ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ОПТИМИЗИРОВАННЫМ ИСПОЛЬЗУЕМЫМ ОБЪЕМОМ И СПОСОБ ОПТИМИЗАЦИИ ИСПОЛЬЗУЕМОГО ОБЪЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT WITH OPTIMISED PAYLOAD SPACE AND METHOD OF OPTIMISING AIRCRAFT PAYLOAD SPACE

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с полезным внутренним объемом, который можно оптимизировать, в частности к самолету или космическому летательному аппарату, и к использованию части силовой установки для оптимизации используемого пространства для пассажиров или грузов и к способу оптимизации используемого пространства летательного аппарата.
Уровень техники
Летательный аппарат, в частности самолеты и космический летательный аппарат, содержит фюзеляж, образующий оболочку, которая содержит кабину для пассажиров и/или грузовой отсек и топливный бак.
Объем кабины ограничен. Тем не менее, по экономическим причинам желательно увеличить ее объем без увеличения веса летательного аппарата, повышения стоимости его изготовления и увеличения расхода топлива.
Топливные баки летательного аппарата позволяют летательному аппарату совершать дальние перелеты. Однако летательный аппарат также можно использовать исключительно для совершения полетов на малую и среднюю дальность. В этом случае топливный бак не заполняют полностью. Это свободное пространство является мертвым пространством, поскольку оно не используется во время этих рейсов на малую и большую дальность; между тем его можно использовать для перевозки дополнительного числа пассажиров или грузов, что увеличило бы рентабельность летательного аппарата.
В существующем летательном аппарате керосиновое топливо обычно хранится в крыльях или фюзеляже. Это топливо находится в жидком состоянии при всех рабочих температурах и давлениях.
Для будущего самолета и существующего космического аппарата требуется топливо на основе водорода или метана, которое должно храниться в больших баках, поскольку их плотность ниже плотности углеводородов. Окислителем, используемым для космического летательного аппарата, обычно является жидкий кислород, который также требует использования больших баков. Кроме того, используемые баки имеют сферическую или цилиндрическую форму для поддержания давления топлива или криогенного окислителя (жидкий водород, жидкий метан или жидкий кислород).
В ракетах известного типа бак, в котором содержатся топливо и окислитель, образует одну ступень ракеты, которая отделяется после того, как становится пустой. Для той части ракеты, которая должна быть выведена на орбиту, предусмотрены только небольшие баки, предназначенные для удержания ракеты на орбите и задания направления полета ракеты.
Из документов US 5350138 и US 6206328 известны космические летательные аппараты, в которых бак расположен снаружи фюзеляжа космического летательного аппарата, и который, после того как топливо будет израсходовано, используют для увеличения пространства исходной кабины космического летательного аппарата, находящегося на орбите. Для этого между исходной кабиной и внутренней стороной наружного бака предусмотрен сквозной тоннель. Однако этот бак нельзя сразу же использовать как дополнительное жизненное пространство или пространство для хранения предметов, которые не относятся к топливу; бак необходимо оборудовать. Кроме того, космический летательный аппарат должен находиться на орбите. Помимо этого такой вариант нельзя применять для пассажирского летательного аппарата или грузового летательного аппарата, в которых топливный бак обычно расположен в фюзеляже.
Также известен летательный аппарат, в котором можно демонтировать или устанавливать бак, чтобы изменить дальность полета летательного аппарата и использовать его в качестве летательного аппарата для полетов на среднюю и большую дальность. Следовательно, демонтаж бака с целью использования летательного аппарата для полетов на среднюю и большую дальность позволяет увеличить полезное пространство внутри летательного аппарата. Однако эта модификация применяется только в отношении объема для грузов, а не объема для пассажиров. Кроме того, полезный объем нельзя увеличить во время полета, и, следовательно, при полетах на большую дальность отсутствует возможность экономии пространства.
Следовательно, задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить летательный аппарат, чей используемый объем, пригодный для пассажиров и/или грузов, можно быстро увеличить, в частности, пассажирский летательный аппарат, грузовой летательный аппарат в наземных условиях или в полете и космический летательный аппарат после завершения фазы горения ракетного топлива.
Раскрытие изобретения
Вышеназванную задачу можно решить с помощью летательного аппарата, в котором можно получить доступ к части топливного бака, когда он не используется, увеличивая, таким образом, пригодный используемый объем летательного аппарата и в то же время, сохраняя идентичную наружную конструкцию. Объем можно увеличить во время полета после того, как будет использовано топливо, содержащееся в баке, таким образом, улучшая комфорт пассажиров и увеличивая полезное пространство, или в наземных условиях, когда бак не использован полностью, чтобы увеличить число пассажиров и/или объем загружаемых грузов.
Что касается космического летательного аппарата, то это изобретение позволяет обеспечить дополнительное пространство для экипажа, пассажиров, грузов, животных, растений и научных экспериментов, используя при этом космический летательный аппарат такого же размера. Следовательно, уменьшается вес аппарата относительно его используемого объема, и он, таким образом, расходует меньше топлива для полета; стоимость его изготовления также снижается, и потребуется меньше оборудования по сравнению с аппаратом большего размера, имеющим сопоставимый используемый объем.
Что касается самолета, если полезный объем увеличивают в наземных условиях, то это изобретение позволяет увеличить число пассажиров или объем загружаемых грузов, или, если полезный объем увеличивают во время полета на большую дальность, можно улучшить комфорт пассажиров.
Кроме того, поскольку можно улучшить комфорт пассажиров, становится возможным повысить стоимость билетов и, таким образом, в дальнейшем увеличить эффективность коммерческого летательного аппарата.
Что касается летательного аппарата, работающего на жидком водороде или метане, то топливные баки можно установить с обеих сторон пассажирской кабины в продольном направлении летательного аппарата. Кроме того, что касается аппарата, работающего на «чистом» топливе и окислителе (водород, оксид азота и кислород), бак можно непосредственно использовать для размещения пассажиров без необходимости изолирования его стенок от пассажиров.
Для топлива на основе углеводорода обеспечена деформируемая мембрана, которая удерживает топливо и изолирует стенки бака от топлива. Таки образом, все, что требуется, это убрать порожнюю мембрану, чтобы иметь возможность использовать бак как дополнительное пространство для размещения пассажиров и хранения груза.
В результате, с помощью изобретения в космическом летательном аппарате, который до настоящего времени имел только очень узкое пространство кабины, это пространство можно значительно увеличить, после того как будет израсходовано топливо и соответствующим образом переоборудована внутренняя сторона бака.
Настоящее изобретение в особенности применимо к бакам для твердого или жидкого топлива или окислителя (кислород, водород, оксид азота, керосин, метан, ПБКГГ или пластические материалы).
Настоящее изобретение можно использовать в ракетах при суборбитальных космических полетах, чтобы обеспечить пассажирам достаточное пространство и полностью использовать преимущество от воздействия уменьшенной силы тяжести. При орбитальных и межпланетных полетах экипаж получит преимущества от большего рабочего пространства и места для отдыха после запуска, как только будет израсходовано топливо, содержащееся в баках.
Другими словами, обеспечены средства доступа для получения доступа к внутренней стороне бака из пассажирской кабины, и средство наружного доступа позволяет эвакуировать пассажиров или грузы в направлении наружной стороны; предусмотрено средство для слива топлива из бака и средства внутреннего оборудования внутренней стороны бака для его использования в качестве пространства для пассажиров или хранения грузов.
Эти средства внутреннего оборудования могут, например, включать средство для надежной фиксации дополнительных сидений, если такое внутреннее оборудование выполняют перед взлетом, надувное средство для оборудования спальных мест, внутреннюю обшивку для укрытия неизолированных стенок бака.
Таким образом, предметом настоящего изобретения является летательный аппарат, содержащий фюзеляж с кабиной для размещения людей и/или груза и силовую установку; вышеупомянутая силовая установка, содержащая, по меньшей мере, один бак и/или камеру сгорания, в которой часть силовой установки можно использовать в качестве дополнительного участка вышеупомянутой кабины с целью размещения людей и/или груза; вышеупомянутая часть силовой установки, расположенная рядом с кабиной и отделенная от кабины разделительной перегородкой.
Силовая установка может преимущественно содержать, по меньшей мере, два бака, один трансформируемый бак и один обычный бак; вышеупомянутый дополнительный участок кабины, содержащий трансформируемый бак.
На выходе вышеупомянутого трансформируемого бака преимущественно предусмотрен фильтр, который фильтрует загрязнения, попадающие в трансформируемый бак в результате размещения в нем пассажиров и/или грузов, и, таким образом, позволяет предотвратить повреждение двигателя.
В другом варианте выполнения трансформируемый бак имеет мягкий резервуар для топлива или окислителя и контейнер для размещения резервуара; контейнер, образующий дополнительный участок кабины после того, как резервуар будет убран. Таким образом, топливо или окислитель не загрязняют кабину, например, в летательном аппарате, работающем на керосине. Кроме того, никакие загрязнения в результате размещения пассажиров или грузов не могут попасть в зону создания силы тяги.
Разделительная перегородка преимущественно усилена, чтобы выдерживать давление, создаваемое топливом в резервуаре.
Также может использоваться гибкий элемент жесткости паутинообразной формы, обрамляющий резервуар.
Согласно настоящему изобретению трансформируемый бак может содержать, по меньшей мере, один люк, образованный в фюзеляже для посадки и высадки пассажиров и/или загрузки и выгрузки грузов, по меньшей мере, один аварийный выход, люк для сообщения с кабиной и сливное средство для слива оставшегося топлива. Таким образом, дополнительный участок кабины сам по себе образует кабину, такую же безопасную, как и оригинальная кабина.
В том случае, когда трансформируемый бак содержит резервуар, люк для сообщения между баком и кабиной также содержит заплечик по своему наружному контуру, предназначенный для плотного прилегания разделительной перегородки в баке в направлении от бака к кабине под действием силы, создаваемой топливом или окислителем, находящимся в мембране.
Преимущественно трансформируемый бак содержит пол, по которому могут перемещаться пассажиры и/или на котором можно разместить груз. Этот предварительно установленный пол позволяет быстрее и легче оборудовать трансформируемый бак.
Трансформируемый бак может содержать средство крепления для надежной фиксации внутреннего оборудования и/или надувные устройства, предназначенные для надувания в случае, когда трансформируемый бак трансформируют в дополнительный участок кабины и/или элементы устройств убирают в стенки трансформируемого бака.
Предпочтительно, чтобы надувные устройства содержали обшивку для стенок трансформируемого бака.
Летательный аппарат настоящего изобретения может содержать систему распределения и циркуляции воздуха между кабиной и дополнительным участком кабины. Например, вышеупомянутая система распределения и циркуляции воздуха содержит надувные воздуховоды на стороне дополнительного участка кабины.
Летательный аппарат может быть пассажирским летательным аппаратом или грузовым летательным аппаратом.
Кроме того, трансформируемый бак и обычный бак могут устанавливаться с обеих сторон кабины в продольном направлении летательного аппарата.
Баки летательного аппарата могут быть предназначены для заполнения их жидким водородом или жидким кислородом или керосином. Если они содержат керосин, трансформируемый бак и обычный бак могут быть частично расположены в крыльях и частично в боковых стенках летательного аппарата; трансформируемые баки расположены в боковых стенках летательного аппарата.
Летательный аппарат может также быть космическим летательным аппаратом.
В этом случае камера сгорания может быть используемой частью силовой установки, расположенной в направлении запуска космического летательного аппарата с задней стороны кабины за счет герметизации горловины.
В таком случае преимущественно обеспечивают мембрану, предназначенную для закрывания стенок камеры сгорания в случае, когда ее трансформируют в дополнительный участок кабины, чтобы изолировать пассажиров от стенок камеры сгорания и остаточных продуктов сгорания. Мембрану можно развернуть с помощью пневматического средства.
Космический летательный аппарат изобретения может работать на жидком оксиде азота и полибутадиене с концевыми гидроксильными группами (ПБКГГ).
Дальнейшим предметом настоящего изобретения будет использование части камеры сгорания летательного аппарата, расположенной внутри фюзеляжа летательного аппарата, в качества дополнительного участка для размещения людей и/или груза.
Дальнейшим предметом настоящего изобретения будет способ увеличения объема кабины летательного аппарата, оборудованного, по меньшей мере, двумя баками, содержащий этап для трансформирования одного из баков в обитаемую зону в наземных условиях перед взлетом летательного аппарата. Во время этого этапа внутри бака можно установить платформы с сиденьями.
Дальнейшим предметом настоящего изобретения будет способ увеличения объема кабины летательного аппарата за счет использования части силовой установки вышеупомянутого летательного аппарата, содержащий этап трансформирования в полете вышеупомянутой части силовой установки.
Если силовая установка летательного аппарата содержит, по меньшей мере, два бака, способ может содержать следующие этапы:
a) слив топлива из одного из баков в случае, если он почти пустой,
b) установка элементов внутреннего оборудования.
Один вариант выполнения между этапом a) и этапом b) содержит этап для убирания мягкого резервуара, в котором ранее содержалось топливо.
Дальнейшим предметом настоящего изобретения будет способ увеличения объема кабины летательного аппарата, в котором силовая установка содержит камеру сгорания, включающий следующие этапы:
a') герметизация горловины для изолирования камеры сгорания от окружающей среды снаружи летательного аппарата,
b') регулирование атмосферы в камере сгорания.
Между этапами а') и b') преимущественно предусматривают развертывание мембраны с целью закрытия внутренней стороны камеры сгорания; атмосферу регулируют внутри этой мембраны.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение будет более понятным с помощью следующего описания и приложенных чертежей, в которых:
- на Фиг.1 показана схема в перспективе участка самолета согласно настоящему изобретению,
- на Фиг.2А и 2В показаны поперечные разрезы трансформируемого бака согласно настоящему изобретению в необорудованном и оборудованном состоянии,
- на Фиг.3 показан вид в перспективе варианта выполнения самолета согласно настоящему изобретению,
- на Фиг.4А и 4В показаны схемы внутренней стороны космического летательного аппарата согласно настоящему изобретению, когда обитаемый объем ограничен до кабины и затем увеличен за счет внутренней стороны бака,
- на Фиг.5А и 5В показаны вид спереди и поперечный разрез разделительной перегородки, адаптированной к баку, показанному на Фиг.4А и 4В,
- на Фиг.6 показан вид спереди элемента жесткости, адаптированного к баку, показанному на Фиг.4А и 4В,
- на Фиг.7 показан схематичный продольный разрез системы распределения и циркуляции воздуха, адаптированной к летательному аппарату согласно настоящему изобретению.
- на Фиг.8 схематичный продольный разрез другого варианта выполнения настоящего изобретения.
Осуществление изобретения
Для обозначения частей, имеющих одну и ту же функцию, в различных вариантах выполнения использованы одни и те же ссылки.
Бак в настоящем изобретении означает место для хранения топлива и/или жидкого, твердого или газообразного окислителя; это может быть, например, керосин или оксид азота, жидкий метан или жидкий кислород.
На Фиг.1 показан первый вариант выполнения летательного аппарата согласно настоящему изобретению, включающий фюзеляж 2, в котором расположена пассажирская кабина 4 или пассажирский отсек, и, по меньшей мере, два топливных бака 6, 8.
Первый бак 6 будет носить название трансформируемый бак, и второй бак 8 будет обозначать обычный бак.
В этом варианте выполнения летательный аппарат представляет собой самолет, содержащий силовую установку, работающую на жидком водороде, и в более общем смысле самолет, работающий на «чистом» топливе. В настоящей заявке чистое топливо или окислитель означает топливо или окислитель, которое не оставляет следов после расходования топлива и который не является токсичным для людей, например жидкий кислород, оксид азота или жидкий водород.
Силовая установка содержит, по меньшей мере, два бака.
Для самолета, работающего на жидком водороде, предусмотрена установка топливных баков с обеих сторон пассажирской кабины 4 в продольном направлении X фюзеляжа 2. Поскольку это криогенное топливо имеет более низкую плотность, чем топлива на основе углеводородов, его следует держать в герметизированных баках с повышенным давлением, чтобы оптимизировать общий уровень характеристик самолета. Более низкая плотность криогенного топлива требует использования больших баков, размеры которых превышают размеры керосиновых баков. Высокое давление криогенных ракетных топлив или оксида азота также требует использования баков, эффективных с точки зрения конструкции. Наиболее эффективными формами для хранения больших объемов под высоким давлением являются сфера и цилиндр. Водородные или метановые самолетные баки устанавливают в фюзеляже, а не в крыльях. Кроме того, бак сферической или цилиндрической формы более эффективен для теплоизоляции, поскольку такой бак имеет уменьшенную площадь поверхности по сравнению с его объемом.
Пассажирская кабина 4 отделена от трансформируемого бака 6 стенкой 10.
Трансформируемый бак 6 ограничен радиально периферийной стенкой 9, образованной участком фюзеляжа 2.
Согласно настоящему изобретению в этой стенке 9 предусмотрено, по меньшей мере, одно средство доступа 12 в виде люка с наружной стороны.
Этот люк 12 может быть небольшого размера, чтобы обеспечить посадку и высадку пассажиров, или большого размера, чтобы обеспечить загрузку и выгрузку грузов или обеспечить монтаж и демонтаж цельных платформ с сиденьями для увеличения пассажировместимости самолета. В показанном примере люк 12 имеет большой размер и содержит люк меньшего размера.
В люке 12 обеспечены топливостойкие средства (не показаны) во избежание утечек топлива между люком 12 и фюзеляжем 2.
Если люк небольшого размера, он имеет ограниченное влияние на бак. С другой стороны, при наличии проема большого размера его необходимо адаптировать, чтобы уменьшить влияние проема на механическую прочность бака.
Кроме того, в трансформируемом баке 6 предусмотрено, по меньшей мере, одно сливное средство 14 для полного слива из бака остаточного топлива. Это средство 14 спуска может быть клапаном, соединяющим, например, внутреннюю сторону трансформируемого бака 6 с внутренней стороной бака 8, или внутреннюю сторону трансформируемого бака 6 с наружной окружающей средой.
Что касается трансформируемого бака 6, предназначенного для использования в качестве дополнительной кабины, обеспечены аварийные эвакуационные средства 16, которые распределены по всему участку фюзеляжа, ограничивающему трансформируемый бак, чтобы обеспечить ускоренную эвакуацию пассажиров из самолета. В этих эвакуационных дверцах 16 также обеспечены такие средства герметизации, которые описаны ранее для люка 12. Они могут иметь более простую конструкцию, поскольку эти средства 16 доступа используются только в исключительных случаях, и можно предусмотреть возможность замены этих уплотнений после каждого использования аварийных эвакуационных створок.
Эти аварийные эвакуационные средства содержат аварийные трапы и/или средство известного типа, чтобы обеспечить быструю и безопасную эвакуацию пассажиров.
В этом иллюстрированном примере показаны эти эвакуационные створки в количестве 3 штук; люк 12, образующий аварийный выход в случае аварии. Однако поскольку их использование ограничено исключительными случаями, их конструкция менее сложная, чем конструкция люка 12, который, например, может быть предназначен для использования при каждом полете.
Согласно настоящему изобретению и, в частности, если трансформируемый бак предназначен для использования в качестве дополнительного пространства кабины, предусмотрен люк 18 доступа в стенке 10, отделяющий пассажирский отсек 4 от трансформируемого бака 6. Следовательно, когда трансформируемый бак 6 пустой, пассажиры могут использовать этот люк 18 для доступа к дополнительному пространству, образованному трансформируемым баком.
Преимущественно также обеспечен фильтр 20 у выходного топливного клапана трансформируемого бака 6 в направлении двигателей, чтобы собирать загрязнения, образующиеся в результате использования трансформируемого бака 6 в качестве пространства для хранения груза или пространства для размещения пассажиров; эти загрязнения нельзя удалить даже при очень тщательной очистке.
Преимущественно также обеспечен пол 24 для хранения груза или для перемещения пассажиров. Самолетный бак фактически имеет цилиндрическую форму без плоской нижней части. Пол 24 предварительно устанавливают в трансформируемом баке 6, разделяя внутренний объем трансформируемого бака 6 на два объема, один верхний и один нижний, соединяющиеся средством, установленным между двумя объемами, чтобы обеспечить расход топлива.
Трансформируемый бак 6 также содержит средство для его оборудования в качестве пространства для хранения грузов или пространства для размещения пассажиров.
Если трансформируемый бак 6 трансформируют в дополнительное пространство кабины в наземных условиях, т.е. когда самолет предназначен для полетов на малую дальность, и, следовательно, трансформируемый бак 6 не используется как топливный бак, внутренняя сторона трансформируемого бака 6 в таком случае содержит средство, позволяющее установить дополнительные сиденья, например сиденья устанавливают на платформах (не показано), которые загружают непосредственно в самолет через люк 12 большого размера и крепят к полу 24.
Что касается самолетов, предназначенных для полетов на большую дальность, топливо заливают в трансформируемый бак перед началом полета, и это именно тот бак, который опорожняют в первую очередь, а затем топливо подают из обычного бака 8. После опорожнения трансформируемого бака 6 его можно трансформировать во время полета в дополнительное пространство для размещения пассажиров, например в спальное пространство для пассажиров.
Внутреннее оборудование трансформируемого бака 6 можно выполнять, используя компоненты, хранящиеся в другом месте самолета, которые приносят и устанавливают в трансформируемый бак 6 после его опорожнения. Однако это решение предлагает довольно ограниченные возможности, поскольку оно требует переноса и крепления элементов внутреннего оборудования. Кроме того, эти элементы занимают значительный используемый объем, делая изобретение менее эффективным. В этом примере на полу 24 и стенках трансформируемого бака 6 обеспечены средства для быстрого крепления в виде скоб 25 и средство внутреннего оборудования, которые уменьшают время трансформирования, необходимое для трансформирования трансформируемого бака 6.
В частности, на Фиг.2А и 2В показан эффективный способ, который предусматривает использование элементов 26 внутреннего оборудования, например, обшивки для внутренней стенки трансформируемого бака 6, сидений и/или спальных мест. Эти элементы в таком случае встраивают в стенку трансформируемого бака 6 и в пол 24 и развертывают после опорожнения трансформируемого бака. Эти элементы внутреннего оборудования имеют следующие преимущества:
- они имеют небольшой вес,
- они практически не имеют объема в ненакачанном состоянии, обеспечивая, таким образом, максимальное пространство для хранения топлива в трансформируемом баке 6,
- их можно быстро развернуть и из них можно быстро выпустить воздух, обеспечивая быстрое и легкое трансформирование трансформируемого бака как в пространство для размещения людей, так и в топливный бак.
На Фиг.2А показано надувное внутреннее оборудование в ненакачанном состоянии, и на Фиг.2В показаны надувные элементы в развернутом состоянии.
Пример экономии объема, получаемой с помощью настоящего изобретения, будет приведен ниже.
3
3
Трансформируемый бак может содержать 150 м жидкого водорода, что приблизительно соответствует весу 10 тонн. Этот объем в летательном аппарате, выполняющем полеты на малую дальность, для которых не используют трансформируемый бак, может иметь оборудованный пол для размещения дополнительного числа пассажиров, например, с помощью платформы с сиденьями, как описано ранее. В среднем, если используют платформу, на каждого пассажира обеспечивают 200 кг веса и 3 м объема. В результате выигрыш в числе пассажиров составляет 50 человек, что соответствует 10% увеличению вместимости для самолета, который обычно перевозит 500 пассажиров. Рентабельность летательного аппарата, таким образом, значительно увеличивается.
Ниже приводится описание трансформирования трансформируемого бака 6 в полете.
Два бака 6, 8 заправляют топливом, и пассажиры размещаются в пассажирской кабине 4.
Самолет взлетает и расходует топливо, содержащееся в трансформируемом баке 6. Во время полета в некоторый момент времени практически все топливо, первоначально содержавшееся в трансформируемом баке 6, будет израсходовано. В таком случае топливо будет поступать из обычного бака 8.
В таком случае топливо из трансформируемого бака 6 можно слить с помощью средства 14.
Затем можно оборудовать внутреннюю сторону трансформируемого бака 6 для размещения пассажиров. Это оснащение можно выполнять автоматически надуванием или вручную за счет установки оборудования, которое хранится в самолете в другом месте.
Затем трансформируемый бак 6 образует дополнительное пространство кабины, которое могут занять пассажиры.
Для трансформирования в бак все, что требуется, это удалить оборудование или выпустить воздух из оборудования и загерметизировать дверь, которая служит для сообщения между пассажирской кабиной и трансформируемым баком 6.
На Фиг.3 показан вариант выполнения самолета согласно настоящему изобретению, в котором топливные баки 8.1, 8.2, 6.1, 6.2 расположены в крыльях 50 и частично в боковых стенках самолета внутри фюзеляжа 2. Части 6.1, 6.2 внутри фюзеляжа можно трансформировать в используемое дополнительное пространство, как только что было указано выше.
Можно предусмотреть трансформирование как баков 6, так и баков 8; бак, который должен быть трансформирован, выбирают по необходимости.
На Фиг.4А и 4В показан второй вариант выполнения настоящего изобретения, применимый к космическому летательному аппарату, но его также можно применять к пассажирскому или грузовому летательному аппарату.
В описываемом варианте выполнения космический летательный аппарат содержит комбинированное движущее средство, использующее окислитель, состоящий из жидкого оксида азота и топлива ПБКГГ (полибутадиен с концевыми гидроксильными группами).
Бак для окислителя расположен непосредственно с задней стороны кабины 4. Камера сгорания топлива не показана.
Согласно настоящему изобретению трансформируемый бак 6 представляет собой мягкий резервуар 29 для хранения топлива и его изолирования от наружной окружающей среды, образованный из герметичной мембраны 30 и расположенный в контейнере 31.
Этот резервуар 30 закрывает внутренние стенки контейнера 31. После того, как резервуар 29 будет опорожнен, его убирают, например, с помощью создания вакуума внутри резервуара, чтобы выпустить внутренний объем контейнера, как показано на Фиг.4В.
Жидкий оксид азота можно хранить при окружающей температуре, и поэтому не требуется, чтобы используемая мембрана 30 имела какие-либо специальные изоляционные характеристики.
Однако, из-за значительного давления, которому подвергается мембрана 30 при температуре 20°С, преимущественно предусматривают механический элемент жесткости мембраны.
В первом примере варианта выполнения стенки контейнера 31 имеют достаточные механические свойства, чтобы выдерживать это давление.
В частности, предусмотрена разделительная перегородка 10 между кабиной пилота и трансформируемым баком 6, которая имеет достаточные механические свойства, чтобы выдерживать это давление; мембрана 30, плотно прилегающая к стенке 10, как показано на Фиг.5А и 5В. Предусматривается разделительная перегородка 10', также имеющая свойства разделительной перегородки 10, чтобы ограничивать другой конец топливного бака. Что касается фюзеляжа, то обычно его конструкция позволяет выдерживать такие давления, принимая в расчет внешние силы.
В примере на Фиг.5А и 5В показано, что, когда резервуар заполнен топливом, закрыт доступ к внутренней стороне трансформируемого бака 6 через люк 18, который по всей его наружной периферии содержит заплечик 34, установленный в сквозном проеме разделительной перегородки 10 так, чтобы он плотно прилегал к кромке переходного люка и образовывал закрытую плоскую стенку для поддержки мембраны 30.
После опорожнения резервуара 29 никакие силы больше не будут воздействовать на люк 18, который удаляют вместе с мембраной 30.
В этом примере люк 18 присоединен к мембране 30. Однако можно предусмотреть люк 18, который должен быть присоединен к разделительной перегородке 10 с помощью петель, как показано на Фиг.4В.
Баки, содержащие ракетные топлива, предусмотрены в летательном аппарате, находящемся на орбите, для схода летательного аппарата с орбиты. Следовательно, они заполнены, и их нельзя трансформировать. Следовательно, предусмотрен бак для ракетных топлив для схода с орбиты, который отделен от основного бака для запуска, что позволяет использовать основной бак после его опорожнения.
На Фиг.6 показан другой пример варианта выполнения, в котором гибкий элемент жесткости, обрамляющий резервуар 29, имеет паутинообразную форму 38, а не форму контейнера 31.
Вышеупомянутый элемент жесткости можно использовать совместно с разделительной перегородкой, показанной на Фиг.5А и 5В.
Также обеспечен запас 40 воздуха для создания дополнительного пространства, которое образует пустой контейнер, оборудованный для размещения людей.
Для внутреннего оснащения этого дополнительного пространства можно использовать предварительно установленное оборудование; в таком случае его конструкция позволяет выдерживать давление.
Если мембрана не обеспечена, как в первом варианте выполнения, предварительно установленное оборудование имеет такую конструкцию, которая не может быть повреждена жидким топливом или окислителем, которые могут просочиться за защитные панели.
Для наибольшей эффективности можно предусмотреть использование надувного оборудования, которое может амортизировать удары и защищать пассажиров от травм, например, такого, которое описано со ссылкой на Фиг.2А и 2В.
Кроме того, оно устанавливается очень быстро, что является особым преимуществом для суборбитального космического летательного аппарата; продолжительность действия силы тяжести обычно составляет от 3 до 5 минут для полетов на высоте от 100 км до 160 км. Оборудование, которое необходимо монтировать, менее эффективно с учетом короткого времени установки.
Например, как показано на Фиг.7, обеспечена система 33 распределения и циркуляции воздуха, которая также может содержать надувные воздуховоды для подвода воздуха из оригинальной кабины 4 в дополнительную кабину.
Резервуар опорожняется естественным образом за счет разницы в давлении между внутренней стороной летательного аппарата (1 атмосфера) и наружной стороной (вакуум) и через клапан 32 или через клапан силовой установки, которая использует окислитель для камеры сгорания.
В трансформируемом баке 6 также могут быть обеспечены окна.
Контейнер, который образует часть трансформируемого бака, также можно использовать как воздушную разделительную камеру для выполнения действия снаружи космического летательного аппарата. Все, что для этого требуется - закрыть проход (люк 18), соединяющий жилой отсек 4 и трансформируемый бак 6, отрегулировать давление с помощью клапана или насоса и открыть люк 12 в направлении наружной стороны. Следовательно, это пространство выполняет двойную функцию бака и воздушной разделительной камеры, позволяя уменьшить полный вес космического летательного аппарата.
Ниже будет описано трансформирование трансформируемого бака.
После запуска космического летательного аппарата трансформируемый бак 6 опорожняется; в этом случае его можно трансформировать в дополнительное пространство для размещения людей.
Для этого опорожняют резервуар 29, чтобы удалить остающееся топливо или окислитель.
Затем резервуар 29 убирают, например, с помощью вакуумного насоса или естественного вакуума; затем в контейнере 31 создают атмосферу, пригодную для жилья, используя систему распределения и циркуляции воздуха при заданном давлении.
Внутреннее пространство контейнера 31, в котором помещена мембрана 30, в таком случае пригодно для использования в качестве участка для размещения людей.
На Фиг.8 показан третий вариант выполнения настоящего изобретения, применимый к ракете, содержащей силовую установку с твердым топливом и/или окислителем, которая оборудована камерой 42 сгорания; в нижней части камеры 42 сгорания на стороне кабины 4 предусмотрен люк 49 для обеспечения доступа к внутренней стороне камеры сгорания из кабины 4.
Топливо сжигают в камере 42 сгорания и выводят с выхлопными газами через горловину 46 и выхлопное сопло 44. Эту камеру 42 сгорания затем можно трансформировать в пространство для размещения экипажа за счет простой герметизации горловины 46, доступ к которой можно получить через люк 49.
Преимущественно можно предусмотреть укрытие внутренней поверхности камеры сгорания мембраной 48, которую преимущественно можно развернуть изнутри кабины. В таком случае мембрану 48 защищают от тепла, которое вырабатывается в камере сгорания. Мембрана изолирует экипаж от остаточных продуктов сгорания и предотвращает загрязнение атмосферы в кабине ракеты; эту мембрану разворачивают с помощью запаса 52 воздуха, подсоединенного к внутреннему объему мембраны 48. Также предусмотрен доступ (не показан) внутрь мембраны 48.
Бак для окислителя можно расположить в другом месте космического летательного аппарата для комбинированной системы ПБКГГ/оксид азота. При использовании силовой установки, работающей на твердом топливе, окислитель и топливо смешивают уже в камере в резиновом наполнителе, и, таким образом, они готовы к использованию.
За счет увеличения объема пространства для размещения людей значительно повышают комфорт экипажа, уменьшая дискомфорт из-за ограниченных пространств.
Если имеется камера сгорания с ПБКГГ и бак для оксида азота, бак также можно использовать как дополнительный участок пространства кабины. Что касается ракет обычного типа, работающих на твердом ракетном топливе, то в них бак отсутствует, и ракетные топлива находятся в камере сгорания.
По сравнению с самолетами, в которых один из баков демонтирован для увеличения грузовместимости при полетах на малую дальность, настоящее изобретение имеет преимущество в том отношении, что оно позволяет быстрее и намного легче выполнить трансформирование, поскольку соединения бака с силовой установкой не модифицируют. Кроме того, конструкция встроенного бака является более практичной, чем конструкция съемного бака, и, таким образом, самолет имеет меньший вес и расходует меньше топлива.
Второй вариант выполнения преимущественно применим к самолету, работающему на керосиновом топливе, которое желательно изолировать от пассажиров и грузов. Однако бак можно использовать, если он обеспечен резервуаром для хранения жидкого водорода или другого «чистого» топлива, что позволило бы предъявлять меньшие ограничения к герметизации, в частности, люка.