самолет комбинированной схемы с газотурбоионным двигателем

Формула изобретения

Самолет комбинированной схемы с газотурбоионным двигателем, содержащий фюзеляж с пилотским и пассажирским отделениями, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, силовую установку, соединенную с воздушным винтом, посадочное шасси, механизмы управления, отличающийся тем, что фюзеляж имеет верхнюю и нижнюю гладкие плоские площадки, параллельные друг другу, одинаковые по площади, на верхней из которых установлены вертикальные ребра, образующие горизонтальные волновые каналы, причем над верхней частью фюзеляжа на некотором расстоянии от него установлено крыло, выполненное в форме пластины, заостренной спереди и сзади, на верхней поверхности которой установлены ребра, образующие волновые горизонтальные каналы, кроме того, силовая установка выполнена в форме газотурбоионного двигателя, содержащего несколько газовых турбин, изолированных друг от друга и установленных на общем валу, один конец которого через центробежную муфту связан с пусковым электродвигателем, а другой конец соединен с ведущим валом понижающего редуктора, причем входной и выходной каналы каждой из газовых турбин соединены между собой трубопроводом, имеющим снаружи охладитель и штуцер с запорным краном, внутри которого установлены ионизатор газа, ускоряющая система и нейтрализатор, а внутренние полости газовых турбин и трубопроводов заполнены водородом под давлением, который является рабочим телом, кроме того, ядерные высоковольтные батареи, одинаковые по конструкции, объединены в несколько групп, каждая из которых представляет собой корпус, внутри которого размещен эмиттер, содержащий соли радиоактивного металла, причем корпус и эмиттер изолированы друг от друга вакуумом или диэлектриком, а сами батареи через коммутирующее устройство подключены к ионизаторам газа, ускоряющим системам и нейтрализаторам газовых турбин.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации и может найти применение в качестве летательного аппарата тяжелее воздуха.

Известен самолет РА-12 "Супер Крузер", моноплан высокопланной схемы, содержащий фюзеляж с пилотским и пассажирским отделениями, крыло с закрылками и элеронами, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, силовую установку, соединенную с воздушным винтом, посадочное шасси с задним опорным колесом, механизмы управления. Размах крыла 10,8 м, площадь крыла 16,6 м², взлетная масса 794 кг, мощность двигателя 78,6-84,5 кВт, максимальная скорость 185 км/час /П. Бауэрс, Летательные аппараты нетрадиционных схем, пер. с англ., М., Мир, 1991, с.174, рис.8.15/.

Недостатками известного самолета РА-12 "Супер Крузер" являются: небольшая дальность полета, большой расход топлива, малая грузоподъемность, загрязнение окружающей среды выхлопными газами.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета. Известен также пассажирский самолет Як-18Т, моноплан низкопланной схемы, содержащий фюзеляж с пилотским и пассажирским отделениями, два полукрыла, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, силовою установку, соединенную с воздушным винтом, посадочное шасси с передним опорным колесом, механизмы управления. Взлетная масса 1620 кг, размах крыльев 11,16 м, длина 8,35 м, мощность двигателя 265 кВт, дальность полета 600 км, крейсерская скорость 250 км/час, экипаж 1 чел., число пассажиров 3 чел. /Авиация, энциклопедия, гл. ред. Г. П. Свищев, Большая Российская энциклопедия. Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. И.Е.Жуковского, М., 1994, с.680-682, рис.14/.

Известный самолет Як-18Т как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату принят за прототип.

Недостатки известного самолета Як-18Т, принятого за прототип, те же.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных качеств винтомоторного самолета.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что два полукрыла аэродинамического профиля, двигатель внутреннего сгорания с топливными баками и фюзеляж заменены фюзеляжем в форме несущего корпуса, имеющего верхнюю и нижнюю гладкие плоские площадки, параллельные друг другу и одинаковые по площади, на верхней из которых установлены вертикальные ребра, образующие горизонтальные волновые каналы, крылом, установленным над фюзеляжем на стойках и представляющим собой пластину, заостренную с обеих сторон, имеющую верхнюю и нижнюю гладкие поверхности, на верхней из которых установлены вертикальные ребра, образующие продольные горизонтальные волновые каналы, газотурбоионным двигателем через соединительную муфту связанным с воздушным винтом, представляющим собой несколько газовых турбин, изолированных друг от друга и установленных на общем валу, один конец которого через центробежную муфту связан с пусковым электродвигателем, а другой конец соединен с ведущим валом понижающего редуктора, причем входной и выходной каналы каждой из газовых турбин соединены между собой трубопроводом, имеющим снаружи охладитель и штуцер с запорным краном, внутри которого установлены ионизатор газа, ускоряющая система и нейтрализатор, кроме того, внутренние полости газовых турбин и трубопроводов заполнены водородом под давлением, который является рабочим телом, ядерными высоковольтными батареями, каждая из которых представляет собой корпус, внутри которого установлен эмиттер, содержащий соли радиоактивного элемента, кроме того, корпус и эмиттер изолированы друг от друга вакуумом или диэлектриком, причем выводы вышеупомянутых батарей через коммутирующее устройство подключены к ионизаторам газа, ускоряющим системам и нейтрализаторам газовых турбин.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета комбинированной схемы с газотурбоионным двигателем, на фигуре 2 - вид на самолет спереди, на фигуре 3 - вид на самолет сверху, на фигуре 4 - общий вид пластинчатого крыла, на фигуре 5 - вид сверху на пластинчатое крыло, на фигуре 6 - вид снизу на пластинчатое крыло, на фигуре 7 - вид сверху на фюзеляж самолета при снятом крыле, на фигуре 8 - вид снизу на фюзеляж самолета, на фигуре 9 -схема образования волновых продольных каналов на пластинчатом крыле и фюзеляже самолета, на фигуре 10 - схема создания подъемной силы на пластинчатом крыле, на фигуре 11 - блок-схема силовой установки самолета, на фигуре 12 - общий вид газотурбоионного двигателя, на фигуре 13 - вид слева на газотурбоионный двигатель, на фигуре 14 - вид справа на газотурбоионный двигатель, на фигуре 15 - вид сбоку на газотурбоионный двигатель с частичным разрезом, на фигуре 16 - схема газотурбоионного двигателя, на фигуре 17 - электрическая схема газотурбоионного двигателя, на фигуре 18 - схема понижающего редуктора газотурбоионного двигателя, на фигуре 19 - устройство центробежной муфты газстурбоионного двигателя, на фигуре 20 - устройство ядерной высоковольтной батареи.

Самолет комбинированной схемы с газотурбоионным двигателем содержит фюзеляж, представляющий собой несущий корпус 1 с пилотским и пассажирским отделениями, в задней части которого установлены вертикальный стабилизатор 2 с рулем направления 3, горизонтальные стабилизаторы 4, 5 с рулями высоты 6, 7 и элеронами 8, 9. Руль направления и рули высоты посредством тросовой проводки (на чертежах не показано) соединены со штурвалом управления самолетом. Фюзеляж имеет верхнюю 10 и нижнюю 11 плоские гладкие площадки, параллельные друг другу. На верхней площадке установлены продольные ребра 12, образующие продольные горизонтальные волновые каналы 13. Ширина каждого канала равна радиусу окружности, образующей кривизну волны. Неполные волновые каналы по краям фюзеляжа заполнены фигурными профилями 14. В верхней части фюзеляжа на стойках 15 закреплено пластинчатое крыло 16, имеющее верхнюю и нижнюю гладкие поверхности. На верхней поверхности установлены ребра 17, образующие продольные горизонтальные волновые каналы 18. Ширина каждого волнового канала равна радиусу окружности, образующей кривизну волны. Неполные волновые каналы по краям пластинчатого крыла, заостренного опереди и сзади, заполнены фигурными профилями 19. На фигуре 9 расстояния, проходимые воздушными потоками по нижней и верхней поверхностям части пластинчатого крыла, обозначены точками 20, 21. В передней части фюзеляжа выполнен полукруглый отсек 22 для размещения переднего колеса 23 и установлен газотурбоионный двигатель 24, который посредством соединительной муфты 25 соединен с воздушным винтом изменяемого шага 26. Газотурбоионный двигатель электрически соединен с аккумулятором 27 и через коммутирующее устройство 28 с высоковольтным источником тока 29. В задней нижней части самолета размещены основные колеса 30. Газотурбоионный двигатель содержит корпуса 31, 32, 33, закрытые крышками 34, 35, 36, соединенные болтами между собой, внутри которых установлены газовые турбины 37, 38, 39, закрепленные на общем валу 40. К крайним корпусам прикреплены корпус 41 центробежной муфты, связанной с пусковым электродвигателем 42, подключенным к аккумулятору, и корпус 43 понижающего редуктора. Центробежная муфта содержит ведущий вал 44, соединенный с валом пускового электродвигателя, на котором закреплена вилка 45, на концах которой с возможностью продольного перемещения установлены грузики 46, 47 с колодками 48, 49. На общем валу установлен диск 50 с фрикционной накладкой. Понижающий редуктор содержит ведущую шестерню 51, входящую в зацепление с ведомой шестерней 52 привода генератора электрического тока 53, установленного на корпусе понижающего редуктора, и ведущую шестерню 54, также закрепленную на общем валу и входящую в зацепление с большой шестерней 55 каретки, закрепленной на водиле 56, установленном на валу 57 газотурбоионного двигателя. Малая шестерня 58 каретки входит в зацепление с неподвижной шестерней 59, закрепленной на корпусе понижающего редуктора. Впускной и выпускной каналы каждой из газовых турбин соединены между собой трубопроводами 60, 61, 62, снаружи которых установлены охладители 63, 64, 65 и штуцера с запорными кранами 66. Внутри каждого из трубопроводов размещены ионизатор газа, ускоряющая система и нейтрализатор. Ионизатор газа содержит цилиндр 67, внутрь которого вставлен источник электронов 68 в форме круглого стержня, соединенного с ускоряющей сеткой 69, подключенных к высоковольтному источнику тока. Там же установлены замедляющая сетка 70 и нейтрализатор 71 в форме сетки. Внутренние поверхности трубопроводов и лопасти газовых турбин, входящих в эти трубопроводы, покрыты изоляционным материалом. Снаружи на ионизаторе газа установлен соленоид 72. Все соленоиды соединены последовательно и подключены к источнику тока. Внутренние полости трубопроводов и газовых турбин заполнены водородом под давлением, который является рабочим телом газотурбоионного двигателя. Высоковольтный источник тока представляет собой три группы ядерных (изотопных) высоковольтных батарей, соединенных в группах последовательно, а между группами параллельно. Первая группа ядерных высоковольтных батарей 73-77. Вторая группа ядерных высоковольтных батарей 78-82. Третья группе ядерных высоковольтных батарей 83-87. Все ядерные высоковольтные батареи одинаковы по конструкции и каждая из них содержит корпус 88, внутрь которого вставлен эмиттер 89, являющийся носителем - или - радиоактивного изотопа, заряжается отрицательно или положительно по отношению к корпусу. Корпус и эмиттер изолированы друг от друга вакуумом или диэлектриком 90. Необходимая величина напряжения ядерной высоковольтной батареи обеспечивается процентным содержанием радиоизотопа в эмиттере и может находится в пределах 25-150 мкКюри. Ядерные батареи безопасны, имеют небольшие размеры и срок службы порядка 15-25 лет. /О ядерных источниках тока см. В. Фильштих, Топливные элементы, пер. с нем., изд. Мир, М., 1968, с. 339, рис. 72 и С. И.Венецкий, 0 редких и рассеянных. Рассказы о металлах, М., Металлургия, 1980, с.29-30/. Коммутирующее устройство представляет собой три группы включателей: первая группа 91, 92, 93, 94, 95, вторая группа 96, 97, 98, 99, 100, третья группа 101, 102, 103, 104, 105. Каждая группа включателей имеет общий привод.

Работа самолета комбинированной схемы с газотурбоионным двигателем.

После проверки работы систем самолета производится запуск газотурбоионного двигателя 24. Для этого необходимо отключить соединительную муфту 25 и подключить пусковой электродвигатель 42 к аккумулятору 27. Вал пускового электродвигателя станет вращаться и вращать вилку 45 с грузиками 46, 47 центробежной муфты. Под действием центробежной силы грузики станут удаляться от центра вращения, перемещаясь вперед и сжимая пружину. Колодки 48, 49 прижмутся к диску 50 и начнут его вращать, а вместе с ним и общий вал 40. Газовые турбины 37-39 придут во вращение и, как только они наберут необходимую скорость посредством включателей 91-95, необходимо подключить первую группу ядерных высоковольтных батарей 73-77 к соленоидам, ионизаторам газа, ускоряющим системам и нейтрализаторам. Водород поступает в ионизаторы газа, где происходит его объемная ударная ионизация. Заряженные положительно цилиндры 67 ионизируют атомы водорода, а круглые стержни 68 являются источниками электронов, которые, двигаясь в сторону цилиндров 67, ионизируют встречающиеся на их пути атомы водорода. /0 ионизации см. В.А.Батушев, Электронные приборы, изд. 2, М., Высшая школа, 1980, с.298-299/. При пропускании тока через соленоиды 72 происходит перемешивание водорода и его более полная ионизация. Под действием электростатического поля ионы водорода выбрасываются из ионизаторов газа через ускоряющие сетки 69 и двигаются в направлении нейтрализаторов 71. Ионы водорода встречают на своем пути лопасти газовых турбин 37-39, ударяют в них, передавая им часть своей энергии и заставляя их вращаться, после чего они двигаются в сторону замедляющих сеток 70, где происходит их торможение. Достигнув нейтрализаторов 71, ионы водорода приобретают недостающие электроны и превращаются в нейтральные атомы. Далее водород движется через охладители 63-65, где отдает им тепло, полученное при ионизации, а затем возвращается в ионизаторы газа и все повторяется сначала. Как только газовые турбины 37-39 наберут достаточную скорость вращения, пусковой электродвигатель 42 отключается. Грузики 46, 47 под действием пружины отодвигаются влево и колодки 48, 49 отходят от диска 50, отсоединял пусковой электродвигатель от общего вала 40, вращение которого теперь уже поддерживается за счет газовых турбин, взаимодействующих с ионизирующими массами водорода, движущимися под действием электростатических сил. Скорость движения ионов водорода зависит от напряженности электрического поля ускоряющих систем. Следовательно, изменение частоты вращения газовых турбин может осуществляться путем изменения напряжения, подаваемого на ионизаторы газа, ускоряющие системы и нейтрализаторы. Предлагаемый газотурбоионный двигатель является трехскоростным. Перевод газотурбоионного двигателя на вторую ступень частоты вращения осуществляется подключением второй группы ядерных высоковольтных батарей 78-82 посредством включателей 96-100 коммутирующего устройства 28 параллельно ядерным высоковольтным батареям первой группы. Для перевода газотурбоионного двигателя на третью ступень частоты вращения необходимо к уже подключенным ядерным высоковольтным батареям первой и второй групп подключить посредством включателей 101-105 ядерные высоковольтные батареи 83-87 третьей группы. Для уменьшения частоты вращения вала 57 газотурбоионного двигателя необходимо отключить в обратном порядке те или иные группы ядерных высоковольтных батарей, причем скорость движения ионов водорода может доходить до нескольких километров в секунду. Таким образом, ионизаторы газа, ускоряющие системы и нейтрализаторы будут выполнять роль насосов, заставляющих рабочее тело перемещаться по трубопроводам 60-62 и приводить в движение газовые турбины 37-39. Аналогичное действие по перемещению водорода происходит в ионном ракетном двигателе (см. Машиностроение, Терминологический словарь под общей ред. М.К.Ускова, Э.Ф.Богданова, М., Машиностроение, 1995, с.151, рис. 13 И, б) и с.179, рис.12 К). Вращающий момент от газовых турбин 37-39 через общий вал 40 передается на шестерню 54 понижающего редуктора, которая приводит в движение большую шестерню 55 подвижной каретки, а малая шестерня 58 этой же каретки обкатывается по зубьям неподвижной шестерни 59, увлекая за собой водило 56 и вращая вал 57 газотурбоионного двигателя с меньшей скоростью, подводя к нему более высокую мощность. В процессе работы газотурбоионного двигателя возможна утечка водорода через неплотности, что может привести к уменьшению мощности. Восполнение потерь рабочего тела осуществляется из баллона сжатого водорода (не показанного на чертежах) через штуцеры путем открытия запорных кранов 66. Как только газотурбоионный двигатель стал устойчиво работать, включается соединительная муфта 25, воздушный винт 26 начинает создавать тягу и самолет начинает разбег, при этом частота вращения вала 57 увеличивается, как было описано выше. Как только подъемная сила несущего корпуса 1 и пластинчатого крыла 16 станет достаточной, рули высоты 6, 7 отклоняются вверх и самолет отрывается от взлетной полосы. Принцип создания подъемной силы на пластинчатом крыле следующий. При обтекании воздушным потоком U пластинчатого крыла 16, последний делится на две части (фиг.10): одна часть воздушного потока обтекает верхнюю поверхность, а другая часть воздушного потопа обтекает нижнюю поверхность. При этом часть воздушного потока, движущаяся по нижней поверхности, движется кратчайшим путем по прямой (прямая, соединяющая точки 20 и 21 на фигуре 9). В то же время другая часть воздушного потока, обтекающая верхнюю поверхность, будет двигаться по наибольшему пути между ребрами 17 внутри волновых каналов 18 (волнистая линия, соединяющая точки 20 и 21 на фигуре 9). Если замерить путь, проходимый воздушным потоком по верхней поверхности, то он окажется между точками 20 и 21 на 13,8% больше, а если взять по всей длине крыла, то он может быть на 70-80% больше. Следовательно, во сколько раз путь, проходимый воздушным потоком по верхней поверхности пластинчатого крыла 16, больше пути, проходимого воздушным потоком по нижней поверхности, во столько раз скорость движения воздушного потока по верхней поверхности больше скорости движения воздушного потока по нижней поверхности. Если бы скорости движения обоих воздушных потоков были одинаковы, то воздушный поток, обтекающий верхнюю поверхность, приходил к концу пластинчатого крыла много позднее и в задней верхней части крыла создавался вакуум, что невозможно. Значит обе части воздушного потока U встречаются за пластинчатым крылом одновременно. Отсюда давление окружающего воздуха Рв на верхнюю поверхность пластинчатого крыла меньше, а давление окружающего воздуха Рн на нижнюю поверхность больше. Разность этих давлений и будет подъемной силой Р_у пластинчатого крыла, вектор которой направлен вертикально вверх, а угол атаки крыла при этом равен 0^o. Одновременно с этим воздушный поток обтекает и фюзеляж самолета и аналогично с пластинчатым крылом 16 скорость движения воздушного потока по верхней поверхности 10 фюзеляжа больше, чем скорость движения воздушного потока по нижней поверхности 11. Следовательно, давление окружающего воздуха на верхнюю часть фюзеляжа будет меньше, а на нижнюю часть больше. Разность сил, действующих на фюзеляж, и будет подъемной силой фюзеляжа, вектор которой будет направлен вертикально вверх. Таким образом, и корпус 1, и пластинчатое крыло 16 будут создавать подъемную силу, которая уравновесит вес самолета, оторвет его от взлетной полосы и будет удерживать в полете. Во время полета повороты самолета вокруг продольной оси (крен вправо и влево) будет осуществляться путем отклонения элеронов 8, 9 одновременно в противоположные стороны. В остальном управление самолетом ничем не отличается от обычного. По прибытии к месту назначения производится снижение и посадка. После подруливания на стоянку производится остановка газотурбоионного двигателя. Для этого достаточно отключить ионизаторы газа, ускоряющие системы, нейтрализаторы и соленоиды от высоковольтного источника тока 29. Движение водорода в трубопроводах 60-62 прекратится и газовые турбины 37-39 остановятся. В процессе полета питание электроприборов осуществляется от генератора электрического тока 53, который приводится в движение через ведомую шестерню 52 от ведущей шестерни 51, установленной на общем валу 40. Самолет может быть использован в местах, куда затруднена доставка топлива.

Положительный эффект: не требует органического топлива, более высокая пожаробезопасность, более высокая грузоподъемность, не имеет ограничений по дальности полета.