонах 1 и 2 на заданном пороге высоты. После чего баллон 1 под аэродинамическим воздействием и за счет собственной упругости расплавляется в планирующее положение и аппарат, поменявший знак сплавной силы, переходит в режим спуска.

Формула изобретения 1. Летательный аппарат, включающий наполненные газом легче воздуха баллоны, стропы и подвесную систему, отличающийся тем, что, с целью улучшения аэродинамических характеристик за счет уменьшения сопротивления при подъеме и обеспечения планирующего полета при спуске при общей повышенной стартовой компактности и полетной надежности аппарата, баллоны выполнены постоянно функционирующего и выключаемого типа, при этом, баллон постоянно функционирующего типа в стартовом положении и в положении набора высоты выполнен сложенным относительно горизонтальной или наклонной оси, охватывая сверху и с двух блоков преимущественно соосно не менее чем один горизонтально или наклонно ориентированный баллон выключаемого типа, причем нижние кромки баллона постоянно функционирующего типа частично или полностью стянуты по низу временной рифовкой или быстрораспускае- мой шнуровкой, или разрывной стропой со стартовым расстоянием между внешними их кромками по низу, по крайней мере не превышающим наибольшего поперечного размера горизонтального стартового миделя летательного аппарата, в высотном диапазоне охвата выключаемого баллона постоянно функционирующим.

между его верхней и нижней оболочками в средней части баллона, а по крайней мере два противоположных боковых участка баллона имеют форму оболочки бульбовидной в поперечном сечении конфигурации или

выполнены в виде протяженных автономно герметизированных от средней части баллона посредством внутренних ребер-мембран надувных секций увеличенной толщины.

проекции на вертикальную продольную плоскость симметрии аппарата или в направлении продольной оси аппарата, причем изменение толщины верхней седловинной части баллона в продольном сечении выполнено клинообразным или крыловидным с переменным знаком кривизны нижней части оболочки баллона или такая форма придана нижним бульбовидным участкам или секциям баллона, а баллону выключаемого

типа придана ответная форма.

Фиг. I

J

(Pui4