Летательные аппараты с вертикальным взлетом или посадкой – B64C 29/00

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). СВВП состоит из фюзеляжа, крыла, стабилизатора, компрессора с воздухозаборником и двигателя. Соосно продольной оси самолета расположен вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора. Ресивер компрессора воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромкок крыла и передней кромки стабилизатора, которые оснащены соплами щелевого типа. Сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде. Дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора. Выходной конец вала компрессора может быть оснащен воздушным винтом. Достигается возможность вертикального взлета и посадки, снижение шума. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции топливных систем беспилотных летательных аппаратов. Система содержит N топливных баков, встроенных в кольцевой обтекатель. Баки расположены по окружности, симметрично относительно вертикальной оси аппарата. Трубопроводы, подающие топливо в двигатель, соединяют топливные баки последовательно друг с другом, при этом каждый последующий присоединенный бак расположен оппозитно или примерно оппозитно, относительно вертикальной оси обтекателя, предыдущему баку. Последний бак подсоединен трубопроводом к двигателю. Достигается упрощение конструкции системы подачи топлива. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки состоит из устройства для движения крыльев, кабины, двигателей, вентилятора. Устройство для движения крыльев состоит из четырех ферм, которые образованы из направляющих для направления движения подшипников труб крыльев, уголков и полосок, крыльев, которые имеют возможность создавать воздушный поток, зубчатых ремней, к которым крепятся крылья, шкивов, двух валов, на которых посажены шкивы, рычагов управления углами атаки крыльев, направляющих подшипников рычагов, приваренных к правой и левой фермам, двух ведомых звездочек и листа ограждения. Угол атаки крыльев не изменяется при их движении на прямолинейных участках вверху и внизу. Крылья имеют возможность изменять угол атаки при движении по полуокружности. Достигается возможность вертикального взлета и посадки, повышается эффективность силовой установки. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки с управлением высотой и направлением полета с помощью реактивной силы содержит корпус, двигатели, сопла, газовод, выполненный с возможностью разделения газового потока из сопла реактивного двигателя перегородкой на два тракта: тракт вертикальной и тракт горизонтальной тяги. Тракт вертикальной тяги содержит сопла, расположенные в нижней части корпуса аппарата справа и слева от продольной оси на всем ее протяжении и служит для создания вертикальной тяги. Тракт горизонтальной тяги содержит сопла, расположенные на концах продольной оси аппарата для горизонтального полета. Аппарат содержит вертикальную заслонку между соплом двигателя и трубопроводом газовой струи для плавного переключения потока газовой струи между трактами, обеспечивающими горизонтальную и вертикальную тягу. Повышается устойчивость летательного аппарата при вертикальном взлете и посадке и на переходных режимах к горизонтальному полету. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус круглой формы или в форме эллипса с выпуклой верхней поверхностью и плоской нижней поверхностью, с выступающей вниз его центральной частью. В центральной части расположены кабина с системой управления и силовой отсек, в котором установлены не менее четырех двигателей, передающих вращение через трансмиссии на шесть винтовентиляторов. Четыре винтовентилятора установлены в вертикальных овальных сквозных отверстиях корпуса, а два винтовентилятора установлены с лобовой и кормовой сторон летательного аппарата. Малые оси симметрии двух отверстий расположены вдоль продольной оси симметрии корпуса, а двух других расположены вдоль поперечной оси симметрии корпуса. Внутри указанных отверстий вдоль их малых осей симметрии установлены поворотные оси из труб. Все воздушные винтовентиляторы способны изменять общий шаг как совместно, так и раздельно. Достигается повышение грузоподъемности летательного аппарата при сохранении высокого уровня безопасности полета. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям индивидуальных летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит раму (3), снизу которой установлены два воздушных винта (5), (7) противоположного вращения на вертикальной оси, использующих общую ось (8) вращения. Воздушные винты (5), (7) приводятся в действие двумя двигателями (9) через общий приводной механизм (10). Двигатели (9) установлены на раме (3) над воздушными винтами (5), (7) и продольно разнесены друг от друга вдоль рамы (3). Рукоятки (21) подвижно установлены на раме (3) между креслом (15) и носовой частью (13). Пользователь аппарата (1), таким образом, сидит в центре, над воздушными винтами (5), (7), его ноги широко расставлены над двигателями (9) и приводным механизмом (10), как на мотоцикле. Каждый воздушный винт оснащен механизмом управления шагом лопастей, при этом лопасти каждого винта управляются отдельно от другого. Вокруг воздушных винтов расположена круговая юбка, содержащая множество вертикально разнесенных колец, соединенных множеством вертикальных стоек. Достигается повышение надежности управления летательным аппаратом. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 28 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, дисковидной компоновки содержит два привода и вентиляторы противоположного вращения, один из которых, центробежный, обеспечивает движение потока из внутреннего пространства дисковидного корпуса, а другой, осевой в кольце, нагнетает поток вдоль наружной поверхности «Коанда». Наружный дисковидный корпус содержит размещенный эквидистантно его внутренней поверхности удобообтекаемый модуль оборудования и целевой нагрузки, состоящий из обшивки двойной кривизны, меридиональных и экваториальных элементов каркаса, с прикрепленными к ним узлами крепления опор шасси, оборудования и целевой нагрузки. Изменение величины подъемной силы и управление аппаратом в пространстве осуществляются отклонениями дополнительного кольцевого крыла, обдуваемого потоком воздуха реактивной струи. Развороты аппарата вокруг вертикальной оси обеспечивают выдвижные из модуля оборудования и целевой нагрузки аэродинамические управляющие поверхности. Достигается повышение КПД аппарата, безопасности, надежности и эффективности управления. 5 ил., 2 фото.

Изобретение относится к устройствам для создания аэродинамической подъемной силы. Аэродинамический движитель содержит корпус в виде цилиндрической камеры с плоской верхней крышкой, под корпусом закреплена нижняя крышка в виде конической поверхности вращения с установленным осевым воздухозаборником. Между корпусом и конической крышкой размещено кольцевое выходное сопло, в которое встроен спрямляющий аппарат. Внутри камеры расположены радиальные профилированные лопатки, которые закреплены на диске, образуя центробежное колесо. Достигается уменьшение габаритов и веса устройства. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус выпуклой формы, выполненный в виде сжатого десятиугольника в плане, силовой элемент, размещенный в центре корпуса, на верхней части которого расположены два вентилятора, интегрированный обтекатель с кольцевыми каналами, элементы управления. Расстояние между осями вращения вентиляторов составляет не менее суммы двух радиусов вращения. Корпус и интегрированный обтекатель беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки могут быть выполнены из вспененной пластмассы, а элементы управления расположены по всей внешней нижней боковой поверхности корпуса. Достигается повышение аэродинамической эффективности, маневренности. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к устройствам для подъема и перемещения в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде характеризуется использованием основного диска с изгибом на краю и последовательно расположенных спиралевидных ребер одной ориентации, расположенных над поверхностью основного диска с возможностью формирования пониженного давления при вращении приводом. В центральной части основного диска выполняют отверстие с изгибом для жесткости и фиксации привода, а над ним располагают дополнительный диск, зафиксированный на вращающей части привода. Для совместного вращения фиксируют последовательно расположенные спиралевидные ребра, в которых выполняют пазы с их нижней части и в них располагают с возможностью ортогонального возвратно поступательного смещения относительно поверхности основного диска одну или несколько последовательно расположенных пластин скольжения по поверхности основного диска по всей длине спиралевидного ребра. Изобретение направлено на повышение подъемной силы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, способным совершать вертикальный взлет и посадку. Летательный аппарат (ЛА) содержит планер, включающий крыло (1), две разнесенные продольные балки (2), горизонтальное оперение (3) и вертикальное оперение (4). Крыло (1) соединено с продольными балками (2), на концах которых расположены силовые установки, включающие двигатели и поворотные воздушные винты (5). Горизонтальное оперение (3) может располагаться как в хвостовой части, так и в носовой части. Полезная нагрузка размещается в съемном контейнере (7), закрепляемом на пилоне (9) под крылом (1). Технический результат заключается в упрощении перевозки негабаритного груза. 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям легких вертолетов. Одноместный вертолет содержит трубчатый каркас, в нижней части которого располагается силовая установка с узлами и механизмами, необходимыми для передачи и распределения крутящего момента через валы на пару соосных воздушных несущих винтов противоположного направления вращения, расположенных в верхней части вертолета. Над винтами располагается кабина пилота, соединенная с каркасом, с органами управления и контроля. Вертикальные габариты вертолета превышают диаметр несущих винтов более чем в полтора раза, а его центр тяжести, смещенный книзу, находится при полной загрузке аппарата не выше трети его вертикального размера. Достигается повышение безопасности пилотирования, улучшение маневренности вертолета. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. В первом варианте летательный аппарат вертикального взлета и посадки имеет дискообразный или тороидальный фюзеляж с двигательным устройством, ось которого совпадает с осью фюзеляжа, расположенным внутри канала, образованного фюзеляжем или выше фюзеляжа. Фюзеляж содержит герметичный тороидальный резервуар, установленный внутри по периферии, заполненный жидкой средой, минимум две пары симметричных тяговых устройств, расположенных равномерно по длины резервуара, выполненных в виде гидроцилиндров или тяговых электромагнитов. Точка приложения тяговой силы двигательного устройства расположена выше центра масс летательного аппарата. Во втором варианте летательный аппарат содержит герметичный резервуар, выполненный в виде кольцевого канала прямоугольного сечения, частично заполненный магнитной жидкостью, по меньшей мере, две пары симметрично расположенных электромагнитов, охватывающих резервуар по боковым стенкам, и две пары постоянных магнитов, установленных симметрично под дном и/или по боковым стенкам резервуара. Достигается упрощение системы управления летательным аппаратом. 2 н.и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами вертикального взлета и посадки. Способ управления летательным аппаратом вертикального взлета и посадки, содержащим дискообразный или тороидальный фюзеляж с несущими винтами, ось вращения которых совпадает с осью фюзеляжа, расположенными внутри канала, образованного фюзеляжем, или выше его, предусматривает установку в фюзеляже по периферии тороидального герметичного резервуара, который заполняют жидкой средой, и средств, обеспечивающих перераспределение жидкой среды в тороидальном герметичном резервуаре. Перераспределяя жидкую среду в тороидальном герметичном резервуаре, обеспечивают изменение и/или фиксацию положения центра масс летательного аппарата относительно оси приложения силы тяги двигателя, при этом точка приложения тяговой силы двигательного устройства расположена выше центра масс летательного аппарата. Движение летательного аппарата в пространстве обеспечивают смещая центр масс летательного аппарата в направлении, совпадающем с необходимым направлением полета, и одновременно увеличивая или уменьшая силу тяги двигателя. Достигается упрощение и повышение надежности системы управления летательным аппаратом вертикального взлета и посадки. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки включает планер в форме несущего профилированного дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга дискообразного центроплана и подъемного вентилятора, вписанного в геометрически среднюю нижнюю часть центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение, воздушные винты. Самолет выполнен на прыжковом шасси. Подъемный вентилятор выполнен двухступенчатым с возможностью обеспечения реверса тяги. Со стороны хвостового полукруга дискообразного центроплана расположен кормовой отсек - мотогондола с горизонтальным оперением, выполненным цельноповоротным, и воздушный винт, выполненный с возможностью работы в режимах толкающего маршевого винта и балансировочного винта. Достигается возможность создания самолета вертикального взлета и посадки, который может быть использован для перевозки пассажиров и грузов на значительные расстояния. 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Транспортное средство содержит корпус, центральный двигатель в виде верхнего и нижнего дисков с лопастями и крутящими приводами соответственно, причем лопасти выполнены профилированными, образуя между лопастями вихревые ячейки, камеру смешения и вихревую камеру. Камера смешения по входу сообщена с помощью трубопровода и насоса с емкостью с жидкостью и с внешней воздушной средой, а выход камеры смешения сообщается с вихревыми ячейками. Вихревая камера образована поверхностями двух усеченных концентричных конусов - внутренней конусной поверхностью центрального двигателя и внешней конусной поверхностью перегородки, расположенной внутри корпуса центрального двигателя. Вихревая камера по входу сообщена с внешней воздушной средой, а по выходу - с щелевым зазором между нижней поверхностью верхнего диска с лопастями и наружной поверхностью корпуса транспортного средства. Транспортное средство снабжено, по крайней мере, двумя управляющими двигателями, расположенными оппозитно симметрично относительно его центральной оси и максимально близко к его миделевому сечению. Позволяет увеличить подъемную силу транспортного средства и снизить энергопотребление. 2 ил.

Изобретение относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» и содержит силовые агрегаты, шасси, кабину, механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов. Три винта расположены в профилированных кольцах. Летательный аппарат выполнен с круглым в плане разрезным крылом, состоящим из основного крыла и предкрылка. Передняя кромка основного крыла имеет форму параболы. На концах основного крыла установлены цельноповоротные элероны, а вдоль всего размаха выполнен профилированный канал. Канал оснащен в нижней части клапаном, связанным с датчиком срыва тока на верхней части крыла. Предкрылок выполнен из четырех цельноповоротных секций. Механизм управления выполнен из элевонов. Элевоны правой и левой плоскостей работают попарно и синхронно. Достигается повышение надежности и безопасности летального аппарата, улучшение поперечной и продольной управляемости и устойчивости, маневренности, рациональное использование полезных объемов для размещения полезной нагрузки внутри крыла и на внешних подвесках. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к движителям летательных аппаратов тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой. Движитель содержит корпус (1), щелевое сопло (4), канал (3), соединяющий выход компрессора и сопло (4), плоскость (5), примыкающую к нижней части щелевого сопла (4), ловушку (6), канал (7), соединяющий ловушку (6) и вход в компрессор. Обеспечивается возможность создания движителя, не имеющего вращающихся частей за пределами корпуса и позволяющего уменьшить энергозатраты для создания подъемной силы. 1 ил.

Летательный аппарат, способный передвигаться по земле и по воздуху, имеет фюзеляж, колеса для передвижения по земле, которые присоединены к нижней части фюзеляжа, крылья для создания подъемной силы, установленные симметрично с двух сторон фюзеляжа, и винты, установленные на крыльях и на фюзеляже с возможностью управления рычагом так, чтобы создавать подъемную силу и тяговую силу для фюзеляжа. Крылья присоединены к фюзеляжу через узлы изменения положения, каждый из которых включает множество камер изменяемого объема и узел изменения объема, выполненный с одной стороны камер изменяемого объема для регулирования степени их расширения так, чтобы каждое из крыльев могло быть сложено. Изобретение направлено на повышение устойчивости полета. 14 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Способ создания подъемной силы заключается в том, что от источника поток газовоздушной смеси подают с заданными параметрами: скоростью, давлением, плотностью и температурой, на носок аэродинамически профилированного кольцевого крыла, при этом носок крыла направляют внутрь кольца, к геометрическому центру. Воздействуя через источник на указанные параметры газовоздушной смеси и/или посредством регулируемого сопла, обеспечивают управление подъемной силой. Устройство для создания подъемной силы состоит из кольцевого крыла, у которого носок направлен внутрь крыла, ВРД, кольцевого канала, кольцевого сопла, центрального тела. Кольцевое крыло, центральное тело и наружный трубчатый кожух соединены между собой радиальными вертикальными стойками. Достигается увеличение подъемной силы с одновременным снижением энергозатрат. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации и предназначено для летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой. Самолет с вертикальным взлетом и посадкой содержит двухконтурные форсированные турбореактивные двигатели, несущие плоскости, фюзеляж, блоки реактивных подъемно-тяговых движителей с форсажными двигателями, насосы для подачи углеводородного топлива и электропроводной жидкости, генераторы электрических импульсов. Каждый двухконтурный форсированный турбореактивный двигатель, размещенный под или над несущей плоскостью, содержит корпус, выполненный с диффузором и реактивным соплом, установленными в нем осевым и центробежным компрессорами, соединенными с цилиндрами, подключенными к камерам сгорания. Цилиндры с размещенными в них пробковыми кранами соединены с патрубками и воздуховодом для подачи сжатого воздуха в приемные камеры блока реактивных подъемно-тяговых движителей. Камеры сгорания двухконтурного форсированного турбореактивного двигателя выполнены с комбинированными форсунками, предназначенными для впрыскивания смеси продуктов термического разложения углеводородного топлива и продуктов электротермического разложения электропроводной жидкости. Расширяющиеся сопла соединены с цилиндрами, подсоединенными к направляющему аппарату газовой турбины. Турбина имеет бандаж с размещенными на нем лопатками высоконапорного вентилятора. Достигается снижение расхода топлива и повышение экономичности силовой установки. 20 ил.

Изобретение относится к области авиации. Подъемное крыло-движитель выполнено в виде пустотелого корпуса, образованного передней, задней, верхней, нижней и боковыми стенками, который заполнен газом. Передняя и верхняя стенки указанного корпуса выполнены жесткими и жестко соединены между собой, а нижнюю и заднюю стенки образует эластичное полотнище, которое герметично соединено с нижним краем передней и задним краем верхней стенок, а также с боковыми стенками. Между передней и верхней стенками внутри корпуса дополнительно установлен импульсный генератор тепла, содержащий топливоподающую форсунку, которая обеспечивает образование топливовоздушной смеси около внутренней поверхности передней стенки, и систему зажигания этой смеси. На передней стенке выполнено впускное окно, на котором установлен впускной клапан наружного воздуха, а на задней стенке выполнено выпускное окно отработанных газов. Достигается возможность взлета и посадки без разбега и пробега. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к воздушному транспорту с вертикальным взлетом и посадкой. Аппарат содержит корпус в виде летающей тарелки с верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, силовую установку и средства взлета/посадки, энергопитания, коммуникации и управления. Силовая установка выполнена в виде распределенной по аэродинамической поверхности секционированной электродной системы с устройствами автоэмиссии электронов, генерации и ускорения отрицательно заряженных ионов кислорода воздуха, соединенной со средствами энергопитания, состоящими из топливных элементов и панелей солнечных батарей, размещенных в корпусе и на его поверхности. Устройство автоэмиссии электронов и топливные элементы выполнены на основе углеродных нанотрубок. Отношение шага между электродами электродной системы силовой установки к длине свободного пробега частиц окружающего воздуха составляет примерно 50. Изобретение направлено на улучшение массогабаритных характеристик и топливной эффективности летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и используется при поливе во время тушения пожаров, орошения полей, транспортировки грузов. Летательный аппарат содержит расположенные по окружности патрубки с выходными отверстиями для прохода рабочего вещества, регулятор потока рабочего вещества, патрубки с гибкими стенками, комплект устройств, обеспечивающий полет аппарата. К патрубкам с гибкими стенками подсоединено устройство, имеющее возможность подачи газа, плотность которого при нормальных условиях меньше плотности воздуха (гелий). Патрубки с гибкими стенками соединены с пружинящими тягами. В процессе заполнения гелием патрубки с гибкими стенками увеличиваются в объеме, что приводит к появлению направленной вверх увеличивающейся подъемной силы. Патрубки с гибкими стенками, стремясь приобрести конусообразную форму, растягивают пружинящие тяги, образуя свободное пространство между собой, и прижимаются тягами к патрубкам, расположенным по окружности. Достигается повышение безопасности полета и расширение эксплуатационных возможностей летательного аппарата. 11 ил.

Изобретение относится к технологии формирования подъемной силы. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает расположение двух основных дисков на сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота. Над каждым основным диском располагают спиралевидные последовательности ребер одной ориентации для формирования пониженного давления над их поверхностями посредством вращения дополнительным диском, который располагают над центральной частью основного диска с соответствующим отверстием для привода вращения дополнительного диска со спиралевидными ребрами. С противоположной стороны расположения спиралевидных ребер на поверхности основных дисков фиксируют зубчатую передачу, функционально связанную с редуктором привода, и несколько пар ограничительных роликов, между которыми располагают внутреннее П-образное ребро жесткости с зубчатой поверхностью колеса наземного перемещения, диаметр которого выполняют больше диаметра основного диска. Зубчатую передачу функционально связывают с зубчатой поверхностью П-образного ребра жесткости колеса наземного перемещения для его вращения. Изобретение направлено на минимизацию габаритов и на возможность перемещения по наземной поверхности. 2 з.п. ф-лы, 6 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.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса и содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло. Камера сгорания газотурбинного двигателя выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции. Турбина содержит сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота, причем приводом оборудована каждая сопловая лопатка. После компрессора установлен регулируемый направляющий аппарат, каждая лопатка которого оборудована приводом. Внутри реактивного сопла установлен жидкостной ракетный двигатель. Улучшается управляемость летательным аппаратом. 9 ил.

Изобретение относится к области создания транспортных средств, которые можно применять в качестве летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит дискообразный корпус, электрический источник энергии, электронный блок для управления аппаратом, отсек для полезного груза, приборный отсек, бортовой вычислитель, антенное устройство для телерадиосвязи, резервуар для запаса рабочей жидкости, капиллярные движители. Капилляры выполнены внутри сопел Лаваля. Сопла размещены в основании с капиллярами под днищем корпуса летательного аппарата. Форма днища выполнена по параболе, вогнутостью направленной внутрь аппарата. Сопла для создания силы тяги размещены на нижнем ободе по всему периметру корпуса летательного аппарата. Сопла для создания сил управления совмещены с соплами для создания силы тяги. Капиллярный движитель содержит N сопел Лаваля. На входе каждого сопла размещен проводящий катод с капилляром. В минимальном сечении сопла размещен изолятор. На выходе сопла размещен проводящий анод. Общий катод соединен с отрицательным полюсом источника питания. Анод соединен с положительным полюсом импульсного напряжения. Технический результат заключается в повышении летных характеристик. 2 ил.

Изобретения относятся к многоступенчатой ракете-носителю, к жидкостному ракетному двигателю, турбонасосному агрегату и к блоку сопел крена. Многоступенчатая ракета-носитель содержит центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный модуль второй ступени с боковыми модулями второй ступени. Все модули имеют жидкостный ракетный двигатель и систему перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный. Ракета-носитель содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней. Жидкостный ракетный двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на силовой раме при помощи узла подвески и имеющую головку, цилиндрическую часть с верхним и нижним силовыми кольцами и сопло. Узел подвески смонтирован на силовой раме и содержит подвижную и неподвижную части. Подвижная часть соединена через промежуточную раму с верхним силовым кольцом. Сопла крена установлены на нижнем силовом кольце, установленном в нижней части сопла и соединенном со срезом сопла. К соплам крена через трехходовые краны газа и горючего присоединены соответственно трубопроводы подачи газогенераторного газа, другие концы которых соединены с трубопроводом отбора газа, и трубопроводы горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце ракеты. Турбонасосный агрегат содержит турбину и насосы окислителя, двухступенчатый насос горючего и дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, размещенного в корпусе с подводящим и отводящим каналами. В качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом. Достигается улучшение управляемости ракеты-носителя. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракета для межпланетных полетов содержит центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный модуль второй ступени с боковыми модулями второй ступени. Боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки. Все модули имеют корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, жидкостной ракетный двигатель в каждом ракетном блоке и системы перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный. Ракета содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена. Блоки сопел крена установлены на внешней удаленной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней. Достигается повышение безопасности полета и улучшение управления ракетой. 5 з.п. ф-лы, 14 ил.