реактивная двигательная установка

Формула изобретения

1. Реактивная двигательная установка с внешними заслонками, обеспечивающая маневрирование летательных аппаратов на взлетно-посадочной полосе или территории аэропорта, с винтообразным круглым ячеистым ротором, состоящая из набора изогнутых трапециевидных трубчатых элементов, соединенных между собой, и обеспечивающая вспомогательную движущую силу для самолетов и других летательных аппаратов, с одним или несколькими аэродинамическими корпусами, прикрепляемыми к самолету, причем предусмотрена головная часть (6) для забора воздуха, центральная часть (7) в форме цилиндра и задняя труба (8), при этом головная часть (6) овальной формы снабжена на верхней и самой нижней сторонах направляющими (6.1), обеспечивающими возможность прохождения воздуха, запирающей системой (6.3) в виде плоских задвижек или качающегося поддона (3), причем нижняя часть этой головной части (6) вверх до направляющих частично закрыта сектором (6.2), по периферии закрывающим большую часть головной части (6).

2. Реактивная двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что предусмотрен круглый винтообразный ячеистый ротор (10), закрываемый центральной цилиндрической частью (7), при этом ротор формирует струю и опирается на головную часть (6) через подшипник (11), в то время как другая сторона оси ротора (10) поддерживается двигателем (2) внутреннего сгорания, опирающимся на опорные консоли (2.2) и размещаемым в задней части (8), выполненной в виде усеченного конуса.

3. Реактивная двигательная установка по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что центральная часть (7) выполнена в форме цилиндра в качестве кожуха для ротора (10), при этом задняя труба выполнена как часть усеченного конуса и соединена с кожухом ротора, причем эта задняя часть конической формы с небольшими люками на ее сторонах и с качающимися заслонками (9) дроссельного типа и в ее центральной части с вращающимся поддоном (4) или плоскими задвижками, предназначенными для открывания или закрывания всей площади окружности поступления воздуха в часть корпуса при маневрировании, причем ниже в том же положении предусмотрен многоступенчатый затвор (5).

Описание изобретения к патенту

Предложенное изобретение относится к реактивной двигательной установке для движения и стабилизации самолетов. Эта установка включает систему, во внутреннем центре которой расположен винтообразный круглый ячеистый ротор, соединенный с высокооборотным двигателем внутреннего сгорания; его корпус имеет набор отверстий и щелей, снабженных заслонками, люками и дроссельными заслонками, позволяющими как стабилизировать и балансировать двигатель самолета, так и облегчать процесс посадки и взлета, поскольку для такой конструкции необходима довольно-таки небольшая посадочная полоса и требуется относительно низкая скорость.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Для того, чтобы облегчить процессы взлета и посадки для двигателя самолета, используются два отдельных способа, которые не могут применяться вместе. Если необходимо, в дополнение к гасителю скорости, при посадке может использоваться посадочный парашют; для поддержания подъемной силы не нужны никакие вспомогательные способы, но для обеспечения низкой стоимости производства могут быть установлены новые двигатели внутреннего сгорания действия с воздушными винтами или реактивные двигатели.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Реактивная двигательная установка с винтообразным ротором, помещенным в центральной точке изделия, подробно описана в Патенте PCT/ES 2004/000087, "Круглый ячеистый ротор", который находится в настоящее время в процессе патентования заявителем Феликсом Санчесом Санчесом. Он является важным средством в данном техническом решении и разработан для того, чтобы оснастить все типы летающих самолетов. Он обеспечивается двигателем внутреннего сгорания с большим количеством оборотов в минуту (о.в.м.); забор воздуха происходит перед самолетом через промежутки между направляющими. С одной стороны, забор воздуха производится за счет двух эффектов: 1) благодаря собственно скорости машины и 2) поглощением или всасыванием, создаваемым винтообразным круглым ячеистым ротором. С другой стороны, заслонка дроссельного типа ориентирует поступление этого воздуха в двух различных горизонтальных направлениях: первое положение забора воздуха, являющееся основным для нормального функционирования самолетов; и второе положение, главное назначение которого состоит в полном отключении горизонтального забора воздуха, производящее мгновенное перпендикулярное изменение положения дроссельной заслонки, которое позволяет управлять восходящей силой посредством всасывания. Этот первый корпус расположен перед ротором, центральная насадка кубической формы которого была фиксирована в вышеупомянутом двигателе внутреннего сгорания и чье вращение защищается вторым корпусом изделия, который имеет оболочку цилиндрической трубчатой формы. Двигатель внутреннего сгорания стационарно установлен в третьем корпусе, изготовленном в виде трубы с коническим основанием и уменьшением давления воздуха, выходящего из конического основания, увеличивает количество роторов, которое является ключевым для определения скорости самолета. Благодаря этой конической форме давление воздуха, полученное посредством винтообразного круглого ячеистого ротора, увеличивается, имеющаяся в трубе с коническим основанием заслонка дроссельного типа, расположенная на выходе, ответственна за ориентацию воздуха в двух различных направлениях, назад в качестве основного двигателя для нормального функционирования самолета и вниз в качестве реактивной воздушной струи, создающей поддерживающую силу и, таким образом, равновесие сзади самолета. Эти две противоположно направленные силы прикладывались спереди (снизу) и сзади (сверху) самолета, создавая равновесие, которое позволяет самолетам лететь на небольшой скорости и, следовательно, облегчает приземление на очень маленьких посадочных полосах с минимальной скоростью (км/ч). Это даже применимо к очень малым самолетам, которые могли бы приземляться подобно вертолетам, именно поэтому в нижней задней части самолета есть заслонка с двумя положениями: первое для ориентации воздушной струи, которая направлена перпендикулярно благодаря дроссельной заслонке, закрывающей сечение выхода воздушной струи и создающей источник поддерживающей силы. Во втором положении (45° приблизительно) поток воздушной струи направлен в противоположном направлении, обеспечивая самолет подъемной силой, позволяющей ему, однажды приземлившись, двигаться без дополнительной технической поддержки. В то же самое время цилиндры с основанием конической формы имеют сзади на одной стороне маленькие заслонки, которые в открытом положении позволяют воздушной реактивной струе осуществлять движение влево или вправо, в зависимости от того, какая заслонка открыта, и заставляют самолет приземляться или взлетать, при этом на 90% уменьшается загрязнение атмосферы, что зависит от стабилизаторов. Все это способствует созданию более коротких посадочных полос, что приводит к тому, что площади аэропортов увеличиваются по ширине и сокращаются по длине, что позволит нескольким самолетам взлететь или приземлиться одновременно и также уменьшить риски взлета и посадки благодаря сбрасыванию скорости в обоих процессах.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг.1 - разрез, на котором можно видеть полную систему поддержки двигательной установки (1), а также стабилизации самолета посредством головной части (6) и раздвигаемых поддерживающих направляющих (6.1). Забор воздуха происходит через промежутки, оставляемые направляющими (на чертежах представлены 12 направляющих), и показанное сзади запирающее кольцо (6.3), соединенное с подвешенным поддоном (3).

Нижняя часть частично закрыта колпаком (6.2), за которым расположено кольцо (6.4), от которого отходят 3 направляющих (6.5), соединенные с центральной насадкой кубической формы (6.6), которая поддерживает направляющий подшипник (11), который непосредственно поддерживает ось (2.1) ротора (10), заключенные в кожух (7).

Ось (2.1) вставлена в двигатель внутреннего сгорания (2), который опирается на опорные консоли (2.2), установленные в задней трубе (8), содержащей на своих внешних сторонах маленькие люки, закрывающиеся двумя заслонками дроссельного типа (9). Они могут находиться на одной или обеих сторонах, чтобы иметь возможность проводить ориентационное маневрирование в конце этой задней трубы, и ниже лежит отверстие, регулируемое затвором (5), имеющим в своей центральной части вращающийся поддон, работающий как закрывающаяся вниз или открывающаяся вверх дроссельная заслонка (4) для выхода воздуха.

Фиг.2 - общий вид Фиг.1, на котором можно видеть направляющие (6.1) головной части (6), соединенные с кольцом (6.4), за которым находится ротор, покрытый кожухом (7), и конечная труба выхода воздушной струи (8), также дроссельные заслонки, отвечающие за ориентационное маневрирование.

Фиг.3 - сечение "B-B" Фиг.1, на котором можно оценить сечения направляющих (6.1) и нижнего колпака (6.2), заканчивающегося кольцом (6.4), которое имеет три равноудаленных распорки (6.5), расположенных от периферии кольца к центру, образующих своими концами гнездо (6.6), в котором расположен направляющий подшипник (11); распорки (12.1), прикрепляющие всю систему к самолету (12).

Фиг.4 показывает фронтальный вид "A" по Фиг.1.

Фиг.5 - изображено сечение "C-C" по Фиг.1, показывающее заднюю трубу (8) с основанием конической формы и сечениями сочленений дроссельной заслонки (4) для впуска и выпуска воздуха и также затвора (5), расположенного в нижней части задней трубы (8).

Фиг.6 показывает полный вид самолета (12) с аэродинамическими корпусами с двигательными установками (1), которые расположены под крыльями.

Фиг.7 - фронтальный вид вышеупомянутого полного комплекта двигателей.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО ВАРИАНТА

Аэродинамический корпус, который создает поступательное движение при помощи винтообразного круглого ячеистого ротора, состоит из трех цилиндрических корпусов: первый принадлежит головной части (6) с овальным профилем, образованным рядом направляющих (6.1) и дроссельной заслонкой, закрывающейся в области основного поступления воздуха и закрытой в днище (6.3). Эта головная часть соединяется со вторым корпусом, состоящим из оболочки кожуха (10) ротора с совершенной цилиндрической формой, которая не является здесь предметом описания, поскольку она полностью включена в патент PCT/ES 2004/00087. Двигатель внутреннего сгорания (2) установлен на оси, опирающейся на направляющие (2.1). Аэродинамический корпус (1) включает третий корпус или заднюю часть (8) с основанием конической формы с небольшими люками, качающимися дроссельными заслонками (9) и, в его центральной части, вращающимся поддоном (4), способным полностью открыть или перекрыть круговое сечение корпуса.

В том же самом положении в нижней части показан многоступенчатый проем (5), чье назначение состоит в том, чтобы осуществить поддержку, изменяя направление воздушной струи и позволяя самолету двигаться задним ходом, когда он находится на посадочной полосе.

Эта реактивная двигательная установка (1) для практического применения устанавливается на самолете в количестве одного, двух, трех или больше экземпляров; винтообразные круглые ячеистые роторы действуют как генераторы, чтобы сделать возможным продвижение вперед с меньшим уровнем загрязнения и экономией потребляемого топлива. Благодаря различным люкам, затворам и дроссельным заслонкам достигается лучшее равновесие и устойчивость при маневренных передвижениях.

Задача этого патента была ясно и подробно описана для того, чтобы сделать возможным его эксплуатацию, я объявляю его новым и моим личным изобретением, за исключением его второстепенных деталей типа формы, размера, материалов и технологий производства. Они могут быть изготовлены любой геометрической правильной или неправильной формы, а также повторно приспособлены в рамках неизмененной общей идеи.