высотный управляемый аэростатический летательный аппарат

Формула изобретения

1. Высотный управляемый аэростатический летательный аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску, отличающийся тем, что он снабжен цилиндрической оболочкой, торцевые кромки которой закреплены по периметру на верхнем и нижнем торах, приспособлением для жесткого скрепления последних друг с другом, вертикальной подвеской нижнего тора к верхнему тору в виде продольно-жестких элементов регулируемой длины и изготовленными из продольно-жестких элементов регулируемой длины сетками, закрепленными верхними и нижними частями соответственно на внутренней поверхности верхней оболочки и лебедках, жестко установленных на силовых элементах гондолы, которая соединена с нижним тором посредством подвески, выполненной из продольно-жестких элементов регулируемой длины, каждый баллон для газа легче воздуха размещен в указанных сетках из продольно-жестких элементов регулируемой длины, нижняя оболочка закреплена на гондоле по контуру грузового отсека, а верхний и нижний торы имеют эксцентриситет, равный 0,01 - 0,05.

2. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что верхний и нижний торы выполнены из жестко соединенных друг с другом секций.

3. Аппарат по пп. 1 - 3, отличающийся тем, что каждый тор снабжен скрепленными с ним кольцами жесткости, расположенными по периметру тора.

4. Аппарат по пп.1 - 3, отличающийся тем, что каждый тор выполнен полым и снабжен приспособлением для изменения давления в нем.

5. Аппарат по пп.1 - 4, отличающийся тем, что каждый продольно-жесткий элемент регулируемой длины вертикальной подвески нижнего тора к верхнему тору одним из концов закреплен на лебедке, смонтированной на нижнем торе, а другим концом пропущен через направляющий блок, установленный на верхнем торе, и зафиксирован на нижнем торе.

6. Аппарат по пп. 1 - 5, отличающийся тем, что газонепроницаемая цилиндрическая оболочка выполнена гофрированной с поперечным расположением складок.

7. Аппарат по пп.1 - 6, отличающийся тем, что он снабжен силовой установкой вертикальной тяги.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэростатическим летательным аппаратам с термостатическим балластированием.

Известен из патента СССР N 1838175, кл. B 64 B 1/40, 1993 высотный аэростатический баллон большой грузоподъемности, содержащий две оболочки: внешнюю - заполненную воздухом и внутреннюю - заполненную газом легче воздуха, приспособление для подачи воздуха в объем, ограниченный внешней оболочкой, и выпуска воздуха из указанного объема.

Недостатками аэростатических летательных аппаратов, использующих вышеуказанные аэростатические баллоны, является то, что для создания летательного аппарата достаточно большой грузоподъемности требуется использование нескольких таких баллонов, скрепленных друг с другом. При этом необходимо использование для установки силовых агрегатов, гондолы, узлов управления, шасси и элементов, обеспечивающих коммерческую нагрузку, несущего массивного жесткого элемента, расположенного ниже уровня вышеуказанных аэростатических баллонов.

Наиболее близким техническим решением к предложенному является известный из патента США N 4326681, кл. B 64 B 1/58, 1982 высотный управляемый аэростатический аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах, соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску.

Недостатками этого дирижабля являются: невозможность создания большой аэростатической подъемной силы, необходимой для компенсации массы его коммерческой нагрузки, преимущественно за счет нагретого газа, недостаточно большая высота полета, невозможность управления летательным аппаратом в вертикальном направлении преимущественно за счет изменения массы и температуры находящегося в полости аэростатического корпуса нагретого газа или воздуха, вследствие невозможности компенсации расширения воздуха и газов при увеличении допустимой высоты полета летательного аппарата и улучшения стабилизации последнего на предельной высоте полета.

Указанные цели достигаются за счет того, что высотный управляемый аэростатический аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску, снабжен цилиндрической оболочкой, торцевые кромки которой закреплены по периметру на верхнем и нижнем торах, приспособлением для жесткого скрепления последних друг с другом и вертикальной подвеской нижнего тора к верхнему тору в виде продольно-жестких элементов регулируемой длины, и изготовленными из продольно-жестких элементов регулируемой длины сетками, закрепленными верхними и нижними частями соответственно на внутренней поверхности верхней оболочки и лебедках, жестко установленных на силовых элементах гондолы, которая соединена с нижним тором посредством подвески, выполненной из продольно-жестких элементов регулируемой длины, каждый баллон для газа легче воздуха размещен в указанных сетках из продольно-жестких элементов регулируемой длины, нижняя оболочка закреплена на гондоле по контуру грузового отсека, а верхний и нижний торы имеют эксцентриситет, равный 0,01 - 0,05.

Кроме того, каждый тор выполнен полым и составным из жестко соединенных друг с другом секций и снабжен приспособлением для изменения давления в нем и имеет скрепленные с ним по его периметру кольца жесткости, а каждый продольно-жесткий элемент регулируемой длины вертикальной подвески нижнего тора к верхнему тору закреплен одним из концов на лебедке, смонтированной на нижнем торе, на котором также закреплен другой конец этого же элемента, предварительно пропущенный через направляющий блок, закрепленный на верхнем торе.

Следует отметить также, что газонепроницаемая цилиндрическая оболочка может быть выполнена гофрированной с поперечным расположением складок, а высотный управляемый аэростатический аппарат снабжен силовой установкой вертикальной тяги.

Конструкция предлагаемого высотного управляемого аэростатического аппарата показана на нижеследующих чертежах.

На фиг.1 схематично изображен общий вид высотного управляемого аэростатического аппарата в разрезе при скрепленных торах; на фиг. 2 - разрез кромки аэростатического аппарата при скрепленных торах; на фиг. 3 - разрез кромки корпуса при разведенных торах; на фиг.4 схематично изображен общий вид высотного управляемого аэростатического аппарата в разрезе при разведенных торах; на фиг.5 - горизонтальный разрез корпуса со смещением грузового отсека в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа.

Высотный управляемый аэростатический аппарат состоит из корпуса, содержащего силовые, верхний 1 и нижний 2, торы с эксцентриситетом (отношение диаметра их поперечного сечения к максимальному диаметру), равным 0,01 - 0,05. Верхний 1 и нижний 2 торы выполнены полыми из жестко соединенных друг с другом секций, имеют приспособления для изменения давления в них (на фиг. условно не показано), снабжены расположенными по их периметру и скрепленными с ними кольцами 3 жесткости, и соединенными друг с другом посредством вертикальной подвески, выполненной из продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины. Изменение длины продольно-жестких элементов 4 производится посредством лебедок 5, закрепленных на нижнем 2 торе. Свободные концы продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины пропущены через направляющие блоки 6, установленные на верхнем 1 торе, и закреплены на нижнем 2 торе, которые снабжены приспособлениями 7 для их жесткого скрепления друг с другом.

Грузовой отсек 8 имеет жесткий каркас и газонепроницаемые стенки с теплоизоляцией (на чертежах условно не показаны), размещен в полости 9 корпуса. В грузовом отсеке 8 расположены помещения 10 для сменного экипажа, пассажиров, топлива, вспомогательных механизмов и силовых установок, компрессоров систем распределения нагретого газа, элементов системы управления, ремонтных средств (на фиг. условно не показаны) и сменный спускаемый модуль 11. Грузовой отсек 8 соединен с гондолой 12 управления и маршевой силовой установкой 13, причем как вариант выполнения гондолы 12 управления и маршевой силовой установки 13 может быть использован модифицированный фрагмент серийно производимого самолета. Грузовой отсек 8 посредством подвески из продольно-жестких элементов 14 регулируемой длины закреплен на нижнем 2 торе, при этом продольно-жесткие элементы 14 регулируемой длины одними концами попарно закреплены на нижнем 2 торе, а другими концами на силовых элементах грузового отсека 8, каждый из этих концов в диаметрально противоположной точке относительно парного ему продольно-жесткого элемента 14 регулируемой длины, при этом каждый из этих элементов 14 снабжен приспособлением для регулировки их натяжения (на фиг. условно не показано).

На верхнем 1 и нижнем 2 торах по их периметру закреплены кромками соответственно выпуклые верхняя 15, нижняя 16 и цилиндрическая 17 оболочки. Нижняя 16 оболочка меньшей кромкой закреплена по периметру грузового отсека 8. Цилиндрическая оболочка 17 для удобства складывания при скреплении верхнего 1 и нижнего 2 торов друг с другом выполнена гофрированной с поперечным расположением складок.

Баллоны 18 для газа легче воздуха выполнены коническими или цилиндрическими с конической нижней частью, при этом верхние торцы баллонов 18 выполнены в виде сферических куполов. Баллоны 18 размещены в сетках 19 из продольно-жестких элементов регулируемой длины, например из лент или тросов.

Каждая сетка 19 имеет размер, который обеспечивает объем охватываемого ею баллона 18 соответствующей предельной высоте полета высотного управляемого аэростатического аппарата.

Баллоны 18 закреплены на внутренней поверхности верхней 15 оболочки. Сетки 19 своими нижними частями закреплены в лебедках 20, установленных на силовых элементах грузового отсека 8, а верхними частями на внутренней поверхности верхней 15 оболочки.

Корпус имеет систему подачи нагретого газа и забортного воздуха в его полость 9 (на фиг. условно не показана), преимущественно от маршевой силовой установки 13.

На корпусе установлены аэродинамические средства управления в виде стабилизаторов, являющиеся жестким развитием силовых верхнего 1 и нижнего 2 торов с вертикальными 21 и горизонтальными 22 рулями, расположенными преимущественно в носовой и кормовой частях корпуса, который также имеет активные средства управления в виде носовых поворотных силовых установок 23 и силовых установок 24 вертикальной тяги.

Взлетно-посадочные устройства высотного управляемого аэростатического аппарата выполнены в виде шасси 25, размещенных в пилонах 26, смонтированных на каркасе грузового отсека 8, кроме того, шасси 25 установлены на нижнем 2 торе и сменном спускаемом модуле 11.

Работа высотного управляемого аэростатического аппарата осуществляется следующим образом.

Перед началом работы баллоны 18 для газа легче воздуха заполняются последним, например гелием, в количестве, необходимом для создания аэростатической подъемной силы, уравновешивающей собственный вес высотного управляемого аэростатического аппарата, при этом в наземном положении и при полетах на малых высотах сетки 19 намотаны на лебедки 20, а верхний 1 и нижний 2 торы сведены и скреплены друг с другом. Аэростатическая подъемная сила, необходимая для уравновешивания коммерческого груза и подъема аппарата, создается путем подачи нагретого газа в полость 9. В качестве нагретых газов используют выхлопные газы силовых установок, в частности маршевой силовой установки 13, или забортный воздух, нагретый посредством воздухонагревателей (условно не показанных), использующих тепло выхлопных газов силовых установок или специально для этого предназначенных горелок (условно не показанных).

Управление по высоте полета осуществляется путем подачи в полость 9 корпуса определенного количества нагретого газа, выпуска последнего и/или подачи холодного забортного воздуха - "холодной" продувки, а также путем создания положительной или отрицательной подъемной силы силовыми установками 24 вертикальной тяги и частично носовыми поворотными силовыми установками 23.

Управление по курсу и тонгажу производится посредством вертикальных 21 и горизонтальных 22 рулей и носовой поворотной силовой установки 23.

При скоростях полета до 40 км/час, в частности в режиме "висения", управление летательным аппаратом осуществляется посредством регулирования величины аэростатической подъемной силы за счет изменения количества и температуры нагретого газа в полости 9 корпуса и использования активных средств управления, а на скоростях полета, превышающих 40 км/час, начинают действовать аэродинамические средства управления. С увеличением высоты полета объем газа легче воздуха, находящийся в баллонах 18 для газа легче воздуха, увеличивается, поэтому раскрываются приспособления 7 жесткого скрепления верхнего 1 и нижнего 2 торов. Одновременно с вышесказанным при помощи лебедок 5 увеличивается длина продольно-жестких элементов 4 вертикальной подвески и при помощи лебедок 20 увеличивается длина сеток 19, что обуславливает увеличение объема баллонов 18. По мере необходимости, через систему подачи нагретый газ подается в полость 9 корпуса и одновременно с этим с такой же скоростью увеличивают длины продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески и сеток 19 и объемы баллонов 18 для газа легче воздуха для продолжения полета на выбранной высоте или при наборе высоты полета вплоть до предельной.

Для уменьшения высоты полета снижают количество нагретого газа, подаваемого в полость 9 корпуса, при этом, в случае необходимости, производится "холодная" продувка забортным воздухом, и одновременно посредством лебедок 20 уменьшают длину сеток 19, а лебедками 5 уменьшают длину продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески. При этом, благодаря снижению температуры находящегося в полости 9 нагретого газа и увеличению давления забортного воздуха, уменьшается объем баллонов 18 для газа легче воздуха и их нижние части подтягиваются вверх, а верхний 1 и нижний 2 торы сближаются, обуславливая, тем самым, складывание цилиндрической 17 оболочки. При полном сближении торов производится их жесткое скрепление друг с другом при помощи приспособлений 7. Дальнейшее уменьшение высоты полета производится снижением температуры нагретого газа в полости 9 корпуса путем "холодной" продувки и активных средств управления.

Транспортировка грузов производится следующим образом: высотный управляемый летательный аппарат посредством маршевой силовой установки подводится к месту нахождения грузов, стабилизируется при помощи активных средств управления путем использования силовых установок 24 вертикальной тяги и носовых поворотных установок 23 на безопасной высоте. Опускается сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство (на фиг. условно не показано). Груз загружается на сменный спускаемый модуль 11 или закрепляется на грузозахватном устройстве. Увеличивают аэростатическую подъемную силу подачей в полость 9 корпуса на величину, равную весу груза. Высотный управляемый аэростатический летательный аппарат вновь стабилизируют при помощи активных средств, сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство с грузом подтягивается к корпусу и фиксируется в этом положении, при этом модуль 11 размещается в грузовом отсеке 8, а крупногабаритные и иные грузы, закрепленные на грузозахватном устройстве, фиксируются вне корпуса и увеличивают затем аэростатическую подъемную силу путем подачи нагретого газа в полость 9 на величину, обеспечивающую подъем высотного управляемого аэростатического летательного аппарата на выбранную высоту статического потолка.

Груз транспортируют до места разгрузки или монтажа. При полетах на высотах до 6000 м над уровнем моря высотный управляемый аэростатический летательный аппарат находится в "сомкнутом" состоянии с жестко скрепленными друг с другом верхним 1 и нижним 2 торами, а корпус имеет при этом дискообразную форму. Перемещение высотного управляемого аэростатического летательного аппарата осуществляется за счет тяги, создаваемой маршевой силовой установкой 13. При полетах на высотах свыше 6000 м над уровнем моря верхний 1 и нижний 2 торы разводятся. Одновременно с лебедок 20 разматывают сетки 19 и увеличивается объем баллонов 18 для газа легче воздуха, корпус при этом приобретает цилиндрическую форму. При полетах высотного управляемого летательного аппарата в средних широтах северного полушария на высотах 9 - 14000 м. над уровнем моря высотный управляемый аэростатический летательный аппарат входит в естественные потоки воздуха, движущиеся в восточном направлении, а при полетах в средних широтах северного полушария на высотах 20 - 23000 м над уровнем моря в период с мая по сентябрь последний входит в естественные потоки воздуха, движущиеся в западном направлении, благодаря этому высотный управляемый аэростатический летательный аппарат может перемещаться как с неработающей, так и работающей на малой мощности маршевой силовой установкой 13, включение которой в подобных случаях производится лишь при необходимости коррекции положения высотного управляемого аэростатического летательного аппарата относительно естественных потоков воздуха и при изменениях направления полета, а также при необходимости поддержания выбранной высоты полета.

По достижении места разгрузки или монтажа производится снижение высотного управляемого аэростатического летательного аппарата. При этом уменьшение аэростатической подъемной силы производится путем прекращения подачи нагретого воздуха в полость 9 корпуса и "холодной" продувки указанной полости подачей забортного воздуха. По мере охлаждения газа легче воздуха и повышения давления забортного воздуха с понижением высоты полета уменьшается объем баллонов 18 для газа легче воздуха, сетки 19 наматываются на лебедки 20. Одновременно при помощи лебедок 5 уменьшается длина продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески вплоть до смыкания верхнего 1 и нижнего 2 торов, а затем посредством приспособлений 5 производят жесткое скрепление последних друг с другом.

После достижения высотным управляемым летательным аппаратом места разгрузки стабилизируется его положение посредством активных средств управления. Сменный спускаемый модуль 11 или закрепленный на грузозахватном устройстве груз спускается на место разгрузки или монтажа, а затем осуществляют разгрузку или устанавливают в требуемое положение и одновременно уменьшают аэростатическую подъемную силу, как уже указывалось ранее. После окончания разгрузочных или монтажных операций сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство возвращают в первоначальное положение и фиксируют. В тех случаях, когда сменный спускаемый модуль 11 выполнен в виде переносного объекта различного назначения, он устанавливается в заданном месте и отсоединяется от высотного управляемого аэростатического летательного аппарата.

Предложенная конструкция высотного управляемого аэростатического аппарата позволяет создать универсальную конструкцию последнего с изменяющимися конфигурацией и объемом аэростатического корпуса, способного осуществлять полеты и перевозить коммерческие грузы как в нижних, так и в верхних слоях атмосферы, используя при этом для перемещения в широтных направлениях в средних широтах северного полушария Земли естественные широтные потоки воздуха, что обусловит сокращение расхода топлива и соответственно снизит стоимость перевозок.