ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
AIRCRAFT

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и может использоваться в ВВС.
Задачи создания изобретения - улучшение летных характеристик и маневренности летательного аппарата, и его боевых свойств.
7
Известен летательный аппарат типа «летающей тарелки» по патенту США №6270036 В1, МПК В64С 15/00, 29/00, публ. 07.08.2001, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, проточную камеру с входным и выходным отверстиями, сообщенными атмосферой, нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.
В отличие от заявляемого, в приведенном летательном аппарате вращающееся кольцо большой площади расположено на внешней поверхности летательного аппарата в верхней его части. Подъемная сила в приведенном летательном аппарате создается за счет разницы давлений воздушного потока над аппаратом и под аппаратом, путем смывания вращающегося кольца струями сжатого воздуха.
Недостатком приведенного аппарата является низкая устойчивость аппарата при горизонтальном перемещении, вследствие взаимодействия набегающего воздушного потока со струями сжатого воздуха, омывающими вращающееся кольцо. Так как струи сжатого воздуха, омывающие вращающее кольцо, увлекаются этим кольцом в направлении его вращения, то в той области вращающегося кольца, где направление его вращения совпадает с направлением набегающего потока воздуха, суммарная скорость потока будет выше, чем в противоположной области вращающегося кольца, где направление его вращения противоположно направлению набегающего потока воздуха. Это приводит к неравномерному распределению давления среды по поверхности вращающегося кольца, что в свою очередь вызывает появление значительных кренящих моментов, парирование которых при данной конструкции аппарата возможно лишь путем введения в конструкцию приведенного летательного аппарата сложных специальных устройств.
4
Известен также летательный аппарат типа «летающей тарелки» по А.С. СССР №1496630, МКИ В64С 29/00, 39/06, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой, смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.
В приведенном летательном аппарате подъемная сила создается реактивной струей воздуха, которая создается рабочим колесом нагнетателя. Горизонтальное перемещение аппарата после вертикального взлета и набора высоты обеспечивается отклонением вектора тяги, что обуславливает низкую его маневренность и устойчивость.
Относительно низкая грузоподъемность обусловлена низким КПД рабочей текучей среды. Увеличение грузоподъемности приводит к нерациональному увеличению мощности двигателей и соответственно их габаритов, т.к. грузоподъемность в приведенном аппарате прямо пропорциональна мощности двигателей. Эффект Магнуса в приведенном летательном аппарате возникает при взаимодействии горизонтального вращающегося кольца с набегающим потоком воздуха и способствует снижению фронтального давления на аппарат за счет того, что внешняя поверхность вращающегося кольца сообщает набегающему спереди потоку воздуха дополнительную скорость вращательного движения. Причиной, препятствующей достижению технического результата, является то, что конструктивное решение в приведенном аппарате не позволяет в полной мере использовать возможность эффекта Магнуса для создания подъемной силы.
Известен летательный аппарат «Летающая тарелка» по патенту РФ №2264952. Этот аппарат содержит корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой; смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками, согласно изобретению, снабжен кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом, при этом дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении, входной и выходной прямолинейные каналы размещены вдоль продольной оси летательного аппарата, кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами, в которой имеется прорезь под вращающиеся кольца и кольцевую опору, нагнетатель установлен внутри выходного прямолинейного канала, опоры нагнетателя выполнены в виде полых пилонов, полости которых сообщены с полостью прямолинейного выходного канала через управляемые клапаны и с отводящими каналами системы управления, открытыми со стороны их свободных торцов, заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий, а поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала. Одно из выходных отверстий в выходном прямолинейном канале выполнено с нижней стороны летательного аппарата, геометрический центр которого совмещен с вертикальной осью летательного аппарата. В качестве привода вращающихся колец используют электрический привод, генератор которого связан с приводом нагнетателя. Привод размещен в полости, выполненной в кольцевой опоре. Благодаря тому, что в летательном аппарате для создания подъемной силы используются вращающиеся во взаимно противоположных направлениях кольца, расположенные внутри кольцевой проточной камеры и взаимодействующие с потоком воздуха, движущимся внутри этой камеры, причем направление вращения верхнего кольца совпадает с направлением движения воздушного потока в кольцевой проточной камере, достигается реализация эффекта Магнуса с наибольшей эффективностью.
Известен летательный аппарат по патенту РФ на изобретение №2360839, прототип.
Этот аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота.
Недостаток - плохая управляемость аппарата из-за перетекания потока выхлопных газов между модулями камер сгорания из-за разности давления в них при маневрировании.
Задача создания изобретения - усовершенствовать летательный аппарат типа «летающей тарелки», повысить управляемость аппарата.
Решение указанной задачи достигнуто в летательном аппарате, содержащем корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота, тем, что согласно изобретению приводом оборудована каждая сопловая лопатка, а после компрессора установлен регулируемый направляющий аппарат, каждая лопатка которого оборудована приводом.
Число сопловых лопаток может быть равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки могут быть размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор может быть выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя может быть установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла может быть установлен двигатель аварийной посадки.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.
Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - получением нового технического результата. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации этого проекта не требуется специальных материалов и технологий, ранее не применяющихся в технике.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…9, где:
- на фиг.1 приведен чертеж летательного аппарата,
- на фиг.2 приведен разрез по А-А,
- на фиг.3 приведен чертеж камеры сгорания и соплового аппарата,
- на фиг.4 приведен разрез В-В летательного аппарата,
- на фиг.5 приведена подробная схема боевого орбитального лазера с ядерной накачкой с двумя камерами сгорания в составе одного жидкостного ракетного двигателя,
-на фиг.6 приведена упрощенная схема боевого орбитального лазера с ядерной накачкой с двумя соплами в составе одного жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.7 приведен вид С,
- на фиг.8 приведен вид D,
- на фиг.9 приведена схема боевого лазера с двумя жидкостными ракетными двигателями.
Летательный аппарат (фиг.1…4) содержит: осесимметричный корпус 1, типа «летающая тарелка», в верхней части которого выполнен воздухозаборник 2 с обтекателем 3 конической формы в средней части, газотурбинный двигатель 4, установленный вдоль вертикальной оси корпуса 1. Газотурбинный двигатель 4 содержит компрессор 5, камеру сгорания 6, турбину 7 и реактивное сопло 8.
Компрессор 5 выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Камера сгорания 6 выполнена многосекционной: от 12 до 18 секций 9 (фиг.2), имеющих независимые системы подачи топлива 10 к форсункам 11. В состав систем подачи топлива 10 также входят топливные насосы 12 и фильтры 13. Фильтры 13 установлены в топливном баке 14, который выполнен вдоль вертикальной оси летательного аппарата в его центральной части, т.е внутри газотурбинного двигателя 4. Такая компоновка позволила уменьшить осевые габариты газотурбинного двигателя и увеличить его диаметр для получения большой мощности. Турбина 7 содержит регулируемый сопловой аппарат 15, выполненный с возможностью отдельного поворота его лопаток, и рабочее колесо 16, которое закреплено внутри вала 17. Вал 17 соединен по наружному диаметру с компрессором 5, для передачи крутящего момента. На поверхности вала 17 выполнены отверстия 18 и уплотнения 19 для отбора части продуктов сгорания из камеры сгорания 6 через регуляторы расхода 20 к боковым соплам 21.
Вал 17 установлен в корпусе 1 на подшипниках 22, воспринимающих как радиальные, так и знакопеременные осевые нагрузки. Боковые сопла 20 установлены в двигательном отсеке 23, отсеки экипажа 24 содержат иллюминаторы 25. Под отсеком экипажа 24 выполнен грузовой отсек 26. Отсеки 23, 24 и 26 отделены от двигателя 4 защитной стенкой 27. Приборный отсек 28 размещен между топливным баком 8 и газотурбинным двигателем 4 и защищен от теплового излучения теплоизоляцией 29. Компрессор 5 уплотнен относительно корпуса 1 передним уплотнением 30. Внутри реактивного сопла 8 установлен жидкостный ракетный двигатель ЖРД 31, имеющий боевой лазер 32.
Особенностью ЖРД 31 является то, что он (они) используется для создания тяги и для накачки боевого лазера 32. Поэтому следует использовать самый современный ЖРД 31 с высоким давлением в камере сгорания.
Сопловой аппарат 15 турбины 7 (каждая лопатка) оборудован приводами поворота 33. Привода поворота 33 соединены с блоком управления 34 посредством электрических связей 35. К корпусу 1 летательного аппарата в нижней части шарнирно подсоединены три или четыре опоры 36 для его посадки.
Основной особенностью летательного аппарата является то, что он содержит регулируемый направляющий аппарат 37, все лопатки которого также выполнены с возможностью независимого поворота на выходе из компрессора 5, при этом каждая лопатка направляющего аппарата имеет привод 38, соединенные электрическими связями 35 с блоком управления 34 (фиг.1). Имеется система наддува 39 с баллоном 40.
Боевой лазер с ядерной накачкой 32 содержит (фиг.5…9) резонатор 41, который, в свою очередь, содержит зеркала 42, диафрагму 43, объектив 44. Резонатор 41 установлен перпендикулярно газодинамическому тракту, который выполнен в виде сопла 45 камеры сгорания 46 жидкостного ракетного двигателя 31, установленного в карданной подвеске 47. Камера сгорания 46 жидкостного ракетного двигателя 31 содержит головку 48 и цилиндрическую часть 52. Сопло 50 содержит сужающуюся часть 51 и расширяющуюся часть 52. Расширяющаяся часть 52 выполнена круглого сечения - в критическом сечении и прямоугольного - в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению. Как сужающаяся 51, так и расширяющаяся часть 52 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (фиг.1) и содержат две стенки; внутреннюю стенку 53 и наружную стенку 54. На внутренней поверхности внутренней стенки 53 нанесен слой урана 235-55, а в саму внутреннюю стенку 52 внедрены частицы урана 238-56.
Резонатор 41 размещен перпендикулярно продольной оси сопла 45 камеры сгорания 46, предпочтительно в районе расширяющейся части 51.
Боевой лазер содержит теплообменник 57, установленный внутри цилиндрической части 49 камеры сгорания 46, и ядерный реактор 58. Ядерный реактор 58 соединен с теплообменником 57 трубопроводами циркуляции теплоносителя, подводящим 59 и отводящим 60. В подводящем трубопроводе 59 установлен насос 61.
Боевой орбитальный лазер (фиг.4…6) может содержать один или два жидкостных ракетных двигателя 31, одну или две камеры сгорания 46 и турбонасосный агрегат (ТНА) 62. Турбонасосный агрегат 62, в свою очередь, содержит установленные на валу 63 ТНА 62 центробежное рабочее колесо насоса окислителя 64, центробежное рабочее колесо насоса горючего 65, датчик частоты вращения 66, дополнительный насос горючего 57, с валом дополнительного насоса горючего 68, соединенным мультипликатором 69, размещенным в корпусе 70 с валом ТНА 62, основную турбину 71, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 62. Газогенератор 72 установлен над основной турбиной 71 соосно с турбонасосным агрегатом ТНА 72. Камера сгорания 46 имеет силовой пояс 73, к ней прикреплен ТНА 72 при помощи тяг 74. Внутри камеры сгорания 46 выполнены наружная плита 75 и внутренняя плита 76 с зазором между ними (фиг.8). Внутри головки 48 камеры сгорания 46 установлены форсунки окислителя 77 и форсунки горючего 78. Форсунки окислителя 77 сообщают полость «Л» с внутренней полостью камеры сгорания 46 - «М», а форсунки горючего 78 сообщают полость «К» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 46 установлен коллектор горючего 69, от которого отходят топливопроводы 80 к нижней части сопла 73. К коллектору горючего 79 подключен выход из клапана горючего 81, вход которого трубопроводом горючего 82 соединен с выходом из центробежного рабочего колеса насоса горючего 65. Выход из дополнительного насоса горючего 67 соединен топливопроводом высокого давления 63 через регулятор расхода 84, имеющий привод 85 и клапан высокого давления 86 с газогенератором 72, конкретно - с полостью «Е». Выход из центробежного колеса насоса окислителя 64 трубопроводом окислителя 87 через клапан 88 тоже соединен с генератором 72, конкретно с его полстью «Ж». На головке 75 камеры сгорания 46 установлены запальные устройства 89, а на газогенераторе 71 - запальные устройства 90.
К датчику частоты вращения 66 подсоединена электрическая связь 91, которая соединена с блоком управления 92.
К блоку управления 92 электрическими связями 91 подключены электрозапальные устройства 89 и 90, клапан горючего 81, клапан окислителя 88, привод регулятора расхода 85, клапан высокого давления 86, пусковой клапан 93 и регулятор 94, при его наличии, установленный в газоводе 95 одной из камер сгорания 46. К коллектору горючего 79 подключен продувочный трубопровод 96 с клапаном продувки 97 и баллоном продувки 98. Боевой лазер 32 также содержит предназначенные для запуска ЖРД 31 баллон сжатого воздуха 99, с которым соединен трубопровод высокого давления 100, имеющий клапан 101. Другой конец трубопровода высокого давления 100 соединен с пусковой турбиной 102. К пусковой турбине 102 подсоединена выхлопная труба 103.
При взлете запускается при помощи стартера (на фиг.1…9 не показан) газотурбинный двигатель 4. Топливо из бака 4 топливными насосами подается в камеру сгорания 6 через форсунки 8 и воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 16 с валом 17. Вал 17 передает мощность компрессору 5. Продукты сгорания сбрасываются в реактивное сопло 8, создавая реактивную тягу не менее, чем вес летательного аппарата. Для управления курсом полета противоположные топливные насосы 12 переводят в разные режимы работы по расходу топлива, например, уменьшают расход топлива в левую секцию камеры сгорания 9 и увеличивают - в правую. Поворачивают приводами 38 направляющие лопатки 37, установленные перед модулем 9 камеры сгорания 6, в которую уменьшают подачу топлива. В сторону дросселирования (уменьшения проходного сечения) для пропорционального уменьшения расхода воздуха в этот модуль 9. Одновременно поворачивают сопловые лопатки соплового аппарата 31 приводами 32 (фиг.4), при этом поворачивают лопатки, размещенные по обе стороны от этого модуля камеры сгорания, для дросселирования проходного сечения. Последняя операция необходима для выдерживания оптимальных углов атаки газового потока при уменьшении его расхода и давления. В итоге правая половина сопла 8 будет создавать тягу, большую, чем левая, т.е:
R2>R1.
Суммарный вектор тяги R1 будет направлен под углом к оси летательного аппарата. Для горизонтального полета и маневров в горизонтальной плоскости используют боковые сопла 20, через которые сбрасывают 10…15% расхода продуктов сгорания, отбираемого из камеры сгорания 6 через отверстия «Б».
Для задействования боевого лазера 32 выполняют следующие операции (фиг.5…10). Сначала запускают ядерный реактор 48, потом жидкостный ракетный двигатель 31 (двигатели при наличии двух двигателей). Для запуска жидкостных ракетных двигателей 31 открывают клапан 92 и сжатый воздух по трубопроводу высокого давления 91 поступает в пусковую турбину 94. Потом открывают клапаны 71, 47 и 99 и включают запальники 79 и 80 (фиг.7). Топливо (окислитель и горючее) при сгорании в камере сгорания 999 сгорает при относительно низкой температуре до 500°С. Дальнейший подогрев продуктов сгорания до 3000…4000°С осуществляется теплообменником 47. Для этого включают насос 51, который осуществляет циркуляцию жидкого теплоносителя по трубопроводам циркуляции через теплообменник 47, перенося к нему тепловую энергию ядерного реактора 48. Кроме значительного нагрева, продукты сгорания подвергаются радиоактивному облучению, это способствует повышению мощности боевого лазера 32.
Применение предложенного технического решения позволило:
- значительно повысить боевую мощь летательного аппарата,
- сделать аппарат неуязвимым для средств ПРО,
- повысить маневренность аппарата,
- повысить обороноспособность страны,
- эффективно уничтожать базы террористов в недоступных районах.