военно-космический самолет с боевым лазером авиационного базирования

Формула изобретения

1. Военно-космический самолет, содержащий фюзеляж, передние и задние крылья, газотурбинные двигатели, установленные на крыльях, и ракетный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа, отличающийся тем, что на верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного базирования, который соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими, по меньшей мере, один клапан-регулятор, по меньшей мере, с одним газотурбинным двигателем и с ракетным двигателем.

2. Военно-космический самолет по п.1, отличающийся тем, что ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и центральное тело между ними, а трубопровод отбора воздуха соединен с турбонасосным агрегатом.

3. Военно-космический аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, а трубопровод отбора воздуха соединен с коллектором, выполненным за компрессором газотурбинного двигателя.

4. Военно-космический самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что боевой лазер авиационного базирования закреплен на фюзеляже шарнирно, а к его передней части присоединен гидроцилиндр вертикального наведения.

5. Боевой лазер авиационного базирования, содержащий оптическую головку и выхлопную систему, отличающийся тем, что он выполнен газодинамическим и соединен трубопроводом отбора воздуха, содержащим клапан-регулятор с турбонасосным агрегатом за турбиной.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, а именно к военным самолетам.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение № 2010744. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60°. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса.

Недостаток - относительно низкая скорость полета самолета М=4 6.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение № 210407, содержащий фюзеляж, крылья стартовые и маршевые двигательные установки. Стартовые двигательные установки выполнены в виде газотурбинных двигателей - ГТД, а маршевые двигатели - в виде прямоточных двигателей, конкретно в запатентованной разработке предложено применить пульсирующие детонационные воздушно-реактивные двигатели.

Недостатки этого самолета: относительно низкая вооруженность самолета обычным оружием: пулеметами и пушками.

Задача создания самолета и боевого лазера авиационного базирования: улучшение боевых качеств самолета.

Решение указанных задач достигнуто в военно-космическом самолете, содержащем фюзеляж, передние и задние крылья, газотурбинные двигатели, установленные на крыльях и ракетный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа, тем, что на верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного базирования, который соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими клапан-регулятор, по меньшей мере, с одним газотурбинным двигателем и с ракетным двигателем. Ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и центральное тело между ними, а трубопровод отбора воздуха соединен с турбонасосным агрегатом. Каждый газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, а трубопровод отбора воздуха соединен с коллектором, выполненным за компрессором газотурбинного двигателя. Боевой лазер авиационного базирования может быть закреплен на фюзеляже шарнирно, а к его передней части присоединены гидроцилиндры вертикального и горизонтального наведения.

Решение указанных задач достигнуто в боевом лазере авиационного базирования, содержащем оптическую головку и выхлопную систему, тем, что он выполнен газодинамическим и соединен трубопроводами отбора воздуха, содержащими клапан-регулятор компрессором, по меньшей мере, одного газотурбинного двигателя и с турбонасосным агрегатом за турбиной.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, т.е. всеми критериями изобретения.

Новизна предложенного технического решения подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень тем, что новая совокупность существенных признаков позволила получить новый технический эффект, а именно - уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации изобретения не требуется создания новых неизвестных из уровня техники деталей и узлов и новых технологий.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 5, где:

на фиг.1 приведена схема военно-космического самолета, вид сверху,

на фиг.2 приведен вид военно-космического самолета сбоку,

на фиг.3 приведен вид военно-космического самолета сзади,

на фиг.4 приведена схема газотурбинного двигателя военно-космического самолета и системы энергопитания боевого лазера авиационного базирования от газотурбинного двигателя,

на фиг.5 приведена схема ракетного двигателя военно-космического самолета и системы энергопитания боевого лазера авиационного базирования от ракетного двигателя.

Гиперзвуковой самолет (фиг.1 5) содержит фюзеляж 1, кабину пилотов 2, передние крылья 3, задние крылья 4 и хвостовое оперение 5. На передних крыльях 3 установлены газотурбинные двигатели 6.

В верхней части фюзеляжа 1 находится боевой лазер авиационного базирования 7, содержащий оптическую головку 8, гидроцилиндр вертикального наведения 9 и поворотный механизм 10 с валом 11 и шарниром 12. Предусмотрена система вертикального и горизонтального наведения лазера. Система горизонтального наведения может быть использована в космосе или на большой высоте, т.к. при полете в плотных слоях атмосферы, при развороте корпуса лазера, имеющего большие осевые габариты, значительно ухудшатся аэродинамические качества самолета. Самолет содержит систему отбора воздуха 13 с клапанами-регуляторами 14, соединяющую газотурбинные двигатели 6 с боевыми лазерами авиационного базирования 7 для подвода высокоэнергетического сжатого воздуха для накачки боевого лазера. Для сброса отработанного воздуха из полости лазера 7 предусмотрена выхлопная система 15. В задней части фюзеляжа 1 установлен ракетный двигатель 16, содержащий турбонасосный агрегат 17 с двумя камерами сгорания 18 и центральным телом 19, установленным между ними Фюзеляж 1 самолета установлен на шасси 20 (фиг.3), предназначенные для взлета и посадки самолета.

Газотурбинные двигатели 6, которых может быть от одного до восьми, выполнены одинаковой конструкции (фиг.4), в случае применения двух и более двигателей, и содержат воздухозаборник 21, компрессор 22, камеру сгорания 23 с форсунками 24, турбину 25 и реактивное сопло 26. Газотурбинный двигатель 6 имеет один или два вала 27, установленные на опорах 28. Система подачи топлива включает топливопровод 29, топливный насос 30 с приводом 31. За компрессором 22 (предпочтительно последней ступенью компрессора) выполнен коллектор отбора воздуха 32, к которому через клапан-регулятор 14 подсоединена система отбора воздуха 13, другой конец которой соединен с боевым лазером наземного базирования 7.

Ракетный двигатель 16 (фиг.5) содержит турбонасосный агрегат (ТНА) 17, две камеры сгорания 18 и плоское центральное тело 19, установленное между ними, обеспечивающее дополнительное расширение выхлопной струи камер сгорания 18 в космосе. Турбонасосный агрегат 17, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 33 крыльчатку насоса окислителя 34, крыльчатку насоса горючего 35, пусковую турбину 36, дополнительный насос горючего 37, с валом дополнительного насоса горючего 38, соединенным мультипликатором 39, размещенным в корпусе 40 с валом ТНА 33, основную турбину 41, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 42. Газогенератор 42 установлен над основной турбиной 41 соосно с турбонасосным агрегатом 17. Камера сгорания 18 содержит сопло 43, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 44, внутри которой выполнены наружная плита 45 и внутренняя плита 46 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 44 установлены форсунки окислителя 47 и форсунки горючего 48. Форсунки окислителя 47 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 48 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 18 установлен коллектор горючего 49, от которого отходят топливопроводы 50 к нижней части сопла 43. К коллектору горючего 49 подключен выход из клапана горючего 51, вход которого трубопроводом горючего 52 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 35. Выход из дополнительного насоса горючего 37 соединен топливопроводом высокого давления 53 через регулятор расхода 54, имеющий привод 55 и клапан высокого давления 56 с газогенератором 42, конкретно - с полостью «Е». Выход из крыльчатки насоса окислителя 34 трубопроводом окислителя 57 через клапан 58 тоже соединен с генератором 42, конкретно с его полостью «Ж». На головке 45 камеры сгорания 18 установлены запальные устройства 59, а на газогенераторе 41 - запальные устройства 60.

К пусковой турбине 36 подстыкован трубопровод высокого давления 61 с пусковым клапаном 62, предназначенный для запуска пусковой турбины 36. Другой конец трубопровода высокого давления 62 соединен с баллоном сжатого воздуха 63.

К блоку управления 64 подключены электрозапальные устройства 59 и 60, клапан горючего 51, клапан окислителя 58, привод регулятора расхода 55, клапан высокого давления 56, пусковой клапан 62 и регулятор 65, установленный в газоводе 66 одной из камер сгорания 18.

К коллектору горючего 49 подключен продувочный трубопровод 67 с клапаном продувки 68. Камеры сгорания 18 могут быть установлены на цапфах 69 для их качания при управлении курсом самолета.

К турбонасосному агрегату 32 за турбиной 41 подсоединен трубопровод отбора газа 70, содержащий регулятор отбора газа 71, другой конец этого трубопровода подсоединен к боевому лазеру авиационного базирования 7, к которому также подсоединено выхлопное устройство 15. Ракетный двигатель 16 имеет систему управления 64, которая электрическими связями 72 соединена со всеми клапанами, регуляторами и запальными устройствами.

Ориентировочные характеристики военно-космического самолета:

Скорость полета	М=15
Стартовый вес, т	250
Тяга турбореактивных двигателей на взлете, т	4×20
Тяга ракетной двигательной установки, тн	2×80
Время набора скорости М=15, сек	120

Компоненты ракетного топлива для ЖРД

Окислитель:	Кислород
Горючее:	Керосин
Мощность боевого лазера в плотных
слоях атмосферы, Мвт	5
Мощность боевого лазера в космосе, МВт	20
Время непрерывной работы лазерного
оружия в плотных слоя атмосферы, с	6000
Время непрерывной работы лазерного
оружия в космосе, с	100

На гиперзвуковом самолете может быть дополнительно установлено обычное вооружение: пулеметы и авиационная пушка.

При взлете раскручивают приводом 31 топливный насос 30 и топливо по топливопроводу 29 поступает к форсункам 24 камеры сгорания 23, где воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают турбину 25. Турбина 25 через валы 27 раскручивает компрессор 22, в результате реактивное сопло 26 создает реактивную тягу для полета в плотных слоях атмосферы.

Для полета на больших высотах или в космосе запускают ракетный двигатель 16. Для этого запускают ракетный двигатель 16.

При запуске ракетного двигателя 16 с блока управления 64 подаются сигналы на пусковой клапан 62. Воздух высокого давления с наземной системы по трубопроводу высокого давления 61 подается на пусковую турбину 36 и раскручивает ротор ТНА 17. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток насосов окислителя 32 и горючего 33 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 51, 56 и 58. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 31 и газогенератор 42. Подается сигнал на запальные устройства 59 и 60, топливная смесь в камерах сгорания 18 и в газогенераторе 42 воспламеняется. Ракетный двигатель 16 запустился. Регулятором расхода 54 при помощи привода 55 осуществляют регулирование режима его работы.

При выключении стартового ракетного двигателя с блока управления 64 подается сигнал на клапаны 51, 56 и 58 и 65, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 62, и инертный газ по продувочному трубопроводу 61 поступает в топливный коллектор 59 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.

При старте и разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги камер сгорания 18 при помощи регулятора 65, уменьшающего подачу газа из газогенератора 42 в одну из камер сгорания 18.

Для применения лазерного оружия в плотных слоях атмосферы открывают клапан-регулятор 14 и часть сжатого воздуха (до 20% от общего расхода воздуха, проходящего через газотурбинный двигатель 6) отбирается от каждого газотурбинного двигателя 6 для накачки лазерного луча в боевом лазере авиационного базирования 7. Применен газодинамический лазер, т.к. запасы сжатого воздуха, отбираемого от двигателей 6, практически безграничны, по сравнению с химическим или углекислотным лазером.

Луч лазера выходит через оптическую головку 8 и наводится на цель при помощи системы наведения, которая на фиг.1 5 детально не показана, показаны только исполнительные органы системы наведения луча лазера на цель. Вертикальное наведение осуществляется гидроцилиндром вертикального наведения 9. При выдвижении штока гидроцилиндра 9 угол между осью самолета и продольной осью лазера авиационного базирования 7 увеличивается. Горизонтальное наведение при полете в плотных слоях атмосферы осуществляется самолетом, рассогласованием тяги двигателей 6 и/или аэродинамическими средствами. При полете в космосе или на больших высотах используется другая система наведения, описанная далее. При полете на больших высотах или в космосе предпочтительно горизонтальное управление лазером. Для этого включают привод 10, поворачивающий корпус лазера авиационного базирования на +-40 град.

Для использования боевого лазера авиационного базирования 7 на больших высотах или в космосе открывают регулятор отбора газа 71 и газ высокого давления и температуры (до 20% от общего расхода газа, вырабатываемого газогенератором 42) по трубопроводу отбора газа 70 поступает в боевой лазер авиационного базирования 7, где энергия газа преобразуется в энергию лазерного луча. Отработанный газ сбрасывается в систему сброса газа 15. Лазерный луч выходит из оптической головки 8 и поражает цель. Для прицеливания могут быть использованы лазеры наведения, имеющие значительно меньшую мощность и установленные на передних крыльях военно-космического самолета. (На фиг.1 5 лазеры наведения не показаны).

Применение изобретения позволило:

1. Повысить боевые возможности самолета за счет применения мощного лазерного оружия и его питания высокоэнергетичным сжатым воздухом, отбираемым от одного двигателя или всех двигателей многомоторного самолета из-за компрессора (за его последней ступенью) или отбора газов из ТНА ракетного двигателя, обладающего более высоким энергетическим потенциалом.

2. Обеспечить длительную в течение всего полета возможность применения лазерного оружия как в плотных слоях атмосферы для защиты самолета от истребителей и ракет ПВО, так и против спутников и баллистических ракет, летящих с большой скоростью в космосе или на больших высотах.

3. Обеспечить наведение луча лазера на цель без ухудшения аэродинамических качеств самолета в плотных слоях атмосферы и горизонтальное наведение в космосе и на больших высотах.