ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ (ЛАВВП), ГИБРИДНАЯ ЭЛЕКТРОСИЛОВАЯ УСТАНОВКА (ГЭУ) ДЛЯ ЛАВВП И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ЛАВВП С ГЭУ (ВАРИАНТЫ)
VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT (VTLA), HYBRID ELECTRIC POWER PLANT (HEPP) FOR VTLA AND METHOD OF OPERATION OF LOCOMOTIVE WITH HEPP (EMBODIMENTS)

Группа изобретений относится к области гибридного воздушного транспорта, использующего гибридную электросиловую установку, содержащую тяговые электродвигатели и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, в МГД генераторе которого вырабатывается электроэнергия, для питания тяговых электродвигателей, и представляющего собой многофункциональный гибридный летательный аппарат, с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете. Может эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ). Для взлета и посадки может использовать неподготовленные ровные твердые площадки грунтовой или скальной породы. Особая сверхманевренность РЛК в полете может достигаться при использовании всего возможного спектра комплексного регулирования векторов тяги пропеллеров поворотных электродвигателей и устройств регулирования направления реактивной тяги. Также возможны варианты исполнения РЛК, содержащие перспективные устройства для управления газодинамическим потоком на основе плазменных образований, которые называются плазменными актуаторами. Возможно высокоэффективное использование для дальнемагистральной сверхзвуковой и около космической транспортной системы.
Из существующего уровня техники известно транспортное средство - мультикоптер, летательный аппарат построенный по вертолетной схеме с тремя и более несущими винтами.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - экрано-план (от французского «ecran» - экран, щит и «planer» - парить, планировать), транспортное средство, способное летать на высотах, равных 0.05-0.2 ширины крыла, над поверхностью воды, льда или ровных участков суши. Экранопланы специальной конструкции, способные на длительное время отрываться от экрана и переходить в «самолетный» режим полета, называются экранолетами.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство конвертоплан - (винтоплан), летательный аппарат с поворотными движителями (как, правило, винтовыми), которые на взлете и при посадке работают как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие; при этом подъемная сила обеспечивается крылом самолетного типа. Обычно двигатели поворачиваются вместе с винтами, но могут поворачиваться одни лишь винты.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - самолет, воздушное судно, предназначенное для полетов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного, относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу.
Также из существующего уровня техники известны различные конструкции известных типов самолетов с изменяемой геометрией элементов конструкции самолета, например конструкция асимметричного крыла изменяемой геометрии, например, в однофюзеляжной схеме самолета.
В журнале «Ученые Записки ЦАГИ» Том XLII, 2011 г., №4 УДК 629.735.33.015.3 опубликована статья «Аэродинамическое проектирование летательного аппарата ромбовидной формы в плане», где авторы: В.В. Лазарев, А.А. Павленко, А.А. Разов, Л.Л. Теперин, Л.Н. Теперина рассмотрели задачу аэродинамического проектирования летательного аппарата схемы «летающее крыло» ромбовидной формы в плане и показали при этом хорошее согласование с экспериментом расчетных аэродинамических характеристик спроектированной компоновки.
По аналогии с определением «самолет», можно назвать летательные аппараты ромбовидной формы новым определением - ромболет. Аналогично в печати часто летательные аппараты дисковидной формы называют - дисколет.
Однако в настоящее время не известен летательный аппарат ромбовидной формы в плане (ромболет) с изменяемой геометрией в полете.
Также из существующего уровня техники известно, что одним из современных перспективных методов управляемого воздействия на газодинамическое течение является подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов. Устройства для управления газодинамическим потоком на основе плазменных образований называются плазменными актуаторами. Цели их практического применения - снижение сопротивления элементов конструкции летательных аппаратов, инициирование и интенсификация процессов горения в камерах сгорания двигателей, создание усилий на плоскостях, управление потоком на входе в воздухозаборники воздушно-реактивных двигателей. Профессор Рот Рис, из Университета штата Теннесси в Ноксвилле (США), и его сотрудники в 1998 году показали, что плазменный актуатор снижает сопротивление среды для малых скоростей потока с помощью управления отрывом. (J. Reece Roth, Aerodynamic Flow Acceleration Using Paraelectric and Peristatic Electrohydrodynamic Effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma, Phys. of Plasmas, May 2003, Vol. 10, No. 5, Part 2, P. 2117 U.S. Patent No.5.669.583, issued 23 Sept. 1997).
Известен также патент на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), в котором описано «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения», характеризующееся тем, что включает в себя систему подачи воздуха, использующую, как минимум один источник предварительно сжатого воздуха, систему подачи топлива, использующую, как минимум, один вид топлива, и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения, работающими, как минимум, от основной топливной системы, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи топливовоздушной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи топливно-воздушной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении. Для вариантов исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения, использующих в работе режимы разной степени предварительного сжатия основной рабочей смеси, в режиме малой степени предварительного сжатия основной рабочей смеси высокая эффективность системы запуска процесса детонационного горения может быть достигнута за счет использования комбинированных устройств запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания, которые содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси и это позволяет осуществлять переход на прямоточный режим при скоростях набегающего воздушного потока в несколько раз ниже 1,5 Маха, в отличие от обычных прямоточных воздушных реактивных двигателей. Также для управляемого воздействия на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов, может использоваться вариант исполнения маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения, в котором выходное сопло содержит МГД генератор, электроэнергия которого может быть использована также и для электроснабжения тяговых электродвигателей.
Из уровня техники также известно, что реактивные двигатели, использующие «быстрое» детонационное горение намного эффективнее существующих реактивных двигателей, использующих «медленное» обычное горение топлива. Кроме того, высокоэффективное детонационное горение в авиационных двигателях позволяет эффективно использовать такое легкое топливо, как - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ), который не используется в настоящее время для авиационных реактивных двигателей, что может значительно облегчить летательные аппараты и придать им новые необычные свойства.
Из уровня электротехники известна электроустановка - совокупность машин, аппаратов, линий и вспомогательного оборудования (вместе с сооружениями и помещениями, в которых они установлены), предназначенных для производства, преобразования, трансформации, передачи, распределения электрической энергии и преобразования ее в другой вид энергии.
Однако в настоящее время не известен многофункциональный гибридный летательный аппарат ромбовидной формы в плане (ромболет), использующий гибридную электросиловую установку, содержащую тяговые электродвигатели и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, в МГД генераторе которого вырабатывается электроэнергия, для питания тяговых электродвигателей, имеющих возможность поворота в любом направлении, и представляющего собой многофункциональный гибридный летательный аппарат, с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, способный эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ) и варианты исполнения, которого способны оказывать управляемое воздействие на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов.
Таким образом, остается актуальной задача создания многофункционального гибридного летательного аппарата ромбовидной формы в плане (ромболета), использующего гибридную электросиловую установку, содержащую тяговые электродвигатели и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, в МГД генераторе которого вырабатывается электроэнергия, для питания тяговых электродвигателей, имеющих возможность поворота в любом направлении, и представляющего собой многофункциональный гибридный летательный аппарат, с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, способный эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ) и варианты исполнения, которого способны оказывать управляемое воздействие на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов.
Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание многофункционального гибридного летательного аппарата ромбовидной формы в плане (ромболета), использующего гибридную электросиловую установку, содержащую тяговые электродвигатели и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, в МГД генераторе которого вырабатывается электроэнергия, для питания тяговых электродвигателей, имеющих возможность поворота в любом направлении, и представляющего собой многофункциональный гибридный летательный аппарат, с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, способный эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ) и варианты исполнения, которого способны оказывать управляемое воздействие на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена гибридная электросиловая установка, которая предназначена для конструкции многофункционального гибридного летательного аппарата ромбовидной формы в плане (ромболета),
характеризующаяся тем, что включает в себя систему управления, электроустановку, первичный источник энергии, который содержит, как минимум, один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного вида, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум один воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя и/или обратимой электромашины, как минимум, четыре поворотных электродвигателя, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке, на выходных валах, которых установлены пропеллеры, с изменяемым или неизменяемым углом атаки, функции которых на взлете и при посадке - как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги и МГД генератор, подключенный к электроустановке, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя, которая содержит регулируемый воздухозаборник, который имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха или регулирования дозвукового или сверхзвукового внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная электросиловая установка, которая предназначена для конструкции многофункционального гибридного летательного аппарата ромбовидной формы в плане (ромболета), характеризующаяся тем, что включает в себя систему управления, электроустановку, первичный источник энергии, который содержит, как минимум, один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного вида, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум один воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя и/или обратимой электромашины, как минимум, четыре поворотных электродвигателя, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке, на выходных валах, которых установлены пропеллеры, с изменяемым или неизменяемым углом атаки, функции которых на взлете и при посадке - как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги и МГД генератор, подключенный к электроустановке, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя, которая содержит регулируемый воздухозаборник, который имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха или регулирования дозвукового или сверхзвукового внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя и при этом маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения содержит дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Ромболет Криштопа с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане, в каждом углу которого имеются сквозные круглые отверстия, в которых установлены механизмы поворота в любом направлении крепления поворотных электродвигателей, а в центре, которого расположен симметричный округлой формы грузопассажирский салон, имеющий возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса, для изменения геометрии в полете при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скоростям и обратно, внутри которого расположены также основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной электросиловой установки, включающей в себя систему управления, электроустановку, первичный источник энергии, который содержит, как минимум, один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного вида, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум один воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя и/или обратимой электромашины, четыре поворотных электродвигателя, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке, на выходных валах, которых установлены пропеллеры, с изменяемым или неизменяемым углом атаки, функции которых на взлете и при посадке - как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги и МГД генератор, подключенный к электроустановке, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя, которая содержит регулируемый воздухозаборник, который имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха или регулирования дозвукового или сверхзвукового внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, и при этом поворотные электродвигатели закреплены на механизмах поворота в любом направлении в каждом углу несущего корпуса, а воздушные компрессоры и маятниково-шиберные устройства реактивного детонационного горения в составе гибридной электросиловой установки закреплены неподвижно в центре нижней части симметричного округлой формы грузопассажирского салона, имеющего возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Ромболет Криштопа с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане, в каждом углу которого имеются сквозные круглые отверстия, в которых установлены механизмы поворота в любом направлении крепления поворотных электродвигателей, а в центре, которого расположен симметричный округлой формы грузопассажирский салон, имеющий возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса для изменения геометрии в полете при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скоростям и обратно, внутри которого расположены также основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной электросиловой установки, включающей в себя систему управления, электроустановку, первичный источник энергии, который содержит, как минимум, один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного вида, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум один воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя и/или обратимой электромашины, четыре поворотных электродвигателя, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке, на выходных валах, которых установлены пропеллеры, с изменяемым или неизменяемым углом атаки, функции которых на взлете и при посадке - как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги и МГД генератор, подключенный к электроустановке, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя, которая содержит регулируемый воздухозаборник, который имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха или регулирования дозвукового или сверхзвукового внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, и при этом маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения содержит дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси, а также при этом поворотные электродвигатели закреплены на механизмах поворота в любом направлении в каждом углу несущего корпуса, а воздушные компрессоры и маятниково-шиберные устройства реактивного детонационного горения в составе гибридной электросиловой установки закреплены неподвижно в центре нижней части симметричного округлой формы грузопассажирского салона, имеющего возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Ромболет Криштопа с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане, в каждом углу которого имеются сквозные круглые отверстия, в которых установлены механизмы поворота в любом направлении крепления поворотных электродвигателей, а в центре, которого расположен симметричный округлой формы грузопассажирский салон, имеющий возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса для изменения геометрии в полете при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скоростям и обратно, внутри которого расположены также основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной электросиловой установки, включающей в себя систему управления, электроустановку, первичный источник энергии, который содержит, как минимум, один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного вида, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум один воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя и/или обратимой электромашины, четыре поворотных электродвигателя, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке, на выходных валах, которых установлены пропеллеры, с изменяемым или неизменяемым углом атаки, функции которых на взлете и при посадке - как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги и МГД генератор, подключенный к электроустановке, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя, которая содержит регулируемый воздухозаборник, который имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха или регулирования дозвукового или сверхзвукового внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, и при этом поворотные электродвигатели закреплены на механизмах поворота в любом направлении в каждом углу несущего корпуса, а воздушные компрессоры и маятниково-шиберные устройства реактивного детонационного горения в составе гибридной электросиловой установки закреплены неподвижно в центре нижней части симметричного округлой формы грузопассажирского салона, имеющего возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса, и при этом внешние поверхности несущего корпуса содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Ромболет Криштопа с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, характеризующийся тем, что включает в себя несущий корпус, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане, в каждом углу которого имеются сквозные круглые отверстия, в которых установлены механизмы поворота в любом направлении крепления поворотных электродвигателей, а в центре, которого расположен симметричный округлой формы грузопассажирский салон, имеющий возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса для изменения геометрии в полете при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скоростям и обратно, внутри которого расположены также основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для гибридной электросиловой установки, включающей в себя систему управления, электроустановку, первичный источник энергии, который содержит, как минимум, один электрический аккумулятор и/или накопитель электроэнергии любого известного вида, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя, как минимум один воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя и/или обратимой электромашины, четыре поворотных электродвигателя, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке, на выходных валах, которых установлены пропеллеры, с изменяемым или неизменяемым углом атаки, функции которых на взлете и при посадке - как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие, как минимум, одно маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, выходное сопло которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги и МГД генератор, подключенный к электроустановке, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя, которая содержит регулируемый воздухозаборник, который имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха или регулирования дозвукового или сверхзвукового внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя, и при этом маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения содержит дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси, а также при этом поворотные электродвигатели закреплены на механизмах поворота в любом направлении в каждом углу несущего корпуса, а воздушные компрессоры и маятниково-шиберные устройства реактивного детонационного горения в составе гибридной электросиловой установки закреплены неподвижно в центре нижней части симметричного округлой формы грузопассажирского салона, имеющего возможность поворота в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса, и при этом внешние поверхности несущего корпуса содержат также устройства для управляемого воздействия на газодинамическое течение набегающего воздушного потока на основе плазменных образований различных типов, использующими энергию от МГД генератора.
Технический результат достигается также в способе функционирования Ромболета Криштопа (далее - РЛК) с гибридной электросиловой установкой (далее - ГЭУ), заключающемся в том, что вертикальный взлет РЛК осуществляет при дозвуковой геометрии в полете, как мультикоптер, при горизонтальном положении всех пропеллеров поворотных электродвигателей, работающих как подъемные, с электроснабжением от МГД генератора в выходном сопле маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения (далее - МШУРДГ) с подачей предварительно сжатого воздуха только от воздушных компрессоров от дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя (далее - ДРСППСВДО), при положении устройства регулирования направления реактивной тяги в режиме скомпенсированной прямой и реверсной тяги МШУРДГ ГЭУ, и далее при высотах полета РЛК равных 0.05-0.2 ширины крыла при дозвуковой геометрии в полете РЛК, переходит в режим полета, как экраноплана, при переводе положения устройства регулирования направления реактивной тяги в режим максимальной прямой тяги МШУРДГ ГЭУ с регулированием положения РЛК по крену и тангажу величиной тяги пропеллеров поворотных электродвигателей, с дальнейшим увеличением скорости полета, достаточной для перехода на режим полета, как конвертоплана, когда пропеллеры поворотных электродвигателей переводятся в положение, как тянущие и при этом подъемная сила обеспечивается несущим корпусом, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане при дозвуковой геометрии в полете РЛК с дальнейшим переходом в режим полета, как экранолета или самолета дозвукового диапазона скоростей, при переводе режима работы ДРСППСВДО на подачу предварительно сжатого воздуха на вход МШУРДГ от внешнего набегающего потока воздуха с отключением воздушных компрессоров, а при достижении РЛК высоты и скорости полета перехода на сверхзвуковой диапазон скоростей, все пропеллеры поворотных электродвигателей переводятся в горизонтальное положение и работают, как подъемные, с изменением геометрии РЛК в полете при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости, путем поворота в горизонтальной плоскости несущего корпуса РЛК относительно симметричного округлой формы грузопассажирского салона, на котором жестко закреплены МШУРДГ ГЭУ, с регулированием положения РЛК по крену, тангажу и углам рысканья в сверхзвуковом полете, величиной и направлением вектора тяги пропеллеров поворотных электродвигателей и подачей дополнительного окислителя в МШУРДГ ГЭУ от ДРСППСВДО при полете РЛК в верхних слоях атмосферы, с последующим дальнейшим аналогично обратным переходом к изменению геометрии РЛК в полете при переходе от сверхзвуковой к околозвуковой и дозвуковой скорости и полета, как конвертоплана, с дальнейшим плавным планированием, как самолета, по нисходящей глиссаде к месту посадки, с уменьшением горизонтальной скорости полета РЛК при положении устройства регулирования направления реактивной тяги на режимах компенсации прямой и реверсной тяги МШУРДГ ГЭУ и дальнейшей вертикальной плавной посадкой при нулевой горизонтальной скорости, как мультикоптер при положении устройства регулирования направления реактивной тяги на режиме полной компенсации прямой и реверсной тяги МШУРДГ ГЭУ.
Сущность группы изобретений поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3 и Фиг. 4.
На чертежах Фиг. 1(-А-, -В-, -С-, -С 1-, -D-) представлены общие пояснительные эскизы Ромболета Криштопа (далее - РЛК) с вариантом исполнения гибридной электросиловой установкой (далее - ГЭУ), где в центре несущего корпуса 2, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане, расположен симметричный округлой формы грузопассажирский салон 1, имеющий возможность поворота, любым известным способом (устройство на эскизе не показано), в горизонтальной плоскости относительно несущего корпуса 2 для изменения геометрии в полете при переходе от дозвуковой ((Фиг. 1 -С-, вид РЛК сверху, стрелочка в направлении полета) к сверхзвуковой ((Фиг. 1 -А-, вид РЛК сверху, стрелочка в направлении полета) скоростям, и внутри несущего корпуса 2 расположены также основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем и системы подачи топлива и дополнительного окислителя для ГЭУ (на эскизе не показаны), где также в каждом углу несущего корпуса 2 имеются четыре сквозные круглые отверстия 3, в которых установлены механизмы поворота в любом направлении 3-1 (Фиг. 1 -С 1 -), например конструкции с кольцевым механизмом поворота 3/1 в горизонтальной плоскости (несущего корпуса 2, в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане), на котором закреплены поворотные механизмы 3/3 поворотной оси 3/5, относительно кольцевого механизма поворота 3/1 в горизонтальной плоскости, на которой закреплены поворотные электродвигатели 3/2, на валу которых установлены пропеллеры 3/4 в составе ГЭУ. На эскизе (Фиг. 1 -D -) фронтальный вид РЛК в направлении полета при дозвуковой скорости - соответствует ((Фиг. 1 -С-, вид РЛК сверху, стрелочка в направлении полета), где в нижней части грузопассажирского салона 1 жестко закреплены, например два МШУРДГ, левый МШУРДГ 4, газовая турбина 5 привода воздушных компрессоров (например, может быть использован серийный турбовинтовой двигатель, у которого вместо воздушного винта на выходном валу установлены дополнительно обратимая электромашина и воздушный компрессор), и правый МШУРДГ 6 в составе ГЭУ. На эскизе (Фиг. 1 -В-) фронтальный вид РЛК в направлении полета при сверхзвуковой скорости - соответствует ((Фиг. 1 -А-, вид РЛК сверху, стрелочка в направлении полета).
На чертеже Фиг. 2 представлена функциональная схема варианта исполнения ГЭУ, которая, например, включает в себя, систему управления 7, электроустановку 15, первичный источник энергии - электрический аккумулятор 8, основные топливные баки и дополнительные баки с окислителем, а также системы подачи топлива и дополнительного окислителя (на эскизе не показаны), первый воздушный компрессор 11 с механизмом 12 отключения передачи вращающего момента, обратимую электромашину 13, второй воздушный компрессор 14 с приводом от газовой турбины 5 (например, может быть использован серийный турбовинтовой двигатель, у которого вместо воздушного винта на выходном валу установлены обратимая электромашина и воздушный компрессор), четыре поворотных электродвигателя 3/2, имеющих возможность поворота в любом направлении и подключенных к электроустановке 15, первое маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 4, выходное сопло 19 которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги (на эскизе не показано) и МГД генератор 17, подключенный к электроустановке 15, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя 9, а также второе маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 6, выходное сопло 20 которого, содержит устройство регулирования направления реактивной тяги (на эскизе не показано) и МГД генератор 18, подключенный к электроустановке 15, а на входе системы подачи воздуха, которого установлена дополнительная регулируемая система подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя 10. Для вариантов исполнения РЛК содержащих перспективные устройства для управления газодинамическим потоком на основе плазменных образований могут быть включены плазменные актуаторы 16.
На чертеже Фиг. 3 - представлена функциональная схема варианта исполнения дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя на входе системы подачи воздуха МШУРДГ 4 (Фиг. 3 -Е-), которая может использоваться для всех МШУРДГ в составе ГЭУ, и которая, например, содержит регулируемый осесимметричный воздухозаборник 21, регулируемое центральное тело 22 которого имеет возможность полного закрытия внешнего потока воздуха (Фиг. 3 -Н-) или регулирования дозвукового (Фиг. 3 -F-) или сверхзвукового (Фиг. 3 -G-) внешнего набегающего потока воздуха, а также содержит клапан 23 подачи предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора и клапан 21 подачи дополнительного окислителя от системы подачи дополнительного окислителя. Устройства дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя могут быть выполнены любым известным способом и могут использоваться для всех МШУРДГ в составе ГЭУ.
На чертеже Фиг. 4 - представлен эскиз варианта исполнения устройства регулирования направления реактивной тяги МШУРДГ 4, в виде короба, у которого две противоположные неподвижные стенки 28 (показаны пунктиром) и на них неподвижно закреплены поворотные шарниры 25 и 26, в которых закреплены две поворотные заслонки 27 и 29, которые могут поворачиваться и обеспечивать режим максимальной прямой тяги МШУРДГ в положении (Фиг. 4 -L-), или режим скомпенсированной прямой и реверсной тяги МШУРДГ в положении (Фиг. 4 -М-), или режим полной реверсной тяги МШУРДГ в положении (Фиг. 4 -N-). Устройства регулирования направления реактивной тяги МШУРДГ могут выполнены любым известным способом и могут использоваться для всех МШУРДГ в составе ГЭУ.
Работа описанного Ромболета Криштопа (далее - РЛК) с гибридной электросиловой установкой (далее - ГЭУ) происходит следующим образом. В исходном положении РЛК, в положении при дозвуковой геометрии в полете (Фиг. 1 -D-), стоит на ровной твердой площадке на убирающихся в полете шасси (на эскизе не показаны) с отключенной и полностью заправленной ГЭУ, у которой все пропеллеры 3/4 поворотных электродвигателей 3/2 (Фиг. 1 -С 1-) установлены в горизонтальное положение, Устройства регулирования направления реактивной тяги МШУРДГ 4 и МШУРДГ 6 (Фиг. 1 -D-) в режиме скомпенсированной прямой и реверсной тяги МШУРДГ в положении (Фиг. 4 -М-), а регулируемое центральное тело 22 в регулируемых осесимметричных воздухозаборниках 21 каждой дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя на входе системы подачи воздуха обеих МШУРДГ в положении полного закрытия внешнего потока воздуха (Фиг. 3 -Н-). Далее через систему управления 7, обратимая электромашина 13 (Фиг. 2) с питанием от аккумулятора 8 запускает в работу газовую турбину 5 привода воздушного компрессора 14 и запускается в работу воздушный компрессор 11 включением механизма 12 передачи вращающего момента. И таким образом, предварительно сжатый воздух от воздушного компрессора 11 и воздушного компрессора 14 через клапан 23, при закрытом клапане 21, поступает вход системы подачи воздуха одного из МШУРДГ, например МШУРДГ 4 (Фиг. 3 -Е-) в составе ГЭУ, и МШУРДГ 4 запускается в работу, а затем аналогично запускается в работу МШУРДГ 6, с подачей электроэнергии от МГД генераторов через электроустановку 15 на поворотные электродвигатели 3/2 и тяга пропеллеров 3/4, работающих как подъемные, обеспечивает вертикальный взлет РЛК, как мультикоптера. Далее при высотах полета РЛК равных 0.05-0.2 ширины крыла при дозвуковой геометрии в полете РЛК, переходит в режим полета, как экраноплана, при переводе положения устройства регулирования направления реактивной тяги в режим максимальной прямой тяги (Фиг. 4 -L-) обеих МШУРДГ ГЭУ с регулированием положения РЛК по крену и тангажу величиной тяги пропеллеров поворотных электродвигателей. Затем, при дальнейшем увеличении скорости полета, достаточной для перехода на режим полета, как конвертоплана, когда пропеллеры поворотных электродвигателей переводятся в положение, как тянущие и при этом подъемная сила обеспечивается несущим корпусом 2 (Фиг. 1 -D-), в виде «летающее крыло» ромбовидной формы в плане, при дозвуковой геометрии в полете РЛК с дальнейшим переходом в режим полета, как экранолета или самолета дозвукового диапазона скоростей. При необходимости регулирования по углам рысканья при полете РЛК используется дополнительная функция использования поворотных электродвигателей с пропеллерами, как активных и/или пассивных вертикальных рулей, и в этом режиме, например один из вариантов, когда два поворотных электродвигателя 3/2 в круглых отверстиях 3, противоположно расположенных на одной оси в проекции (Фиг. 1 -А-) или (Фиг. 1 -С-) поворачиваются кольцевыми механизмами поворота 3/1 в горизонтальной плоскости (Фиг. 1 -С1-) в положение, когда вектор тяги пропеллера 3/4 поворотного электродвигателя 3/2 в круглом отверстии 3 (Фиг. 1 -А или С-) в направлении внешнего края с левой стороны РЛК перпендикулярно оси противоположно расположенных поворотных электродвигателей 3/2 (Фиг. 1 -А или С-), а вектор тяги пропеллера 3/4 поворотного электродвигателя 3/2 в круглом отверстии 3 (Фиг. 1 -А или С-) в направлении внешнего края с правой стороны РЛК перпендикулярно оси противоположно расположенных поворотных электродвигателей 3/2 (Фиг. 1 -А или С-). Таким образом, регулируя мощность противоположно направленных векторов тяги от пропеллера 3/4 поворотного электродвигателя 3/2 в круглом отверстии 3 с левой стороны и пропеллера 3/4 поворотного электродвигателя 3/2 в круглом отверстии 3 с правой сторны, расположенных на одной оси поворотных электродвигателей, можно компенсировать по углам рысканья в полете ДЛК, и при этом можно в этом режиме также отключать электропитание обеих поворотных электродвигателей 3/2, с тем, чтобы использовать их поворотные пропеллеры 3/4, как пассивные вертикальные рули РЛК, а при необходимости включать один или оба поворотных электродвигателя 3/2 с регулированием положения РЛК по углам рысканья величиной тяги пропеллеров поворотных электродвигателей. Аналогично могут использоваться любые варианты комбинаций, положения и мощности тяги пропеллеров поворотных электродвигателей. При достижении РЛК скорости полета, когда давление набегающего потока воздуха превысит давление предварительно сжатого воздуха от воздушного компрессора 11 и воздушного компрессора 14, регулируемое центральное тело 22 в регулируемых осесимметричных воздухозаборниках 21 каждой дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя на входе системы подачи воздуха обеих МШУРДГ переводятся в положение регулирования дозвукового (Фиг. 3 -G-) внешнего набегающего потока воздуха, а воздушные компрессоры отключаются. Далее, при достижении РЛК высоты и скорости полета перехода на сверхзвуковой диапазон скоростей, все пропеллеры поворотных электродвигателей переводятся в горизонтальное положение и работают, как подъемные, а регулируемое центральное тело 22 в регулируемых осесимметричных воздухозаборниках 21 каждой дополнительной регулируемой системы подачи предварительно сжатого воздуха и дополнительного окислителя на входе системы подачи воздуха обеих МШУРДГ переводятся в положение регулирования сверхзвукового (Фиг. 3 -F-) внешнего набегающего потока воздуха, с изменением геометрии РЛК в полете (Фиг. 1 -В-), при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости, путем поворота в горизонтальной плоскости несущего корпуса 2 РЛК относительно симметричного округлой формы грузопассажирского салона 1, на котором жестко закреплены МШУРДГ ГЭУ, с регулированием положения РЛК по крену и тангажу в сверхзвуковом полете, величиной тяги пропеллеров поворотных электродвигателей. При достижении высоты сверхзвукового полета с недостаточным содержанием кислорода для оптимальной работы МШУРДГ ГЭУ, включается в работу система подачи дополнительного окислителя через клапан 21 подачи дополнительного окислителя (Фиг. 3 -Е-) от системы подачи дополнительного окислителя (на эскизе не показана) на входе системы подачи воздуха МШУРДГ. Переход к изменению геометрии РЛК в полете при переходе от сверхзвуковой к дозвуковой скорости полета (Фиг. 1 -D-) осуществляется в обратном порядке, вышеописанному, и достижением дозвуковых режимов полета, как конвертоплана, с дальнейшим плавным планированием, как самолета, по нисходящей глиссаде к месту посадки, с уменьшением горизонтальной скорости полета РЛК при положении устройства регулирования направления реактивной тяги на режимах частичной компенсации прямой и реверсной тяги (Фиг. 4 -М-) МШУРДГ ГЭУ и переводом всех пропеллеров 3/4 поворотных электродвигателей 3/2 (Фиг. 1 -С 1-) в горизонтальное положение, работающих как подъемные, обеспечивая вертикальную плавную посадку РЛК на ровную твердую площадку на выпущенные шасси (на эскизе не показаны), как мультикоптера, при нулевой горизонтальной скорости, в положении устройства регулирования направления реактивной тяги на режимах регулирования прямой и реверсной тяги (Фиг. 4 -М-) и (Фиг. 4 -N-) МШУРДГ ГЭУ. Для вариантов исполнения РЛК, содержащих перспективные устройства для управления газодинамическим потоком на основе плазменных образований с плазменными актуаторами 16 (Фиг. 2), включение их в работу с электропитанием от МГД генераторов осуществляется на этапе сверхзвукового полета РЛК. Алгоритм работы других вариантов исполнений ГЭУ и РЛК аналогичен вышеописанному. При этом особая сверхманевренность РЛК в полете может достигаться при использовании всего возможного спектра комплексного регулирования векторов тяги пропеллеров поворотных электродвигателей и устройств регулирования направления реактивной тяги.
Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании Ромболета Криштопа, использующего гибридную электросиловую установку, содержащую тяговые электродвигатели и маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, в МГД генераторе которого вырабатывается электроэнергия, для питания тяговых электродвигателей, имеющих возможность поворота в любом направлении, и представляющего собой многофункциональный гибридный летательный аппарат, с вертикальным взлетом и посадкой, сочетающий в себе свойства мультикоптера, экраноплана, экранолета, конвертоплана, дозвукового самолета и сверхзвукового лайнера, изменяемой геометрии в полете, способный эффективно использовать легкое топливо - метан (сравнительно недорогой очищенный природный газ) и варианты исполнения, которого способны оказывать управляемое воздействие на газодинамическое течение, при котором требуется подвод энергии в поток на основе плазменных образований различных типов.
Список литературы
1. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).
2. В.А. Левин и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с. 235-254.
3. Тамоян Г.С Учебное пособие по курсу "Специальные электрические машины" - МГД-машины и устройства.
4. Каулинг Т. Магнитная гидродинамика. М.: Изд-во МИР, 1964. 80 с.
5. Зельдович Я.Б.. Райзер Ю.П. Физика ударных волн и высокотемпературных газодинамических явлений. М., Физматгиз, 1963.
6. Горелов В.А., Кильдюшова Л.А. Экспериментальные исследования параметров ионизованного воздуха перед сильной ударной волной // Изв. АН СССР. МЖГ. 1971. №2, с. 147-151.
7. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - 4-е изд. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1976.
8. В.М. Корнеев. Особенности конструкции газотурбинных двигателей. - 2018.
9. A.M. Криштоп - Патент на полезную модель «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения» RU 164690 от 22.03.2016 г.
10. D. Ishihara, Y. Noma, S. Stauss et al. Development of dielectric barrier discharge (DBD) cryo microplasma jet under atmospheric pressure: generation and characterization. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany. 2006. - p. 163-166.
11. Stoffels E., Fleekweert A.J., Stoffels W.W. et al. Plasma needle: a non-destructive atmospheric plasma source for fine surface treatment of (bio) materials. //Plasma Sources Sci. Technnol. 2002. №11. P. 383-388.
12. D. Dudek, A. Brockhaus, J. Engelmann Efficiency studies of direct current atmospheric pressure plasma jets operated at ambient air. // 3rd IWM 2006. Proceedings. Greifswald. Germany. 2006. - p. 169-172.