ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к авиастроению, в частности к летальным аппаратам, обладающим одновременно свойствами самолета, вертолета и аппарата на воздушной подушке.
Известен летательный аппарат (патент Российской Федерации № 2061627, В 64С 29/00, 10.06.96г.), имеющий встроенные в корпус нагнетатели воздуха, которые создают подъемную силу на кольцевом крыле, а горизонтальное движение аппарат получает от сопел с возможностью изменения направления движения, с помощью рулевых щитов. Указанный летательный аппарат имеет малоэффективную управляемость, невысокую горизонтальную скорость и низкую надежность. Известен комбинированный самолет вертикального взлета и посадки (патент Российской Федерации № 2061625, В 64 С 27/00), содержащий все основные элементы самолета и вертолета, выполненные по одновинтовой схеме с рулевым, тянущим и двухлопастным несущими винтами, последний из которых убирается в полете. Недостатком указанного аппарата является сложность конструкции, наличие многочисленных узлов и деталей.
Наиболее близким к предлагаемому решению является летательный аппарат (патент Российской Федерации № 2131378, В 64 С 29/00, 10.06.99г. Бюл. № 16) содержащий корпус дискообразной формы с кабиной, нагнетатель воздуха, встроенный в корпус, двигатель, каналы всасывания и нагнетания. Каналы всасывания сообщены с атмосферой через сопла, а выход из нагнетателя происходит через переключающий направляющий аппарат каналами нагнетания со щелевыми каналами.
Указанный летательный аппарат имеет сложную извилистую систему каналов всасывания, нагнетания и переключающего аппарата, в которых на преодоление возникающих в них сопротивление расходуется почти вся мощность, развиваемая нагнетателем воздуха. Летательные аппараты подобного типа испытывались в Америке в течении 5 лет, но оторваться от земли не могли.
Наиболее близким к предлагаемому двухступенчатому соосному жидкостному турбореактивному двигателю в полезной модели, является жидкостный реактивный двигатель ЖРД, содержащий охлаждаемую камеру, состоящую из сопла, камеры сгорания и смесительной головки, турбонасосный агрегат, регулятор соотношения компонентов со смесительной головкой (Авторское свидетельство СССР № 1774046, Кл. F02 К 9/48 от 07.11.92г. Бюл. № 41).
Хотя в данном двигателе частично снижаются термические напряжения в стенках камеры, но полностью термические напряжения в камере не устраняются и лобовое сопротивление не уменьшается, а конструкция его не обладает достаточной силой тяги обеспечения полета предлагаемому летательному аппарату.
Задача, на решение которой направлена полезная модель, является создание летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, имеющего простую и безопасную конструкцию, хорошую управляемость, высокую надежность и низкую стоимость в эксплуатации. Технический результат, достигаемый при этом, увеличение скорости подъема летательного аппарата и его горизонтальной скорости, возможность передвижения над землей и водой.
.Летательный аппарат содержит корпус дискообразной формы с кабиной, нагнетатель воздуха, встроенный в корпус, двигатель, каналы всасывания и нагнетания, отличающийся в следующих существенных признаках: каналы всасывания и нагнетания выполнены вдоль вертикальной оси и расположены в центральной части дискообразного корпуса, такое расположение каналов имеет наименьшее сопротивление движению воздуха, т.к. процесс всасывания происходит
вдоль одной вертикальной оси двумя винтами турбин правого и левого вращения и свободным зазором между корпусом летательного аппарата и двухступенчатым соосиым жидкостным турбореактивным двигателем. Следовательно, канал всасывания имеет большую площадь цилиндрического поперечного сечения, в котором установлен двухступенчатый соосный жидкостный турбореактивный или двухступенчатый соосный воздушно-реактивный двигатель с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси на угол до 45 градусов. В центральной части двигателя расположены соосные винты, жестко соединенные с турбинами правого и левого вращения. К каналу всасывания примыкает канал нагнетания, выполненный в форме расширяющегося полого усеченного конуса, диаметром превышающим канал всасывания. В канале нагнетания установлена соосная винтовая система с винтами большого диаметра, которые смонтированы через специальный редуктор с валами турбин правого и левого вращения, с возможностью наклона на углы атаки до 45 градусов несущих винтов относительно направления полета. В корпусе полого усеченного конуса летательного аппарата, по его периметру, установлены выдвижные шоры воздушной подушки с механизмом управления шорами.
Для управления полетом летательного аппарата в противоположном от кабины конце корпуса установлен стабилизатор управления, а для увеличения горизонтальной скорости установлен один или более реактивных двигателей.
Летательный аппарат снабжен двухступенчатым соосным жидкостным турбореаетивным двигателем, ступени которого расположены одна во внутренней части другой, и снабжены турбинами правого и левого вращения, которые жестко соединены с соответствующими винтами, а их валы соединены через специальные редуктора с осями соосных винтов большего диаметра, причем двухступенчатый турбореактивный двигатель снабжен аккумулятором давления, баком горючего с вытеснительной системой подачи топлива, редуктором, а так же аккумулятором давления с баком окислителя и вытеснительной системой подачи окислителя. При этом горючее и окислитель подаются одновременно в обе кольцевые смесительные камеры каждой ступени турбореактивного двигателя, за каждой кольцевой смесительной камерой симметрично расположены камеры сгорания с конусными соплами, которые взаимодействуют с турбинами правого и левого вращения.
На фиг. 1 изображен летательный аппарат в разрезе по оси А-А на фиг. 2.
На фиг. 2 изображен летательный аппарат, вид сверху.
На фиг. 3 изображен вид двухступенчатого соосного жидкостного турбореактивного двигателя по оси В-В на фиг. 4.
На фиг. 4 изображен вид двухступенчатого соосного жидкостного турбореактивного двигателя в разрезе по оси Б-Б на фиг. 3.
Летательный аппарат содержит: корпус 1 дискообразной формы, кабину 2, каналы всасывания 3, каналы нагнетания 4, двухступенчатый соосный жидкостный турбореактивный двигатель 5, двухступенчатый соосный воздушно-реактивный двигатель на чертежах не изображен, т.к. имеет аналогичную конструкцию двигателя 5, первая ступень двигателя 6, вторая ступень двигателя 7, конструкцией двухстуленчатого двигателя 5 предусмотрена установка второй ступени двигателя 7первой, а первой ступени 6-второй, в этом случае напорная сила всасываемого воздуха увеличивается и увеличивается фузоподъемность летательного аппарата, горизонтальная ось 8, вокруг которой система двухступенчатого соосного жидкостного турбореактивного двигателя 5 (механизм на чертежах не показан) имеет возможность поворота вокруг горизонтальной оси 8 на угол до 45 градусов, в двухступенчатом соосном жидкостном реактивном двигателе первая ступень 6 расположена во внутренней части второй ступени 7, которые представляют собой турбину 9 правого вращения, жестко соединенную с вином 9 правого вращения, а турбина 10 левого вращения жестко соединена с винтом 10, соосные винты 11
е l -9
большего диаметра, редуктор 12, редуктор 13, полный вал 14, вал 15, шоры 16, механизм управления шорами 17, стабилизатор управления 18, реактивные двигатели 19, корпус 20 двухступенчатого соосного жидкостного реактивного двигателя, аккумулятор давления 21, бак горючего 22, с вытеснительной системой подачи топлива 23, редущ-ор 24, аккумулятор давления 25, бак окислителя 26, с вытеснительной системой 27 подачи окислителя, редуктор 28, система подачи топлива и окислителя 29, кольцевая смесительная камера 30 первой ступени, кольцевая смесительная камера 31 второй ступени, камера сгорания 32 первой ступени, камера сгорания 33 второй ступени, конусные сопла 34 первой и второй ступени, которые взаимодействуют с турбиной 9 правого вращения и турбиной 10 левого вращения.
Эксплуатация летательного аппарата и его работа: аппарат устанавливается в положение вертикального взлета (фиг. 1), запускается двухступенчатый жидкостный турбореактивный двигатель 5, посредством которых турбиной 9 правого вращения, жестко соединенная с винтом 9 и турбиной 10 левого вращения с винтом 10. Воздух нагнетается по вертикальной оси аппарата. Соосные винты 11 большего диаметра через редуктора 12,13, раскручивают винты 11 в противоположные сороны. Производится взлет, набор высоты, далее разгон летательного аппарата горизонтально вперед путем накпона двухступенчатого жидкостного турбореактивного двигателя 5, вокруг горизонтальной оси 8 назад, на углы атаки до 45 градусов. Достигается определенная горизонтальная скорость, а управление полетом обеспечивается стабилизатором управления 18. Для достижения максимальной скорости включаются реактивные двигатели 19.
//X
C : M2r//i
fmpa, . Sfee o/i/H&f B л. //.ИГ
/Й/
..