гиперзвуковой самолет

Формула изобретения

1. Гиперзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, крылья, топливные баки, маршевые прямоточные двигатели, стартовые ракетные двигатели и трубопроводы подвода компонентов топлива к ним, отличающийся тем, что стартовые ракетные двигатели выполнены работающими на компонентах жидкого топлива: окислителе и горючем, в фюзеляже установлены бак с окислителем и бак с горючим, трубопровод подвода окислителя проходит внутри бака горючего, а бак горючего соединен трубопроводами подвода горючего со всеми стартовыми ракетными двигателями, прямоточные двигатели выполнены в крыльях и соединены топливными трубопроводами с баком горючего.

2. Гиперзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что стартовые ракетные двигатели выполнены с возможностью поворота и фиксации в вертикальной плоскости.

3. Гиперзвуковой самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что маршевые прямоточные двигатели на выходе оборудованы поворотными заслонками для управления по углу тангажа.

4. Гиперзвуковой самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод подвода окислителя теплоизолирован.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2010744. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60°. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса.

Недостаток - относительно низкая скорость полета самолета М=4...6.

Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2130407, содержащий фюзеляж, крылья стартовые и маршевые двигательные установки. Стартовые двигательные установки выполнены в виде газотурбинных двигателей - ГТД, а маршевые двигатели - в виде прямоточных двигателей, конкретно в запатентованной разработке предложено применить пульсирующие детонационные воздушно-реактивные двигатели.

Недостатки этого самолета: относительно низкая скорость полета самолета и длительное время его разгона до гиперзвуковых скоростей из-за низкой тяги ГТД.

Задачи создания гиперзвукового самолета: уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что гиперзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, крылья, топливные баки, маршевые прямоточные двигатели, стартовые ракетные двигатели и трубопроводы подвода компонентов топлива к ним, отличается тем, что стартовые ракетные двигатели выполнены работающими на компонентах жидкого топлива: окислителе и горючем, в фюзеляже установлены бак с окислителем и бак с горючим, трубопровод подвода окислителя проходит внутри бака горючего, а бак горючего соединен трубопроводами подвода горючего со всеми стартовыми ракетными двигателями, прямоточные двигатели выполнены в крыльях и соединены топливными трубопроводами с баком горючего. Стартовые ракетные двигатели выполнены с возможностью поворота и фиксации в вертикальной плоскости.

Маршевые прямоточные двигатели на выходе оборудованы поворотными заслонками для управления по углу тангажа. Трубопровод подвода окислителя теплоизолирован.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, а изобретательский уровень - тем, что новая совокупность существенных признаков позволила получить новый технический эффект, а именно уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации изобретения не требуется создания новых неизвестных из уровня техники деталей и узлов и новых технологий.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...3, где:

на фиг.1 приведена схема гиперзвукового самолета,

на фиг.2 - схема маршевого прямоточного двигателя,

на фиг.3 - схема стартового ракетного двигателя.

Гиперзвуковой самолет (фиг.1) содержит фюзеляж 1, стабилизаторы 2, крылья 3, стартовые ракетные двигатели 4, маршевые прямоточные двигатели 5, установленные в крыльях 3, бак окислителя 6, бак горючего 7. Бак окислителя 6 соединен трубопроводом подвода окислителя 8 со стартовыми ракетными двигателями 4. Бак горючего 7 соединен трубопроводом горючего 9 со стартовыми ракетными двигателями 4 и топливными трубопроводами 10 с маршевыми прямоточными двигателями 5.

Схема маршевого прямоточного двигателя приведена на фиг.2. Маршевые прямоточные двигатели 5 встроены в крылья 3 самолета и содержат воздухозаборник 11 конфузорной формы, критическую часть камеры сгорания 12, расширяющееся сверхзвуковое сопло 13. Внутри маршевых прямоточных двигателей 5 установлен топливный коллектор 14, который топливным трубопроводом 10 соединен с баком горючего 7. На верхней выходной кромке крыльев 3 на шарнире 15 закреплены управляемые створки 16, к которым подсоединены штоки 17 цилиндров управления 18, которые соединены связями 19 с блоком управления 20.

Стартовый ракетный двигатель 4 (фиг.3) содержит камеру сгорания 21 и турбонасосный агрегат 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 крыльчатку насоса окислителя 24, крыльчатку насоса горючего 25, пусковую турбину 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30 с валом ТНА 23, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22. Камера сгорания 21 содержит сопло 33, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 34, внутри которой выполнены наружная плита 35 и внутренняя плита 36 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 34 установлены форсунки окислителя 37 и форсунки горючего 38. Форсунки окислителя 37 сообщают полость «В» внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 38 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 21 установлен коллектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 40, вход которого трубопроводом горючего 41 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 42 через регулятор расхода 43, имеющий привод 44 и клапан высокого давления 45 с газогенератором 32, конкретно с полостью «Е». Выход из крыльчатки насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 46 через клапан 47 тоже соединен с генератором 32, конкретно с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства 48, а на газогенераторе 31 - запальные устройства 49.

К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод высокого давления 50 с пусковым клапаном 51, предназначенный для запуска пусковой турбины 26.

К блоку управления 20 электрическими связями 19 подключены электрозапальные устройства 48 и 49, клапан горючего 40, клапан окислителя 47, привод регулятора расхода 44, клапан высокого давления 45, пусковой клапан 51.

К коллектору горючего 39 подключен продувочный трубопровод 52 с клапаном продувки 53. На камере сгорания выполнены цапфы 54 для ее качания в одной плоскости. Привод осуществляется при помощи гидроцилиндра 55, соединенного с блоком управления 20.

Ориентировочные характеристики гиперзвукового самолета:

Скорость полета	М=10
Стартовый вес, т	250
Тяга стартовых двигателей, т	2×150
Тяга маршевых прямоточных двигателей, т	6×20
Время набора скорости М=10, с	100

Компоненты ракетного топлива для стартового ЖРД

Окислитель	кислород
Горючее	керосин
Топливо для маршевого прямоточного двигателя	керосин

Гиперзвуковой самолет может взлетать вертикально.

При запуске стартовых ракетных двигателей 4 с блока управления 20 подаются сигналы на пусковой клапан 51. Воздух высокого давления с наземной системы по трубопроводу высокого давления 50 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток насосов окислителя 22 и горючего 23 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 40, 45 и 47. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 21 и газогенератор 32. Подается сигнал на запальные устройства 48 и 49, топливная смесь в камере сгорания 21 и в газогенераторе 32 воспламеняется. Стартовый ракетный двигатель 4 запустился. Регулятором расхода 43 при помощи привода 44 осуществляют регулирование режима его работы.

При выключении стартового ракетного двигателя с блока управления 20 подается сигнал на клапаны 40, 45 и 47, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 53 и инертный газ по продувочному трубопроводу 52 поступает в топливный коллектор 39 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.

После выключения стартовых ракетных двигателей или одновременно с ними запускаются маршевые прямоточные двигатели 5 (фиг.1). Для их запуска горючее из бака горючего 7 по топливному трубопроводу 10 насосом горючего (не показан) подается в топливный коллектор 14 маршевых прямоточных двигателей 5. При сгорании топлива выделяется энергия, и образующиеся выхлопные газы поступают в расширяюшееся сверхзвуковое сопло 13 и далее выходят в атмосферу, создавая реактивную тягу.

При старте и разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги стартовых ракетных двигателей 4 и их качанием на цапфах 54 при помощи гидроцилиндров 55. На гиперзвуковом режиме управление самолетом выполняет блок управления 20 при помощи створок 16, которые отклоняются при помощи управляющих гидроцилиндров 18.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить скорость полета гиперзвукового самолета.

2. Ускорить процесс набора максимальной гиперзвуковой скорости.

3. Упростить схему питания топливом стартовых и маршевых двигателей.

4. Повысить надежность гиперзвукового самолета.

5. Увеличить мощность и удельные характеристики гиперзвукового самолета.

6. Уменьшить вес самолета, стартового и прямоточных двигателей за счет унификации одного из компонентов топлива для двух типов двигателей.

7. Обеспечить надежное управление самолетом.

8. Улучшить запуск и выключение двигателей и обеспечить их очистку от остатков горючего после выключения.