Управление положением летательных аппаратов в воздухе, управление высотой и направлением полета с использованием реактивной силы: .создаваемой реактивными двигателями – B64C 15/02

Изобретение относится к машиностроению. Роторное ступенчатое устройство состоит из корпуса с вращающимися в нем роторными элементами. Роторно-шаровые элементы образуют автономные роторные ступени. Роторные ступени с учетом их взаимодействия облегчают запуск устройства и увеличивают максимальное число оборотов вала. Роторное ступенчатое устройство можно использовать не только в качестве двигателя с высоким количеством оборотов, но и в качестве летательных и подводных аппаратов, без изменения основных конструктивных элементов устройства, при уменьшении металлоемкости изделия. Во внешнем корпусе и во внутренних элементах роторных ступеней можно размещать различные грузы, ГСМ, людей, а также использовать их в качестве ресиверов для отработавших газов. Изменением диаметра шаров и количества параллельных камер, с помощью конфигурации оболочки внешнего корпуса создаются ступени с параметрами, необходимыми для получения внешних форм устройства с улучшенными аэродинамическими характеристиками. Роторное ступенчатое устройство по второму варианту содержит рабочие камеры и камеры выхода отработавших газов, сообщающиеся между собой каналами и известными устройствами. Отработавшие газы через сопла обеспечивают реактивное движение устройства и изменяют его направление в пространстве. На валу роторного ступенчатого устройства можно монтировать вертолетные винты. Внутри внешнего корпуса можно размещать реактивные двигатели. Изобретение направлено также на повышение надежности устройства. 2 н. и 4 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель, включающий компрессор, камеру сгорания, турбину, регулируемый сопловой аппарат, включающий сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота и реактивное сопло. Газотурбинный двигатель установлен вдоль вертикальной оси корпуса. Камера сгорания выполнена многосекционной с топливными системами, включающими регуляторы расхода топлива для каждой секции. Приводом оборудована каждая сопловая лопатка. Число сопловых лопаток равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла установлен двигатель аварийной посадки. Изобретение направлено на улучшение маневренности летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Варианты аэролета характеризуются как содержащие силовую установку, фюзеляж и фрагменты крыла. Комплект фрагментов крыла содержит несущие и управляющие поверхности и средства установки на фюзеляже. Фрагмент крыла содержит силовой набор из лонжерона, стрингера и нервюр. Фюзеляж содержит силовой каркас из шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и обшивки. Шпангоуты и лонжероны выполнены с отверстиями для крепления фрагментов крыла. Реверсивное устройство двигателя содержит шарнирно установленные в корпусе створки, закрывающие окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток. Воздухозаборник аэролета с реактивным двигателем, интегрированным в хвостовую часть фюзеляжа, имеет вход каждого воздушного канала к двигателю с одной парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов переменной глубины. Варианты системы управления содержат ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющей кнопки выпуска-уборки шасси, и кнопку электропривода переключения нижнего комплекта фрагментов. Способы создания подъемной силы, полета, управления в полете, взлета, посадки и работы реверса тяги характеризуются использованием воздушных и газовых потоков. Группа изобретений направлена на упрощение инфраструктуры обеспечения полетов и уменьшение объема техобслуживания. 24 н. и 23 з.п. ф-лы, 30 ил.

Изобретение относится к области авиации. Маневренный самолет содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения. Каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом. Газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления. Изобретение направлено на решение задачи снижения веса и увеличения дальности полета при сохранении маневренности. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для защиты реактивных авиационных двигателей, находящихся в работе, от попадания внутрь них птиц во время движения самолета. Защищенный реактивный двигатель содержит две части с общим корпусом (22), одной из которых является двигатель, состоящий из вентилятора (1), компрессора низкого давления (2), компрессора высокого давления (3), камеры сгорания (4), турбины высокого давления (5), турбины низкого давления (6), сопла (7), вала компрессора и турбины высокого давления (8), вала компрессора и турбины низкого давления (9). Для предотвращения попадания в двигатель птицы защищенный реактивный двигатель снабжен второй частью - четырехступенчатой электрической ловушкой, расположенной перед двигателем и состоящей из трубчатых электродов с отводами (10-13), расположенных друг за другом по оси вращения компрессора и диэлектрических изоляторов (14-21), крепящих электроды к корпусу, причем между корпусом (22) и электродами (10-13) создается электрическая разность потенциалов напряжением 100000 В. Достигается предотвращение выхода из строя реактивного двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет с изменяемым направлением вектора тяги содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа. Сопло снабжено основанием, двумя створками, каждая из которых выполнена с направляющими лопатками, которые установлены с возможностью изменения направления потока газа из реактивного сопла, приводом вращения основания относительно реактивного сопла и рычажно-ползунным механизмом поворота створок относительно основания. Изобретение направлено на повышение маневренности. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиации. Система антиштопорного управления самолетом включает блок определения текущих углов атаки самолета, блок задания критических углов атаки самолета, блок сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, а также средства формирования управляющего воздействия. Система снабжена укрепленными на фюзеляже самолета импульсными реактивными двигателями. Средства включают блок определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь сигнала включения импульсных реактивных двигателей и исполнительные механизмы импульсных реактивных двигателей. Способ управления самолетом характеризуется использованием системы антиштопорного управления. Изобретения направлены на повышение безопасности пилотирования самолета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к конструкции несущего блока летательного аппарата. Несущий блок летательного аппарата (1-й вариант) включает реактивный или гибридный реактивно-ракетный двигатель, снабженный щелевым соплом, крыло, расположенное за щелевым соплом в зоне действия газового потока, обтекающего панели крыла, и навешенное на гондолу двигателя посредством горизонтальных шарниров с возможностью менять угол атаки крыла относительно направления газового потока, для создания управляемой подъемной силы несущего блока. Несущий блок летательного аппарата (2-й вариант) включает гибридный двигатель и крыло, причем двигатель снабжен четырьмя противоположно направленными щелевыми соплами и установлен внутри разрезанного на четыре сегмента кольцевого крыла, с возможностью менять угол атаки сегментов относительно направления газового потока для создания подъемной силы, перемещающей аппарат исключительно в вертикальном направлении. Несущий блок снабжен двумя системами питания, обеспечивающими работу двигателя на керосине и кислороде, а также на ракетном топливе с окислителем для полета в безвоздушном пространстве. Достигается создание дополнительной подъемной силы летательного аппарата, находящегося в условиях разреженной атмосферы или в безвоздушном пространстве. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к летательным аппаратам, транспортируемым другими летательными аппаратами. Ракета содержит первую ступень, имеющую первое средство создания тяги и устройство управления первым средством при движении по траектории, вторую ступень, имеющую средство создания тяги, средство крепления первой ступени к самолету, предназначенное для отделения ракеты от самолета в полете, и космический аппарат. Средство создания тяги первой ступени выполнено с возможностью управления вектором тяги с ограничением по величине скоростного напора. Средство создания тяги второй ступени выполнено с возможностью терминального управления величиной импульса тяги, позволяющей получить минимальное отклонение от заданной траектории в момент выключения двигателя. Средство создания тяги первой ступени выполнено в виде ракетного двигателя твердого топлива, имеющего сопло и привод отклонения сопла для управления вектором тяги. Самолет предназначен для запуска по траектории ракеты с космическим аппаратом в полете. Авиационно-космический комплекс предназначен для запуска по траектории полезной нагрузки и содержит ракету, самолет и средство крепления первой ступени ракеты к самолету, предназначенное для отделения ракеты от самолета в полете. Способ запуска по траектории космического аппарата включает выведение ракеты с космическим аппаратом посредством самолета в восходящий узел траектории ракеты; отделение ракеты от самолета, движение ракеты по траектории при управлении вектором тяги. Технический результат - уменьшение неблагоприятных последствий от потерь, связанных с аэродинамическим сопротивлением, потерями энергии из-за действия гравитационных сил. 4 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.