ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

летательный аппарат

Классы МПК:B64G1/40 размещение и модификация двигательных систем
B64G1/26 с использованием реактивной силы
Патентообладатель(и):Часовской Александр Абрамович (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2013-01-21
публикация патента:

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.

Рисунки к патенту РФ 2521145

летательный аппарат, патент № 2521145

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

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте № 2363625. Начальное движение осуществляется с помощью двух реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. Дальнейшее ускорение происходит благодаря импульсному истечению воспламененного топлива. Причем подача топлива осуществляется порциями с блока управления. Однако при увеличенной порции топлива не обеспечивается надежность устройства, что не позволяет увеличить скорость.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте № 2403189. В нем так же начальное движение происходит с помощью реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. Далее осуществляется ускорение благодаря подаче порций топлива с блока управления для его воспламенения. При этом происходит импульсивное истечение воспламененного топлива, в том числе и с увеличенной частотой. Возможен вариант применения без использования пластины внутри узла, где происходит воспламенение и истечение топлива. Однако при увеличенных дозах топлива не обеспечивается достаточная надежность, что не позволяет увеличить ускорение. С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение без уменьшения надежности. Достигается это: введением блока симметричных конусообразных камер сгорания двух блоков выхлопных труб, при этом каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания, и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания, где каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, входящей в состав блока симметричных изогнутых выхлопных труб и имеющей оконечность, выходящую за пределы камеры сгорания, имеющей так же, как и другие, камеры сгорания вышеупомянутого блока симметричных конусообразных камер сгорания, гидравлические входы которого связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус

2 - блок управления

3 - блок симметричных изогнутых выхлопных труб

4 - блок выхлопных сопел

5, 6 - реактивные двигатели

7 - блок симметричных конусообразных камер сгорания

8 - блок выхлопных сопел

При этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 5, 6 и с блоком симметричных конусообразных камер сгорания 7, каждая из которых жестко связана с соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 8 и соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 4, где каждое сопло жестко связано с соответствующей изогнутой выхлопной трубой блока симметричных изогнутых выхлопных труб 3 внутри корпуса 1, имеющим внутри блок управления 2, гидравлические выходы которого связаны с соответствующими гидравлическими входами блока симметричных конусообразных камер сгорания 7.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

После старта полет происходит с помощью реактивных двигателей 5, 6, жестко связанных с корпусом 1. Двигатели могут быть и твердотопливными. Возможен вариант исполнения, когда первоначальные движения осуществляются путем катапультирования. В работе может так же участвовать блок симметричных конусообразных камер сгорания 7, два блока выхлопных сопел 4, 8 и блок симметричных изогнутых выхлопных труб 3. Каждая камера блока 7 жестко связана с соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 8, позади камер сгорания 7, и соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 4 впереди камер сгорания 7. При этом каждое сопло блока 4 жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса 1 и входящей в состав блока симметричных изогнутых выхлопных труб 3 и выходящей за пределы соответствующей камеры сгорания. Причем направление изогнутости выхлопной трубы (вверх, вниз, вправо, влево) зависит от расположения камер сгорания относительно других, которые могут быть расположены, например, по одной линии или по кругу, при этом исключается их касание воспламененного топлива, а симметричность размещения камер сгорания и выхлопных труб исключает отклонение от заданного курса. Каждая камера сгорания блока 7 имеет гидравлический вход, связанный с соответствующим гидравлическим выходом блока управления 2. Первоначально с момента начала работы реактивных двигателей 5, 6 может начаться непрерывное воспламенение топлива в блоке симметричных конусообразных камер сгорания 7 после его непрерывной подачи с блока управления 2. При этом воспламененное топливо выходит через блоки выхлопных сопел 8, 4. Возможен вариант исполнения, когда непрерывное воспламенение топлива в блоке 7 может осуществляться через некоторое время после включения реактивных двигателей. Это обеспечивает большее первоначальное ускорение. Для увеличения дальнейшего ускорения блок управления 2 начинает выдавать следующие друг за другом порции топлива, которые могут следовать и с увеличенной частотой. При этом в процессе поступлений этих порций в камеры сгорания осуществляется довоспламенение ранее поступивших порций и как следствие увеличение тяги. Кроме того, благодаря использованию более одной камеры сгорания создается возможность увеличить количество выдаваемого с блока управления топлива без уменьшения надежности, а следовательно, и увеличить ускорение, так же ускорение увеличивается благодаря наличию относительного движения корпуса 1 и вновь воспламененного топлива, относительно ранее воспламененного топлива, но еще не вышедшего из блока симметричных конусообразных камер сгорания 7. Частота выдачи порций топлива блоком управления 2 может регулироваться при осуществлении следующих друг за другом отталкиваний с увеличенной частотой. В связи с появлением возможности увеличить количество поступающего топлива из-за наличия более одной камеры сгорания создается возможность в более короткие сроки осуществить полет и достичь необходимой скорости. В процессе полета могут работать и реактивные двигатели 5, 6. При торможении устройство может развернуться на 180 градусов и включить все двигатели. Далее при входе в плотные слои атмосферы снова может осуществляться разворот в исходное состояние. Предлагаемое устройство может быть использовано для уменьшения времени полета до удаленных объектов. После достижения определенной скорости может быть многократно сокращено количество потребляемой энергии и может быть осуществлено равномерное движение на заданном участке. Таким образом обеспечивается экономический эффект.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Летательный аппарат, состоящий из корпуса и жестко связанных с ним реактивных двигателей, блока управления для подачи топлива и осуществления его воспламенения и истечения, отличающийся тем, что вводятся: блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел и блок симметричных изогнутых выхлопных труб, при этом каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания, где каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, входящей в состав блока симметричных изогнутых выхлопных труб и имеющей оконечность, выходящую за пределы камеры сгорания вышеупомянутого блока симметричных конусообразных камер сгорания, гидравлические входы которого связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления.


Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2521145

patent-2521145.pdf
Патентный поиск по классам МПК-8:

Класс B64G1/40 размещение и модификация двигательных систем

Патенты РФ в классе B64G1/40:
система хранения криогенной жидкости для космического аппарата -  патент 2529084 (27.09.2014)
бортовая электролизная установка космического аппарата -  патент 2525350 (10.08.2014)
бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов -  патент 2522763 (20.07.2014)
ионная двигательная установка космических аппаратов -  патент 2518467 (10.06.2014)
связка из двух пар баков и летательная пусковая установка, снабженная такой связкой -  патент 2509039 (10.03.2014)
способ ударного воздействия на опасные космические объекты и устройство для его осуществления -  патент 2504503 (20.01.2014)
блок тяги жидкостного ракетного двигателя -  патент 2502645 (27.12.2013)
двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации -  патент 2497730 (10.11.2013)
покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя реактивного двигателя для космических и летательных аппаратов десятого поколения, подводных лодок и морских торпед -  патент 2495790 (20.10.2013)
летательный аппарат -  патент 2494020 (27.09.2013)

Класс B64G1/26 с использованием реактивной силы

Патенты РФ в классе B64G1/26:
средство для перемещения в космическом пространстве -  патент 2520856 (27.06.2014)
способ управления выведением космического аппарата на орбиту искусственного спутника планеты -  патент 2520629 (27.06.2014)
способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации -  патент 2518918 (10.06.2014)
способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета -  патент 2495800 (20.10.2013)
способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом -  патент 2490181 (20.08.2013)
способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации -  патент 2482034 (20.05.2013)
способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью -  патент 2481251 (10.05.2013)
способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата -  патент 2478064 (27.03.2013)
способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения -  патент 2475429 (20.02.2013)
способ управления угловым движением ракеты космического назначения -  патент 2475428 (20.02.2013)


Наверх