летательный аппарат шестеренко

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, содержащий корпус для полезного груза, энергоустановку и не менее чем один компрессор с не менее одним эжекторным устройством для разгона дополнительной массы газа, причем не менее чем одно эжекторное устройство разгона дополнительной массы газа содержит не менее чем два сопла, герметично соединенные между собой, и не менее чем одну эжекторно вакуумируемую полость, отличающийся тем, что не менее чем одно эжекторное устройство своим не менее чем одним соплом введено в одну резонансную полость так, что газодинамический поток, выходящий из сопла, сталкивается в этой полости.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что из полости в области, где сталкиваются газодинамические потоки, идет не менее чем один отвод газа.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что не менее чем одно упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одним отводом, имеющим клапан сброса лишнего давления.

4. Летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что не менее чем одно упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одним отводом, имеющим клапан сброса лишнего давления.

5. Летательный аппарат по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен отражатель.

6. Летательный аппарат по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен конус.

7. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен конус.

8. Летательный аппарат по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен завихритель.

9. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен завихритель.

10. Летательный аппарат по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлены конус и завихритель одновременно.

11. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлены конус и завихритель одновременно.

12. Летательный аппарат по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что упомянутое устройство эжекторного разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

13. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

14. Летательный аппарат по п.6, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

15. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

16. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

17. Летательный аппарат по п.9, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

18. Летательный аппарат по п.10, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

19. Летательный аппарат по п.11, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации.

Прототип

Известен летательный аппарат, содержащий корпус для полезного груза и устройство эжекторного разгона газа, отличающийся тем, что устройство эжекторного разгона газа содержит не менее чем два сопла, герметично соединенные между собой, и не менее чем одну вакуумируемую полость, сообщенную с емкостью.

(Н.А.Шестеренко. ««НОУ-ХАУ» извлечения энергии из физического вакуума. Христос творящий». Издательство «Дружба народов», 2005 г.)

Недостаток прототипа заключается в том, что он не использует все возможности газовой динамики для получения тяги и эжекторного вакуумирования.

Аналог 1

Летательный аппарат, содержащий корпус для полезного груза и устройство эжекторного разгона газа.

(Авт. св. СССР № 342809)

Недостаток аналога 1 заключается в том, что он требует много энергозатрат.

Аналог 2

Известен аэростат - летательный аппарат легче воздуха, подъемная сила которого создается заключенным в оболочку газом с плотностью меньшей, чем плотность воздуха. Управляемый аэростат с движетелем называется дирижаблем.

(Политехнический словарь. Изд. «Советская энциклопедия», Москва, 1977).

Недостаток аналога 2 заключается в том, что он требует много легкого газа и не может свободно менять высоту.

Целью изобретения является энергосбережение, повышение маневренности и расширение области применения.

Для указанной цели:

1. Летательный аппарат, содержащий корпус для полезного груза, энергоустановку и не менее чем один компрессор с не менее чем одним эжекторным устройством для разгона дополнительной массы газа, причем не менее чем одно эжекторное устройство разгона дополнительной массы газа содержит не менее чем два сопла, герметично соединенные между собой, и не менее чем одну эжекторно вакуумируемую полость, отличающийся тем, что не менее чем одно эжекторное устройство своим не менее чем одним соплом введено в одну резонансную полость так, что газодинамический поток, выходящий из сопла, сталкивался в этой полости.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что из полости в области, где сталкиваются газодинамические потоки, идет не менее чем один отвод газа.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что не менее чем одно упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одним отводом, имеющим клапан сброса лишнего давления.

4. Летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что не менее чем одно упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одним отводом, имеющим клапан сброса лишнего давления.

5. Летательный аппарат по любому из п.п.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен отражатель.

6. Летательный аппарат по любому из п.п.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен конус.

7. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен конус.

8. Летательный аппарат по любому из п.п.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен завихритель.

9. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлен завихритель.

10. Летательный аппарат по любому из п.п.1-4, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлены конус и завихритель одновременно.

11. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что в полости, где сталкиваются газодинамические потоки, установлены конус и завихритель одновременно.

12. Летательный аппарат по любому из п.п.1-4, отличающийся тем, что упомянутое устройство эжекторного разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

13. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

14. Летательный аппарат по п.6, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

15. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

16. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

17. Летательный аппарат по п.9, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

18. Летательный аппарат по п.10, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

19. Летательный аппарат по п.11, отличающийся тем, что упомянутое эжекторное устройство разгона газа снабжено не менее чем одной системой подачи топлива.

Предлагаемое изобретение изображено на фиг.1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 и 9.

На фиг.1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 изображено устройство разгона газа. На фиг.8 изображена компоновка летательного аппарата. На фиг.9 изображено устройство эжекторного разгона газа, оно снабжено на входе в него устройством изменения направления забора газа.

Устройство разгона газа содержит сопла 1, 2, 3, 4, 5, герметично соединенные между собой. Между соплами 2 и 3 имеется полость 6, которая симметрична оси 7 сопел 3, 4 и 5.

Сопла 1 и 2 могут быть выполнены в виде щелевых сопел в виде тел вращения, симметричных оси 7, или в виде щелевых или круглых сопел, расположенных симметрично оси 7. Сопло 1 снабжено подводом 8 и соплом 9, которое сообщено подводом 10 с компрессором 11. В сопле 9 установлено сопло 12 с подводом 13, снабженное устройством перекрытия 14.

Сопла 12 и 9 являются эжекторной парой. Сопла 9 и 1 являются эжекторной парой. Сопла 1 и 2 также являются эжекторной парой. Сопла 2 входят в полость 6 под углом 15, который на фиг.1 равен 90°.

Сопла 3 и 4 являются эжекторной парой. Сопла 4 и 5 также являются эжекторной парой. Между соплами 1 и 2, 3 и 4, и 5 соответственно имеются полости 16, 17 и 18. Полости 16 и 18 имеют отводы с перекрывающими устройствами, которые сообщены с емкостями 21, которые имеют отводы 22 с перекрывающими устройствами 23. Полость 17 снабжена отводом 24 с датчиком давления 25. Сопла 1, 2, 3, 4 и 5 имеют соответственно критические сечения 26, 27, 28, 29 и 30.

На фиг.1 изображены сопла 1 и 2, у которых их ось 31 сходится, создавая прямую линию, в точке пересечений 32 осей 7 и 31.

На фиг.2 в полости 6 установлены конус 33, шнек 34, отражатель 35, винтовые направляющие 36, которые входят в сопло 3. Конус 33 снабжен отводом 37, который имеет устройство перекрытия 38. Отвод 37 сообщен с емкостью-ресивером 39, которая имеет отвод 40 с устройством перекрытия 41.

На фиг.2 и 3 изображен вариант, когда оси 31 сходятся под углом 15, равным 90°, в одной точке 42 на оси 7. На фиг.4 угол 15 отличен от 90°.

На фиг.5 ось 31 не пересекается с осью 7, имея смещение 43.

На фиг.6 изображен вариант, когда полость 6 снабжена отводом 44 с устройством перекрытия 45. Отражатель 35 выполнен в виде обечайки. В полости 6 на кронштейне 46, который выполнен в виде лопасти завихрения, установлено дополнительное сопло, которое коаксиально соплу 3. Внутри дополнительного сопла 47 могут быть винтовые направляющие 48. Сопло 1 может иметь ресивер 49, снабженный отводом 8. Полость 16 может быть выполнена в виде коллектора, снабжена отводом 50 с датчиком давления 51. На фиг.6 сопла 1 и 2 выполнены щелевыми в виде тел вращения вокруг оси 7.

На фиг.7 отражатель 35 соединен с соплом 4.

Летательный аппарат (фиг.8) содержит корпус 52 для полезного груза и не менее чем одно устройство эжекторного разгона газа 53, причем не менее чем одно устройство эжекторного разгона 53 газа содержит не менее чем два сопла 1, 2, 3, 4 и 5 (на фиг.1), герметично соединенные между собой, и не менее чем одну вакуумируемую полость 6, 16, 17 и 18, при этом не менее чем одна полость 16 или 18 сообщена с емкостью 21.

Не менее чем два сопла 2 введены в одну полость 6 так, что потоки газодинамического потока (газа, аэрозоля, газожидкостной смеси, нефти и легко испаряемой жидкости), выходящие из этих сопел, сталкиваются в одной области полости 6, выходя из этой полости 6 не менее чем через одно сопло 3.

На фиг.8 также изображен вариант, когда не менее чем перед одним соплом, следующим за полостью 6, где сталкиваются газодинамические потоки, подведены системы подачи топлива 54 и система воспламенения 55.

На фиг.9 изображено устройство эжекторного разгона газа 53, когда оно снабжено на входе в него устройством изменения направления забора газа 56, которое состоит из козырька 57, вращающегося вокруг оси 58 поворотной обечайки 59, которая, в свою очередь, вращается вокруг оси 60 (или оси 31, если нет газовода 8). Механизмы, перемещающие козырек 57 и обечайку 59, не показаны.

Следует заметить, что источник повышенного давления 11, газовод 10 и сопло 9 могут быть выполнены в виде газотурбинного двигателя. Этот вариант не показан.

Предлагаемое изобретение работает следующим образом.

Под действием перепада давления газодинамический поток (газ или газожидкостная смесь) поступает с большой скоростью, обусловленной перепадом давления в сопле или соплах 2, в полость 6, где потоки сходятся (или сталкиваются) под разными углами в единой области. Конус 33, шнек 34, отражатель 35, винтообразные направляющие 36 и 48 и дополнительное сопло 47 помогают максимально использовать энергию торможения газодинамического потока для разрыва межмолекулярных связей и осуществления энергообмена между всеми молекулами для получения однородной газодинамической системы. Датчики давления 25, 45 и 51 исключают затор и способствуют прохождению газа через все сопла с максимально возможной скоростью для каждого сопла, сбрасывая расчетные «излишки» расхода газодинамического потока в закольцованные отводы или эжекторно в сопла навигации (не показано).

Варианты различных углов наклона потоков обеспечивают использование устройства в широком диапазоне различных газодинамических систем. Через сопла 1, 9 и 12 подводятся различные компоненты газодинамического потока.

Технический эффект заключается в том, что в полости 6 под давлением полного торможения, равным удвоенной скорости встречных потоков, происходят химико-физические процессы, которые получить другим способом не представляется возможным. Отвод через сопла 3, 4 и 5 потока с высоким давлением позволяет получить больший эффект эжекции между соплами 4 и 5 и получение более высокого вакуума в полости 18 и емкости 21, которая сообщена с полостью 18. Отвод из области столкновения потоков части газа через отвод 37 позволяет создать в ресивере 39 большее давление, чем это могут обеспечить компрессоры. Отвод из области столкновения потоков части газа через дополнительное сопло 47 позволяет создать в полости 17 и на входе в сопло 4 большее давление, чем это могут обеспечить компрессоры, а предусмотренные излишки расхода сбрасываются в отводы 44 и 24. То же самое происходит перед соплом или соплами 2. Если перед одним соплом, следующим за полостью 6, где сталкиваются газодинамические потоки, подведены системы подачи топлива 52 и воспламенения 53, то это сопло 3 (или 4, или 5) превращается в реактивный двигатель.

Устройство эжекторного разгона газа 53 снабжено на входе в него устройством изменения направления забора газа 56, всасываемого эжекторно в сопло 1, которое состоит из козырька 57, вращающегося вокруг оси 58 поворотной обечайки 59, которая, в свою очередь, вращается вокруг оси 60 (или оси 31, если нет газовода 8). Изменение направления воздухозабора с помощью перемещения козырька 57 и обечайки 59 увеличивает маневренность летательного аппарата.

Отвод газа из области высокого давления в емкость-ресивер 39 дает возможность использовать высокое давление при форсаже в соплах навигации или при превращении воды в газожидкостную смесь при подаче ее в сопло 12 и в емкости 21, которые заполнены водой, во время взлета из водных глубин или с поверхности воды (этот вариант не показан).

Технический эффект заключается в том, что, сжимая газ встречных потоков, достигается более высокое давление газа в области, из которой отводится газ в сопло навигации или в резонансном режиме, или даже частично под большим давлением, что, в свою очередь, дает увеличение скорости газа, выходящего из сопла навигации. Отвод газа из области высокого давления в емкость-ресивер дает возможность использовать высокое давление при форсаже или при превращении воды в газожидкостную смесь во время взлета из водных глубин или с поверхности воды. Изменение направления воздухозабора увеличивает маневренность летательного аппарата.