летательный аппарат

Формула изобретения

Летательный аппарат, состоящий из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла и жестко связанной с ним конусообразной камеры сгорания с конусообразным выступом впереди, жестко связанной также с вышеупомянутыми выхлопными трубами и имеющей гидравлическую связь с блоком управления, отличающийся тем, что используется блок управления, увеличивающий частоту следования следующих друг за другом порций топлива, сохраняющий определенное количество выдаваемого топлива в каждой порции и обеспечивающий увеличение его воспламенения в вышеупомянутой камере сгорания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и в космосе.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте № 2312045 (авторы Часовской А.А., Кириллов Н.А.). В нем импульсное истечение воспламеняемого топлива происходит через выхлопное сопло и две изогнутые выхлопные трубы. Топливо поступает с блока управления, а затем воспламеняется. Начальное движение осуществляется с помощью реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом, так же жестко связанным с блоком управления. Однако для увеличения ускорения необходимо увеличить импульсное истечение воспламеняемого топлива, что невозможно из-за уменьшения надежности. Известен летательный аппарат, изложенный в патенте № 2363625 (автор Часовской А.А.). В нем увеличивается ускорение без уменьшения надежности и увеличения громоздкости. Также используются жестко связанные с корпусом две изогнутые и повернутые в разные стороны выхлопные трубы, через которые проходит воспламененное топливо, проходящее также и через выхлопное сопло. Топливо поступает в блок управления, а затем воспламеняется. Корпус так же жестко связан с двумя реактивными двигателями. Однако увеличение ускорения невозможно из-за невозможности увеличить импульсное истечение воспламененного топлива без уменьшения надежности. С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение без уменьшения надежности.

Достигается это введением конусообразной камеры сгорания с конусообразным выступом впереди, гидравлически связанной блоком управления, период следования доз топлива, с которого не превышают времени прохождения одной дозы внутри камеры сгорания, причем конусообразный выступ жестко связан с двумя изогнутыми выхлопными трубами и с корпусом.

На фиг.1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус;

2 - блок управления;

3, 4 - изогнутые выхлопные трубы;

5, 6 - реактивные двигатели;

7 - конусообразная камера сгорания с конусообразным выступом впереди;

8 - выхлопное сопло, при этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 5, 6 и с блоком управления 2 и с конусообразной камерой сгорания с конусообразным выступом впереди 7, имеющей гидравлическую связь с вышеупомянутым блоком управления 2 и жесткую связь с двумя изогнутыми выхлопными трубами 3, 4 и выхлопным соплом 8. Устройство работает следующим образом. Начальное движение летательному аппарату придается с помощью реактивных двигателей 5, 6. Для осуществления дальнейшего ускорения с помощью блока управления 2 обеспечивается увеличенная частота следования дозированного топлива в конусообразную камеру сгорания с конусообразным выступом впереди 7. Такое расположение обеспечивает оптимальное истечение воспламененных газов внутри камеры. После воспламенения топлива оно начинает выходить через изогнутые выхлопные трубы 3, 4, повернутые в разные стороны и через выхлопное сопло 8, размещенное в конце камеры сгорания. Период следования доз топлива, поступающих в камеру, не превышает времени прохождения одной дозы в камере сгорания, поэтому до окончания выхода воспламененной части топлива из камеры сгорания начинает поступать следующая порция топлива с блока управления 2, гидравлически связанного с камерой сгорания 7. В результате после воспламенения этой порции топлива она начинает взаимодействовать с ранее воспламененной первой порцией топлива. В результате ускоряется выход воспламененного газа через выхлопные трубы 3, 4 и, следовательно, ускоряется движение корпуса 1. По мере следующих поступлений порции топлива ускорение увеличивается и обеспечивается увеличение тяги и сила отталкивания аппарата при увеличенной частоте следования порции топлива. И чем больше эта частота, тем больше сила отталкивания при сохранении надежности. При этом увеличивается скорость выхода воспламеняемых газов через выхлопное сопло 8.

При этом обеспечивается экономический эффект. Объясняется это тем, что имеет место относительное движение корпуса 1 и новой воспламененной массы относительно предыдущей воспламененной массы. Движение корпуса 1 обеспечивается благодаря выходу воспламененного топлива через изогнутые выхлопные трубы 3, 4. При этом увеличивается ускорение массы и корпуса в процессе следующих друг за другом новых поступлений топлива и усиления воспламенения массы, при сохранении надежности работы камеры сгорания.

Предлагаемое устройство может быть использовано при полетах в атмосфере и в космосе. Увеличение скорости полета уменьшит время доставки пассажиров и грузов в заданные районы без увеличения расхода топлива и ухудшения надежности. Таким образом, использование предлагаемого устройства расширяет функциональные возможности летательных средств.