летательный аппарат

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий корпус круглой формы с плоской нижней поверхностью, кабину управления, крыло, воздухозаборные каналы, нагнетатель, силовую установку и с горизонтальными осями шарнирно-подвижные заслонки, отличающийся тем, что он снабжен полой вертикальной рамой, посредством которой ограничена центральная кольцевая полость корпуса, газотурбинным двигателем с трехступенчатым компрессором, который установлен на вертикальной оси кольцевого проема рамы, верхнюю часть которой занимает кабина управления с наружной поверхностью яйцевидной формы, крыло имеет форму чечевицы и состыковано с вертикальной рамой, по наружной поверхности равномерно вокруг нее в теле указанного крыла выполнены воздухозаборные каналы, которые соединены с зоной установки компрессора газотурбинного двигателя.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что газотурбинный двигатель привода компрессора имеет корпус, осевой компрессор и турбину, размещенные на общем валу.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что компрессор газотурбинного двигателя имеет лопасти, которые выполнены трехступенчатыми.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к летательным аппаратам.

Известен "Комбинированный летательный аппарат" (Авторское свидетельство N 216176 кл F 04 D 29/38, 1971 г) с устройством уменьшения фронтального давления, а следовательно, и улучшенными летными характеристиками в горизонтальном полете. Аппарат отличается большой сложностью.

Известен летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой (Франция, заявка N 2303709, B 64 C 29/00, 08.10.76 г.). Летательный аппарат относится к винтокрылым. Наличие несущего винта делает его менее эффективным.

Цель изобретения - упрощение конструкции и обслуживания, увеличение планирующей способности и маневренности, уменьшение лобового сопротивления в горизонтальном полете, использование повышенных напорных характеристик компрессора и повышенного моторесурса двигателя.

Задача решена следующим образом. Летательный аппарат, имеющий корпус круглой формы с плоской нижней поверхностью, кабину управления, крыло, воздухозаборные каналы, нагнетатель, силовую установку и с горизонтальными осями шарнирно-подвижные заслонки, снабжен полой вертикальной рамой, посредством которой ограничена центральная кольцевая полость корпуса, газотурбинным двигателем с трехступенчатым компрессором, который установлен по вертикальной оси кольцевого проема рамы, верхнюю часть которой занимает кабина управления с наружной поверхностью яйцевидной формы, крыло имеет форму чечевицы и состыковано с вертикальной рамой, по наружной поверхности равномерно вокруг нее в теле указанного крыла выполнены воздухозаборные каналы, которые соединены с зоной установки компрессора газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель привода компрессора имеет корпус, осевой компрессор и турбину, размещенные на общем валу.

Компрессор газотурбинного двигателя имеет лопасти, которые выполнены трехступенчатыми.

Летательный аппарат поясняется чертежами, на которых:

фиг. 1 - общий вид летательного аппарата, продольный разрез;

фиг. 2 - общий вид;

фиг. 3 - шарнирно-подвижные заслонки;

фиг. 4 - газотурбинный двигатель, продольный разрез;

фиг. 5 - вырыв под форсунку и отверстие в корпусе ротора;

фиг. 6 - сечение Б-Б;

фиг. 7 - вид по стрелке C;

фиг. 8 - вид по стрелке D;

фиг. 9 - компрессор в сборе, общий вид, сечение А-А;

фиг. 10 - развертка, трехступенчатые лопасти компрессора в пределах одного сектора.

Летательный аппарат состоит:

фиг. 1 - 3, 1 - полая вертикальная рама, ограничивающая центральную кольцевую полость, 2 - кабина управления, 3 - шарнирно-подвижные заслонки, 4 - место установки газотурбинного двигателя, 5 - летающее крыло, 6 - воздухозаборные каналы.

Газотурбинный двигатель фиг. 4 - 10 состоит из головной части 8, в которой на валу 9 установлен жестко компрессор 10 и хвостовой части корпуса 11, в которой находится рабочий ротор 12, установленный на одном валу 4 с компрессором. 13 - треугольные, с прямым углом, пазы, выполненные на второй ступени 26 рабочего ротора. 25 - первая ступень ротора, 27 - третья ступень ротора, 14 - полости, выполненне в теле ротора, в которых устанавливаются камеры сгорания 15 с форсунками 16, 17 - сквозные отверстия в задней стенки корпуса 11. 18 - отверстия на торцевой разъемной поверхности ротора, соединяющие полости 14 с полостью высокого давления компрессора 19. 20, 21, 22 - ступени лопасти: направляющая компрессионная, сбрасывающая. 23 - щелевые каналы, образуемые сбрасывающими частями лопастей. 24 - воздухозаборная полость.

Ось газотурбинного двигателя устанавливается по вертикальной оси кольцевого проема рамы.

Двигатель работает следующим образом. Сжатый воздух полости высокого давления 19 через отверстия 18 корпуса рабочего ротора поступает в полости 14 и в камеры сгорания 15, где, смешиваясь с топливом, поступающим через форсунки 16, образующаяся горячая смесь поджигается, горящие газы с силой ударяются о перпендикулярную стенку треугольных пазов 13 и по наклонным пазам следующей, третьей ступени рабочего ротора 27 устремляются в атмосферу через отверстия 17. Летательный аппарат получает питание от газотурбинного двигателя.

Привод газотурбинного двигателя вращает осевой компрессор большой мощности. От нагнетаемой им воздушной струи аппарат взлетает. По горизонтали аппарат имеет возможность маневрировать в разных направлениях с помощью управляемых заслонок.

Предлагаемый летательный аппарат позволяет значительно упростить конструкцию аппарата подобного типа, увеличить планирующую способность и маневренность, снизить лобовое сопротивление в горизонтальном полете. Применение в летательном аппарате предлагаемой конструкции трехступенчатого компрессора позволяет повысить напорные характеристики, выполнить компактный и легкий газотурбинный двигатель с высоким моторесурсом, заменить в аппарате несущий винт.

Движение летательного аппарата осуществляется не только от воздушных струй, созданных трехступенчатым компрессором, но и от реактивных струй газотурбинного двигателя.

Источники информации, принятые во внимание:

1. Авторское свидетельство СССР N 216176, F 04 D 29/38, 1971.

2. Франция, заявка, 230709, B 64 C 29/00, 08.10.76.

3. Авторское свидетельство СССР N 953271, F 04 D 19/02, 1982.

4. SU, авторское свидетельство СССР, 1329280, 6 F 04 K 3/00, 1985.

5. SU, описание изобретения к патенту N 1496630, B 64 C 29/00, 1984.