ИНДИВИДУАЛЬНАЯ ЛЕТАЮЩАЯ ПЛАТФОРМА НА РЕАКТИВНОЙ ТЯГЕ

Предполагаемая полезная модель относится к области авиации, в частности к конструкциям индивидуальных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.
Известна летающая платформа [1] (аналог), содержащая раму, воздушные винты для вертикального взлета и посадки, кабину пилота, двигатели.
К недостаткам упомянутого устройства относятся сложная система управления, трудности в обеспечении динамической стабилизации во время полета.
Наиболее близким по совокупности признаков (прототипом) является летательный аппарат [2], содержащий раму, являющуюся основной конструкционной деталью аппарата и служащую для поддержки оператора в вертикальном положении, турбореактивный двигатель, установленный на раме для прямого подъема соплом вниз, топливный бак, шасси.
Несмотря на кажущуюся простоту, устройство имеет существенные недостатки:
- сложное управление, требующее многочасовых тренировок;
- сложности в обеспечении динамической стабилизации во время полета;
- пониженную безопасность в случае отказа двигателя, особенно на высотах ниже ста метров, когда невозможно воспользоваться парашютом.
В основу полезной модели поставлена задача создания конструкции летающей платформы, которая упростит управление аппаратом, сделает его естественным, не требующим много времени для освоения, обеспечит динамическую стабилизацию во время полета и повысит безопасность в случае отказа двигателя, обеспечивающего поддержание аппарата в воздухе.
Это достигается с помощью того, что турбореактивные двигатели выполнены в виде единого блока, состоящего, как минимум, из двух двигателей и расположенного под опорой для ног оператора, при этом блок жестко установлен симметрично относительно продольной плоскости аппарата на поперечном валу, проходящем через центр тяжести аппарата, причем вал имеет возможность свободного вращения в опорах рамы в пределах ±20° в продольной вертикальной плоскости, при этом на обоих концах вала жестко присоединены механические силовые роторные гироскопы с осями вращения, перпендикулярными земле; на раме впереди и сзади оператора установлены баки с окислителем и по одному ракетному двигателю, имеющему камеру сгорания и две выходящие из нее выпускные трубы, заканчивающиеся на боковых поверхностях платформы в вертикальной продольной плоскости подвижными соединениями с двумя поворотными соплами, имеющими возможность вращения в пределах 90° в продольной вертикальной плоскости с помощью водил, жестко соединенных с поперечным валом, находящемся в горизонтальной плоскости, проходящей через центр тяжести аппарата и имеющим возможность свободного вращения в опорах рамы, при этом_в середине вала жестко установлен механический силовой роторный гироскоп с электромагнитными муфтами по обеим его сторонам с осью вращения, перпендикулярной земле, электронный блок управления и контроля за работой турбореактивных двигателей, электронный блок управления с различными датчиками, определяющими положение аппарата в пространстве для управления тягой ракетных двигателей с целью обеспечения кинестетического управления аппаратом, панель контроля на стойке управления, установленную впереди стоящего оператора и имеющую возможность наклона в пределах ±20° в поперечной плоскости для осуществления поворота аппарата в горизонтальной плоскости, аккумуляторную батарею, необходимую для запуска электрических гироскопов и пуска турбореактивных двигателей.
В предлагаемой полезной модели существенные недостатки прототипа устранены за счет применения в конструкции аппарата комбинированной силовой установки. Вертикальный подъем, поддержание в воздухе и вертикальную посадку обеспечивает единый блок из нескольких (минимум из двух) турбореактивных двигателей, расположенный под опорой для ног оператора, при этом он жестко установлен на поперечном валу, проходящем через центр тяжести аппарата и имеющим возможность свободного вращения относительно рамы в пределах ±20°. Удержание блока двигателей в вертикальной плоскости по отношению к земле соплами вниз осуществляется предварительно раскрученными механическими силовыми роторными гироскопами с электрическим приводом, жестко присоединенными к валу. Стабильная работа турбореактивных двигателей, которые не допускают остановки во время полета, осуществляется электронным блоком управления на основе показаний различных датчиков, контролирующих основные параметры работы двигателей.
Управление платформой, обеспечение динамической стабилизации во время полета осуществляется жидкостными ракетными двигателями, расположенными в носовой и кормовой частях аппарата на основе программы, заложенной в электронный блок управления, который получает сигналы от интеллектуального комплекса сенсоров, датчиков и гироскопов. Ракетные двигатели во время полета могут запускаться, останавливаться, работать непрерывно или в импульсном режиме. Из камер сгорания (как минимум двух) ракетных двигателей выходят по две выпускные трубы, заканчивающиеся на боковых поверхностях платформы подвижными соединениями с двумя поворотными соплами, которые. во время полета непрерывно направлены горизонтально по отношению к земле, несмотря на наклон платформы. Это осуществляется с помощью водил, жестко соединенных с поперечным валом, находящимся в горизонтальной плоскости, проходящей через центр тяжести аппарата и имеющим возможность свободного вращения в опорах рамы, при этом в середине вала жестко установлен механический силовой роторный гироскоп с электромагнитными муфтами по обеим его сторонам с осью вращения, перпендикулярной земле.
Когда оператор ступает на несущую платформу, несколько миниатюрных гироскопических датчиков, жидкостных датчиков и акселерометров осуществляют мониторинг изменение поверхности движения с частотой около 100 Гц. В частности, при наклоне оператора, стоящего в вертикальной плоскости, проходящей через центр тяжести аппарата вперед, платформа также наклоняется вперед. Это движение улавливается комплексом вышеперечисленных датчиков, и вся информация подается в электронный блок управления, в котором заложено программное обеспечение, управляющее летающей платформой. В зависимости от информации, полученной от датчиков, электронный блок вырабатывает соответствующий сигнал управления, регулирующий величину открытия электромагнитных клапанов подачи топлива и окислителя на ракетный двигатель при движении вперед для удержания платформы в равновесии. Смесь топлива и окислителя самовоспламеняется в камере сгорания, и горящий газ при отсутствии поворота аппарата с помощью заслонки в равном количестве поступает по выпускным трубам в горизонтальные сопла, где истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу, и платформа выравнивается, при этом аппарат движется вперед. Программное обеспечение электронного блока обрабатывает информацию о состоянии равновесия, снимаемого с датчиков, корректирует величину подачи объема топлива и окислителя в камеру сгорания и, тем самым, тягу ракетного двигателя. Чем больше наклон платформы, тем быстрее движется аппарат в горизонтальном направлении вперед.
При наклоне стоящего оператора назад платформа наклоняется назад относительно центра тяжести, и все происходит аналогично, но только начинает работать задний ракетный двигатель, и аппарат устойчиво движется назад.
При наклоне оператором рулевой стойки влево или вправо поворачивается в соответствующую сторону заслонка в камере сгорания переднего ракетного двигателя. Вследствие этого в одно сопло подается больше продуктов сгорания, а в другое меньше; при сохранении общего объема продуктов сгорания, тяга в одном сопле увеличивается, а в другом уменьшается, и аппарат поворачивается. Во время движения аппарат точно выполнит необходимый радиус поворота так, что наклон оператора в сторону поворота будет сбалансирован центростремительным ускорением.
При выходе из строя хотя бы одного из турбореактивных двигателей, осуществляющих тягу в вертикальном направлении, блок управления автоматически кратковременно отключает все электромагнитные муфты, связывающие сопла ракетных двигателей с механическими силовыми роторными гироскопами. За это время под действием силы тяжести сопел и встроенных пружин все сопла из горизонтального положения переходят в вертикальное положение по отношению к земле, и электромагнитные муфты снова включаются. Теперь механические силовые роторные гироскопы будут удерживать сопла ракетных двигателей в положении, соответствующем тяге, в вертикальном направлении.
Блок управления автоматически подает сигналы на открытие электромагнитных клапанов обоих ракетных двигателей для осуществления аварийной мягкой посадки.
Таким образом, такая система упрощает управление аппаратом, делает его естественным, не требующим много времени для освоения, обеспечивает динамическую стабилизацию во время полета и повышает безопасность в случае отказа двигателя, осуществляющего вертикальную тягу.
Техническая сущность устройства поясняется на фиг. 1 а, б, в, г, д, где на фиг. 1 а показан общий вид аппарата справа, на фиг. 1б показан общий вид аппарата сверху, а на фиг.1 в показан общий вид аппарата спереди. На фиг. 1 г, д показан вид аппарата спереди по сечениям А-А и Б-Б. Корпус 1 летающей платформы состоит из рамы 2 и обшивки корпуса 3, защищающей элементы аппарата от внешних воздействий и придающей платформе аэродинамическую форму. Место 4 расположения оператора над центром тяжести аппарата находится на перфорированном настиле 35, не препятствующем поступлению воздуха к блоку турбореактивных двигателей (ТРД) 5. Основной поток воздуха к ТРД поступает через воздухозаборник 36, расположенный спереди. Блок ТРД жестко установлен на поперечном валу 6, проходящем через центр тяжести аппарата и имеющем возможность свободного вращения в опорах рамы в пределах ±20°. Удержание блока двигателей в вертикальной плоскости по отношению к земле соплами вниз осуществляется механическими силовыми роторными гироскопами 7, жестко присоединенными к валу 6. Ракетный двигатель (РД) 8 для движения вперед содержит камеру сгорания 12, заслонку 15, регулирующую подачу газовой смеси к соплам 16, выпускные трубы 14 и электромагнитные клапаны 13 подачи топлива и окислителя, располагается в передней части платформы. Выпускные трубы из камеры сгорания переднего РД через подвижные сочленения соединены с поворотными соплами 16, которые удерживаются водилами 17, жестко соединенными с поперечным валом 18. Водила через электромагнитные муфты 19 соединены с механическим силовым роторным гироскопом 20. Аналогично РД 9 для движения назад с камерой сгорания 21, выпускными трубами 23 и электромагнитными клапанами 22 подачи топлива и окислителя располагается в задней части платформы. Выпускные трубы из камеры сгорания заднего РД через подвижные сочленения соединены с поворотными соплами 24, которые удерживаются водилами 25, жестко соединенными с поперечным валом 26. Водила 25 через электромагнитные муфты 27 соединены с механическим силовым роторным гироскопом 28. Электронный блок управления 30 ТРД, электронный блок управления 31 РД и баки с окислителем 10 располагаются по бокам аппарата. Бак с топливом 11 и аккумуляторная батарея 32 находятся в задней части платформы.
Стойка управления 29 с монитором установлена в передней части платформы. Шасси 33 установлено в нижней части платформы и предназначено для удобства взлета и посадки. Ступень 34 необходима оператору для удобства подъема и спуска с платформы.
Предварительная подготовка аппарата к работе производится в оборудованном пункте обслуживания, где заполняются баки топливом (например, авиационным керосином), устанавливаются полные баллоны с окислителем (например, жидким кислородом), полностью заряжается аккумуляторная батарея (АБ).
Перед непосредственным использованием летающей платформы производится окончательная подготовка. Через разъем питания постоянного тока от внешнего источника (в оборудованном пункте обслуживания) подается питание на все электрооборудование аппарата. Подается напряжение на электромоторы всех механических силовых роторных гироскопов, которые при вертикальной по отношению к земле оси вращения, раскручиваются до номинальных оборотов. Сопла ракетных двигателей устанавливаются горизонтально по отношению к земле, после чего включаются электромагнитные муфты. Оператор занимает свое место на платформе и с панели управления включает стартеры ТРД, после запуска ТРД питание всего электрооборудования аппарата происходит от встроенных в ТРД генераторов, и внешний источник питания отключается. Аппарат готов к полету.
Для совершения полета оператор, находясь в вертикальном положении, увеличивает подачу топлива к ТРД и поднимает вертикально платформу на несколько метров над землей. Для движения в переднем направлении оператор наклоняется вперед, платформа также наклоняется вперед, при этом запускается ракетный двигатель для движения вперед. Чем больше угол наклона оператора и платформы по отношению к вертикали, тем больше горизонтальная скорость. Система управления ракетным двигателем автоматически поддерживает заданный наклон. При необходимости увеличить высоту полета оператор с пульта управления увеличивает подачу топлива в блок ТРД, увеличивается их тяга в вертикальном направлении, и аппарат поднимается. Если нужно совершить маневр, например, вправо, оператор наклоняет рулевую колонку управления на соответствующий угол вправо, автоматически увеличивается тяга левого сопла ракетного двигателя и уменьшается тяга правого сопла, аппарат совершает поворот вправо. Аналогично совершается поворот влево. Во время полета на мониторе стойки управления высвечиваются следующие параметры: высота полета, скорость полета, наклон вперед (или назад), оставшийся запас топлива и окислителя, время полета.
Если во время полета выходит из строя один из турбореактивных двигателей, блок управления автоматически кратковременно отключает все электромагнитные муфты, связывающие сопла ракетных двигателей с их механическими силовыми роторными гироскопами. За это время под действием силы тяжести сопел и встроенных пружин все сопла из горизонтального положения переходят в вертикальное положение по отношению к земле, и электромагнитные муфты снова включаются. Теперь механические силовые роторные гироскопы с помощью водил будут удерживать сопла ракетных двигателей в вертикальном положении. Блок управления ракетными двигателями автоматически подает сигналы на максимальное открытие электромагнитных клапанов подачи топлива и окислителя обоих ракетных двигателей для осуществления аварийной мягкой посадки вместе с оставшимся в строю ТРД.
Такая конструкция летающей платформы упрощает управление аппаратом, делает его естественным, не требующим много времени для освоения, обеспечивает динамическую стабилизацию во время полета и повышает безопасность в случае отказа одного из двигателей, обеспечивающих поддержание аппарата в воздухе.
Литература
1. Plsecki Frank N., Flying platform, US Patent No. 3184163 A, 1965.
2. Williams Sam В., Airborne vehicle, US Patent No. 4447024 A, 1984.