Валерию Сиротину

Гиперзвуковой самолет с газодинамической системой управления.

Разделы: Авиация, Космонавтика, Ракетные комплексы и артиллерия, ПРО и ПВО, Новые разработки

12265

Описание.

Изобретение относится к области авиации.

Известен гиперзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, двигательная установка включает два турбореактивных двигателя, консоли крыла изменяемой в полете стреловидности, и систему управления /Патент США 3510088, 05.05.1970/.

В полете используются консоли крыла изменяемой в полете стреловидности, которые не могут быть полностью убраны внутрь фюзеляжа, а потому имеют большое лобовое сопротивление.

Известен самолет с газодинамической системой управления, выполненный с возможностью полета на гиперзвуковой скорости и содержащий фюзеляж, имеющий продольную плоскость симметрии, консоли крыла и два турбореактивных двигателя, каждый из которых выполнен с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья. /РФ2З71З52‚ 27.10.2009/.

В полете используются консоли крыла неизменяемой геометрии, которые имеют большое лобовое сопротивление.

Изобретение направлено на решение задачи уменьшения лобового сопротивления при полете с гиперзвуковой скоростью.

Изобретение направлено на решение задачи повышения маневренности за счет одновременного использования переднего горизонтального оперения и газодинамической системы управления.

Изобретение направлено на решение задачи предотвращения вибрации фюзеляжа вследствие вибрации консолей крыла под воздействием гиперзвукового потока воздуха.

Для решения задачи предложен гиперзвуковой самолет с газодинамической системой управления, содержащий фюзеляж, имеющий продольную плоскость симметрии, консоли крыла, каждая из которых включает корневую, промежуточную и концевую секции, которые выполнены с крюком на концевой части и шарнирно соосно установлены в фюзеляже, многодвигательный привод, предназначенный для изменения

размаха крыла путем одновременного воздействия на концевые секции консолей крыла, как силой рычага механизма, соединенного через винтовую передачу с валом электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии, так и моментом силы от вала соответствующего бокового электрического двигателя через планетарный редуктор, и два турбореактивных двигателя, каждый из которых выполнен с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья.

Каждая концевая секция выполнена с возможностью размещения внутри промежуточной секции, которая выполнена с возможностью размещения внутри корневой "секции, которая выполнена с возможностью размещения внутри фюзеляжа.

Рычаг соединен тягой через дополнительную винтовую передачу с валом дополнительного электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии.

Каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом, расположенным между турбиной и соплом, при этом на стенке газовода расположена створка, предназначенная для отбора газа в газодинамическую систему управления.

Самолет снабжен цельноповоротным передним горизонтальным оперением, каждая консоль которого установлена внутри фюзеляжа с возможностью выдвижения в направлении от продольной плоскости симметрии фюзеляжа и изменения угла атаки с использованием привода с электродвигателем.

Газодинамическая система управления включает центральный газовод, который с одной стороны установлен на хвостовой части фюзеляжа с возможностью поворота относительно продольной оси фюзеляжа при отборе газа одновременно от каждого турбореактивного двигателя, и который с другой стороны имеет четыре ряда сопел с направляющими лопатками, предназначенными для создания управляющих сил и моментов по тангажу, крену и направлению полета.

Изобретение поясняется чертежами.


Фиг.2 Самолет. Вид сбоку при посадке.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 3. Самолет. Вид спереди при полете на сверхзвуковой скорости.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 4. Вид сверху при полете на дозвуковой скорости.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 5. Вид спереди при полете на гиперзвуковой скорости.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 6. Вид сбоку при полете на гиперзвуковой скорости.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 7. Вид сверху при полете на гиперзвуковой скорости.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 8. Вид сверху при полете на сверхзвуковой скорости.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 9. Рычажный механизм поворота секций консолей крыла.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 10. Рычажный механизм. Секции консолей крыла сложены.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг.11 Рычажный механизм. Кинематическая схема.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 12. Консоли крыла при повороте.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 13. Положение консолей крыла относительно фюзеляжа
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 14. Зубчатый механизм консолей крыла. Кинематическая схема.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 15. Механизм поворота консолей переднего горизонтального оперения.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 16. Работа двигателей без отбора газа.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 17. Работа двигателей с отбором газа.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 18. Привод направляющих лопаток.
Источник: http://aviator.ucoz.org/


Фиг. 19 Прямоточный двигатель работающий совместно с турбореактивным двигателем
Источник: http://aviator.ucoz.org/

Гиперсверзвуковой самолет с газодинамической системой управления содержит фюзеляж 1, правую и левую консоли крыла, два турбореактивных двигателя 3 с электрическими генераторами, консоли 4 переднего горизонтального оперения и шасси 5, включающее переднюю стойку и основные стойки.

Фюзеляж 1 включает кабину 6 с катапультирующими креслами, расположенную в опускающейся носовой части, правую и левую подвижные консоли крыла 2, два подъемно — маршевых турбореактивных двигателей 3, переднее горизонтальное оперение 4, шасси 5.

Фюзеляж 1 самолета содержит кабину 6 пилотов с катапультирующими креслами.

На фюзеляже 1 самолета расположены правая и левая подвижные консоли крыла 2 , каждая из которых шарнирно установлена на оси в плоскости фюзеляжа 1.

В процессе запуска силовой установки запускаются по одному из двух подъемно — маршевых турбореактивных двигателей 3. После запуска двух подъемно — маршевых турбореактивных двигателей 3 работают генераторы силовой установки, с которых напряжение подается на электродвигатели 7 механизма поворота переднего горизонтального оперения 4 (фиг.-15).

Из кабины 6 пилот с помощью тумблера подает напряжение на электродвигатели 7 механизма поворота переднего горизонтального оперения 4 (фиг.-15). Переднее горизонтальное оперение 4 поворачивается относительно оси по горизонтали фюзеляжа 1 самолета (фиг.-15‚ 4).

Затем из кабины 6 пилот с помощью тумблера подает напряжение одновременно на все четыре электродвигателя, на электродвигатели 9 механизма привода правой и левой зубчатыми передачами, предназначенными для выдвижения и возврата упомянутых секций консолей крыла 2 путем поворота, при этом каждая секция шарнирно установлена в фюзеляже 1 с возможностью поворота относительно оси вала 9, на котором закреплена концевая секция крыла 2, а соединенная с соответствующей зубчатой передачей червячного редуктора 10 с планетарным редуктором 11 вращаемым электродвигателем 12, одновременно напряжение поступает на электродвигатели 13 привода механизма движущих частей правой и левой консолей крыла 2. Двигатель 13 соединен с планетарным редуктором 14, который соединен с валом 15, имеющим трапециидальную резьбу. На валу 15 с трапециидальной резьбой размещена втулка16 с возможностью перемещения по валу 15 с трапециидальной резьбой, имеющая внутри ответную трапециидальную резьбу. Втулка 16 шарнирно соединена с основными тягами 17 с левой и правой стороны, основные тяги 17 щарнирно соединены концевой секцией крыла 2а, а также основные тяги 17 шарнирно соединены с дополнительными тягами 18 упора, также соединены щарнирно со втулкой 19. С правой и левой стороны вторая втулка 19, имеющая внутри ответную трапециидальную резьбу, размещена на втором валу 20 трапециидальной резьбой, которая соединена со вторым планетарным редуктором 21 вращаемым электродвигателем 22.

Между первым валом 15, имеющим правую трапециидальную резьбу, размещен упор 23, соединенный опорным подшипником скольжения с валом 15 и 20, как с одной стороны так и с другой опорным подшипником скольжения, соединенный со вторым валом 20, имеющим левую трапециидальную резьбу.

В процессе работы двух электродвигателей 13 и 22, первый вал 15, с правой трапециидальной резьбой вращается быстрей, перемещая втулку 16 с тягами 17 к упору 23, а второй вал 20, с левой трапециидальной резьбой вращается медленнее, перемещая втулку 19 , соединенную с тягами 18 упора шарнирно с основными тягами 17, также вторая втулка 19 с тягами перемещается к упору 23 (фиг.- 11, фиг.-9).

При перемещении втулки 16 с основными тягами 17 на первом валу 15 к упору 23 основные тяги 17 выталкивают концевую секцию крыла 2а, одновременно со вторым приводом с правой и левой зубчатыми передачами, предназначенными для выдвижения концевой секции крыла 2а, напряжение поступающее на электродвигатели 12 привода левой и правой консоли крыла 2а,б,в. Эти двигатели 12 (фиг.-14)‚ вращают шестеренки 24 в планетарном редукторе 11, шестеренки 24 планетарного редуктора 11 вращают шестеренку 25 червячного редуктора 10. Шестеренка 25 червячного редуктора 10 соединена с валом 9, который установлен на подшипниках 26 скольжения, а также на опорных подшипниках 27 скольжения к валу 9 закреплена концевая секция крыла 2а. На валу 9 установлена на подшипниках скольжения 28 промежуточная секция крыла 26, между концевой секцией крыла 2а и промежуточной секцией крыла 2б установлены опорные подшипники скольжения 29. При выдвижении концевой секции крыла 2а, концевая секция крыла зацепляет крючком упора (на чертеже не показано) промежуточную секцию крыла 26. На промежуточной секции крыла 2б установлена на подшипниках скольжения 30 корневая секция крыла 2в, где между ними установлены опорные подшипники скольжения 31. При выдвижении концевой секции крыла 2а и выдвижении промежуточной секции крыла 26, промежуточная секция крыла 26 зацепляет крючками упора (на чертежах не показано) корневую секцию крыла 2в, после чего начинает выдвигать корневую секцию крыла 2в. При полном выдвижении корневой секции крыла 2в крючком упора зацепляется конечный выключатель, после чего все четыре электродвигателя 12а, 126, 13, 22 (фиг.-14, фиг.-9‚ фиг.-11).

Хвостовая часть фюзеляжа 1 образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод 32 с возможностью вращения.

Каждый турбореактивный двигатель 3 выполнен с газоводом 33 между турбиной двигателя 3 и поворотным соплом 34. Газоводы обоих турбореактивных двигателей 3 снабжены соответствующими створками 35, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа 1, с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины двигателя 3 через промежуточный газовод в центральный газовод 32 газодинамической системы управления.

Каждое сопло газодинамической системы управления снабжено направляющими лопатками 36 зубчатой передачей, которая установлена на центральном газоводе 32 с возможностью поворота соответствующих лопаток 36. На промежуточном газоводе установлен привод вращения центрального газовода 32, который включает электрические двигатели 37 с редукторами 38. На стенках газовода 33 расположена створка 35 с возможностью поворота внутрь для отвода части газа в центральный газовод 33 на хвостовой части фюзеляжа 1. Створка 35 может быть зафиксирована в любом угловом положении. На газоводе установлены в противоположные стороны два сопла, выполненные с поворотными направляющими лопатками 36а‚б для создания реактивной силы потока газа в одной плоскости, направленные в противоположные стороны. Два сопла с поворотными направляющими лопатками 366 для создания реактивной силы потока газа в другой поперечной плоскости. Сопла с поворотными направляющими лопатками З6а, 36б являются элементами газодинамической системы управления высотой и направлением полета самолета.

Поворотные направляющие лопатки З6а и 36б соединены с механизмом поворота, который включает корпус 39, электродвигатели 40 с редукторами и шестеренки 41.

Створки 36, расположенные вдоль стенок газовода 33 и ограничивают поступление газа в центральный газовод 32 на хвостовой части фюзеляжа 1. Для управления направлением полета по курсу створки 35 поворачивают внутрь газовода 33 для отвода части потока газа в центральный газовод 32 на хвостовой части фюзеляжа 1.

Дополнительно потоки газа из центрального газовода 32 могу быть направлены лопатками 366 под действием механизма поворота в противоположные стороны в диаметральной плоскости симметрии для создания силы тяги для изменения угла атаки.

Газодинамическая система управления за счет соответствующего положения лопаток 366 позволяет выполнить крутой поворот в воздухе на малых углах атаки, как в горизонтальном положении влево и вправо, так и в вертикальном положении вверх и вниз.

При взлете гиперсверхзвукового самолета — истребителя выдвинуто переднее горизонтальное оперение 4 (фиг.-15)‚ а также правая и левая подвижные консоли крыла 2. При движении гиперсверхзвукового самолета (фиг.-4‚ фиг.-2) по взлетно — посадочной полосе на переднем горизонтальном оперении 4 (фиг.-15) работает электродвигатель 8 с редуктором с помощью которого поворачивается плоскость переднего горизонтального оперения вверх на 45 градусов, что создает подъем передней части фюзеляжа 1 самолета при наборе максимальной скорости с работающими турбореактивными двигателями 3. Лопатки поворотного сопла 34 поворачиваются к верху, а также часть газа из центрального газовода 32 из сопла газодинамической системы управления с помощью лопаток З6а, газ направлен к верху, гиперсверхзвуковой самолет — истребитель начинает взлетать и набирает досверхзвуковую скорость в полете.

Подготовка самолета к полету на дозвуковой скорости и взлет.

Подготовка самолета к полету: запускаются турбореактивные двигатели 3, после чего работают генераторы, с которых Напряжение поступает на электродвигатели 7 механизма поворота консолей переднего горизонтального оперения 4 (фиг.-15). Работающие двигатели 7 механизма поворота консолей выдвигают из фюзеляжа 1 самолета переднее горизонтальное оперение 4 (фиг.-4, фиг.-9). Затем напряжение одновременно поступает на электродвигатели 12а‚ 126 зубчатого механизма (фиг.-14) выдвижения консолей крыла 2 и одновременно напряжение поступает на электродвигатели 13, 22 рычажного механизма (фиг.-11, фиг.-10, фиг.-9) выдвижения консолей крыла 2.

После полного выдвижения консолей крыла 2а‚ 26, 2в (фиг.-14, фиг.-9, фиг.-4) самолет начинает движение по взлетно — посадочной полосе, затем с генератора напряжение поступает на электродвигатели 8 механизма поворота плоскости по горизонтали оси фюзеляжа 1 самолета.

Плоскость переднего горизонтального оперения 4 поворачивается на 45 градусов к верху, что создает подъем передней части фюзеляжа 1 самолета. При наборе максимальной скорости на взлетно — посадочной полосе, на работающих турбореактивных двигателях лопатки поворотного сопла З4(фиг.-9) поворачиваются к верху, также часть газа из центрального газовода 32, из сопла газодинамической системы управления с помощью лопаток 36а газ направлен к верху, гиперсверзвуковой самолет начинает взлетать, после чего набирает дозвуковую скорость в полете.

Подготовка самолета к полету на гиперсверхзвуковой скорости.

В полете самолета в досверхзвуковой скорости с генератора турбореактивного двигателя 3 напряжение поступает на электродвигатели 7 механизма поворота консолей переднего горизонтального оперения 4 (фиг.- 15). Работающие электродвигатели 7 механизма переднего горизонтального оперения 4 поворачивают консоли переднего горизонтального оперения 4 во внутрь фюзеляжа 1 самолета (фиг.-8), после чего самолет начинает набирать сверхзвуковую скорость в полете. Самолет на сверхзвуковой скорости в полете с работающих генераторов турбореактивных двигателей 3 напряжение поступает одновременно на все электродвигатели 12а, 126 зубчатого механизма (фиг.-14) выдвижения консолей крыла 2 и одновременно напряжение поступает на электродвигатели 13, 22 рычажного механизма (фиг.-11‚ фиг.-10‚ фиг.-9) выдвижения консолей крыла 2. В процессе работы этих электродвигателей 12а, 126, 13, 22 работающие механизмы начинают поворачивать консоли крыла 2а‚ 26, 2в во внутрь фюзеляжа 1 самолета (фиг.-10, фиг.-7‚ фиг.-13), после чего самолет начинает набирать гиперсверхзвуковую скорость(фиг.-6, фиг.-7).

Полет на гиперзвуковой скорости с использованием газодинамической системы управления.

В полете на гиперзвуковой скорости управление самолетом осуществляется с помощью газодинамической системы управления.

В полете для изменения направления полета самолета, створки 35 поворачиваются во внутрь газовода 33 на небольшую величину. Поток газа через створки 35 поступает в центральный газовод 32. С Центрального газовода 32 поток газа поступает на сопло привода направляющих лопаток 366, где с помощью лопаток 366 поток газа направлен под углом на 90 градусов влево, либо вправо, где самолет меняет направление в полете либо вправо, либо влево. Для направления самолета вверх или вниз на сопле привода направляющих лопаток 36, лопатки 366 закрыты, а лопатки 36а открываются и направляют поток газа под углом на 90 градусов либо вверх, либо вниз. Самолет начинает набирать высоту, либо уменьшать высоту.

Самолет может менять направление высоты с помощью турбореактивных двигателей 3, а именно с помощью поворотных сопел 34, где лопатки поворотного сопла 34 турбореактивного двигателя 3 направлены либо вниз, либо вверх.

Подготовка самолета к посадке на дозвуковой скорости.

Для перехода из гиперзвуковой скорости самолета в сверхзвуковую скорость летчик с помощью ручки газа уменьшает обороты турбин турбореактивного двигателя З, скорость самолета начинает уменьшаться до сверхзвуковой. Напряжение с генератора турбореактивного двигателя 3 одновременно поступает на все электродвигатели 12а‚ 126 зубчатого механизма (фиг.-14) выдвижения консолей крыла 2 и одновременно напряжение поступает на все электродвигатели 13 и 22 рычажного механизма (фиг.-1 1) выдвижения консолей крыла 2. В процессе работы этих электродвигателей 12а‚ 126,13, 22 работающие механизмы начинают поворачивать консоли крыла 2а, 2б, 2в выдвигать из фюзеляжа 1 самолета (фиг. З).

Для перехода из сверхзвуковой скорости самолета в дозвуковую скорость летчик с помощью газа уменьшает обороты турбин турбореактивных двигателей 3. Скорость самолета начинает уменьшаться на дозвуковую. С работающих генераторов турбореактивных двигателей 3 напряжение подается на электродвигатели 7 механизма поворота консолей переднего горизонтального оперения 4. Механизм поворота консолей начинает выдвигать переднее горизонтальное оперение 4 из фюзеляжа 1 самолета (фиг.-4).

Для перехода самолета к посадке на дозвуковой скорости самолет снижает высоту, опускает передний обтекатель, дающий хороший обзор из кабины 6 летчикам, одновременно поднимается центральное сопло с приводом направляющих лопаток 36а,б, а также опускают переднее и основные шасси 5 (фиг.-2).

С турбореактивных двигателей 3 отработавший газ по газоводу 33, через створки 35 поток газа поступает в центральный газовод 32 хвостовой части фюзеляжа 1 самолета, из центрального газовода 32 поток газа поступает в сопло привода направляющих лопаток 36а, где с помощью направляющих лопаток 36а поток газа направлен в противоположном направлении, выполняющим роль реверса (фиг.-1, фиг.-2). При касании шасси 5 самолета со взлетно — посадочной полосой снижает его пробег.

Это техническое решение торможения позволит отказаться от тормозных парашютов при посадке самолета на взлетно — посадочную полосу.

Формула.

Гиперзвуковой самолет с газодинамической системой управления, содержащий фюзеляж, имеющий продольную плоскость симметрии, консоли крыла, каждая из которых включает корневую, промежуточную и концевую секции, которые выполнены с крюком на концевой части и шарнирно соосно установлены в фюзеляже, многодвигательный привод, предназначенный для изменения размаха крыла путем одновременного воздействия на концевые секции консолей крыла, как силой рычага механизма, соединенного через Винтовую передачу с валом электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии, так и моментом силы от вала соответствующего бокового электрического двигателя через планетарный редуктор, и два турбореактивных двигателя, каждый из которых выполнен с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья.
Самолет по п.1, отличающийся тем, что каждая концевая секция выполнена с возможностью размещения внутри промежуточной секции, которая выполнена с возможностью размещения внутри корневой секции, которая выполнена с возможностью размещения внутри фюзеляжа.
Самолет по п.1, отличающийся тем, что упомянутый рычаг соединен тягой через дополнительную Винтовую передачу с валом дополнительного электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии.
Самолет по п.1, отличающийся тем, что каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом, расположенным между турбиной и соплом, при этом на стенке газовода расположена створка, предназначенная для отбора газа в газодинамическую систему управления.
Самолет по п.1, отличающийся тем, что он снабжен цельноповоротным передним горизонтальным оперением, каждая консоль которого установлена внутри фюзеляжа с возможностью выдвижения в направлении от продольной плоскости симметрии фюзеляжа и изменения угла атаки с использованием привода с электродвигателем.
Самолет по п.1, отличающийся тем, что газодинамическая система управления включает центральный газовод, который с одной стороны установлен на хвостовой части фюзеляжа с возможностью поворота относительно продольной оси фюзеляжа при отборе газа одновременно от каждого турбореактивного двигателя, и который с другой стороны имеет четыре ряда сопел с направляющими лопатками, предназначенными для создания управляющих сил и моментов по тангажу, крену и направлению полета.

Сопроводительная записка к изобретению «Гиперзвуковой самолет с газодинамической системой управления»

В России приостановлены работы над созданием гиперзвукового самолета. Специалисты признают бесперспективными управляемые полеты на гиперзвуке – один из любимых проектов Дмитрия Рогозина. Он предположил, что на «Радуге» не решили проблему с прямоточным турбореактивным двигателем, который необходим, что бы летательный аппарат развил гиперзвуковую скорость.

В 1990-е годы Россия отказалась от похожей разработки «Клипер», масса не решаемых технических проблем: теплоизоляция корпуса на сверхвысоких скоростях, форма воздухозаборника, работа двигателя. В частности, что бы такой самолет летел на гиперзвуке, реактивная струя двигателя должна иметь скорость от 5 Маха, иначе произойдет резкая потеря мощности. В одно время с «Клипером» была закрыта программа «Север» - гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением. Самолет с таким двигателем имел бы радиус разворота в десятки километров и практически не мог маневрировать, кроме того перегрузки пилотов становились смертельными. Сейчас не решаемой проблемой остается двигатель. Не только стабильно поддерживающий работу в сверхзвуковом режиме, но и способный перейти на гиперзвук.

У меня есть два варианта двигателей для гиперзвукового самолета, а именно один из них на Фиг. 19, прямоточный двигатель работающий совместно с турбореактивным двигателем, где устойчиво поддерживается реактивная струя в двигателе при работе одновременно турбореактивного двигателя с прямоточным, есть вариант где двигатель гиперзвукового самолета работает раздельно, а именно прямоточный двигатель работает раздельно от двигателя турбореактивного, но прямоточный двигатель непосредственно связан с двигателем турбореактивным для поддержания реактивной струи в прямоточном двигателе, такой вариант двигателя я хотел бы применить на другом изобретении гиперзвуковом самолете – истребителе - перехватчике с газодинамической системой управления, где будут сняты все проблемы теплоизоляцией корпуса на сверхвысоких скоростях. Кроме того будет применена не обычная кабина для пилотов, не имеющая аналогов в мире, позволяющая перенести перегрузки у пилотов не ухудшая их здоровье. На новом изобретении гиперзвуковом самолете - истребителе - перехватчике с газодинамической системой управления, будет применима не обычная силовая схема, позволяющая отказаться от применяющихся на самолетах стрингеры и шпангоуты, а также не обычный обтекатель , позволяющий легко набрать гиперзвуковую скорость на большой высоте в полете. Но у меня нет средств оформить заявку на изобретение. И поэтому прошу рассмотреть этот вариант изобретения «Гиперзвукового самолета с газодинамической системой управления, аналог другой заявки на изобретения «Гиперзвуковой самолет – истребитель – перехватчик с газодинамической системой управления».

Автор изобретения: Валерий Сиротин

Права на данный материал принадлежат Валерию Сиротину
Материал размещён правообладателем в открытом доступе

В новости упоминаются

Страны

Продукция

Компании

Персоны

Проекты

Похожие новости

09.11.2020

Игрок глобального масштаба

20.07.2017

Путин отметил высокий уровень авиасалона МАКС-2017 в первый день его работы

28.03.2017

Насколько важна преемственность ВПК России и СССР?

25.01.2017

Отечественная вертолетостроительная отрасль в 2016 г.

29.08.2013

МАКС-2013: зачем "Ансат" раскрасили под зебру

30.05.2012

HeliRussia-2012

48 комментариев

№0

BrIg

18.10.2013 10:14

Цитата

У меня есть два варианта двигателей для гиперзвукового самолета, а именно один из них на Фиг. 19, прямоточный двигатель работающий совместно с турбореактивным двигателем, где устойчиво поддерживается реактивная струя в двигателе при работе одновременно турбореактивного двигателя с прямоточным, есть вариант где двигатель гиперзвукового самолета работает раздельно, а именно прямоточный двигатель работает раздельно от двигателя турбореактивного, но прямоточный двигатель непосредственно связан с двигателем турбореактивным для поддержания реактивной струи в прямоточном двигателе

Возникают сомнения по поводу двигательной установки. Эффективность работы ТРДД, на скоростях более 3.5М резко снижается, а реальных прямоточных (ГПВРД) для гиперзвуковых скоростей 6М и более не существует.

Сообщить

№0

TAMERLAN

18.10.2013 12:20

Очень интересная статья и проект. Много интересных данных.

Сообщить

№0

Раз-два

18.10.2013 15:04

Цитата

Очень интересная статья и проект. Много интересных данных

Только вот большие сомнения вызывают знания человека о предмете.

Сообщить

№0

Враг

18.10.2013 15:42

Цитата, Петрович от 18.10.2013 15:04

Только вот большие сомнения вызывают знания человека о предмете.

Вашего мнения все и ждут тут :)
Можно подробнее где он ерунду городит?

Сообщить

№0

Раз-два

18.10.2013 21:53

Цитата

Вашего мнения все и ждут тут :)

Для начала, я здесь вообще не вижу предмета изобретения, так, одно из технических решений, которое требует экспериментальной проверки.

Сообщить

№0

Peter Tsk

19.10.2013 09:02

Поддерживаю Петровича!

В чём новизна-то? Газодинамическое управление применяется уже давно. Ниже приведены серийно выпускаемые изделия. Или Автор считает что если добавить слово "гиперзвук" то его предложение сразу "тянет" на патент? А почему тогда не двигатели с ОВТ?

Цитата

Первым однороторным вертолетом, летавшим без рулевого винта, был экспериментальный вертолет NOTAR (NO-Tair-Rotor) фирмы «Хьюз» — модифицированный ОН-6, совершивший первый полет 17 декабря 1981 г. Устранение рулевого винта сулило такие преимущества как улучшение аэродинамических качеств, повышение безопасности при посадке, снижение шумности и уменьшение эксплуатационных расходов. Суть идеи заключается в выбросе струи сжатого воздуха через регулируемые жалюзи с целью компенсации вращающего момента несущего винта. Новаторские исследования фирмы «Хыоз» продолжила фирма «Макдоннелл Дуглас Хеликоптерс», которая к настоящему момент производит и продает вертолеты без рулевого винта NOTAR MD-520N и МD-530N.

OH-6 Notar

MD-520N

MD-530N

Сообщить

№0

Peter Tsk

19.10.2013 09:22

Глянул поясняющие рисунки, возник вопрос: где Автор предполагает разместить топливо и полезную нагрузку?! Крылья-'телескопы'...

Сообщить

№0

Peter Tsk

19.10.2013 09:24

Летающая лаборатория Ка-26СС:

Сообщить

№0

Раз-два

19.10.2013 15:55

Цитата

Летающая лаборатория Ка-26СС:

Я на таком летал.
Мы тогда в Архангельскую область в поход водный ходили. В 80-х это было.
Классный вертолет я Вам скажу.
Не понимаю!
Мы Всё можем делать и какое дело, лучше это Западных образцов или хуже...
Нас это устраивает - хорошо...
А дальше "Трава не расти".
Ну что мы всё на Запад оглядываемся.....
Пора уже своим умом жить.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 12:23

Цитата

Возникают сомнения по поводу двигательной установки. Эффективность работы ТРДД, на скоростях более 3.5М резко снижается, а реальных прямоточных (ГПВРД) для гиперзвуковых скоростей 6М и более не существует.

Каждый турбореактивный двигатель имеет предельные режимы работы. Работающий турбореактивный двигатель на запредельных режимах теряет тягу, так как на форсунки подается максимальное количество топлива. Это приводит к увеличению температуры в жаровых трубах и одновременно увеличивается температура и давление на лопатках турбины высокого давления, что приводит к тому, что лопатки турбины высокого давления двигателя ТРД начинают плавиться, что приводит к снижению тяги турбореактивного двигателя. Для решения этой проблемы необходима другая конструкция двигателя ТРД, где компрессор будет работать раздельно с турбиной высокого давления, а так же с турбиной тяговой, где турбина высокого давления будет иметь систему охлаждения, это позволит увеличить температуру на форсунках и повысить температуру и давление на лопатках на турбине высокого давления ТРД. Это позволит увеличить тягу двигателя ТРД на запредельных режимах работы двигателя.

Цитата

Для начала, я здесь вообще не вижу предмета изобретения, так, одно из технических решений, которое требует экспериментальной проверки.

Исходя из нормативных документов, изобретение и техническое решение, это одно и то же:
«Как известно, в действующем Патентном законе Российской Федерации нет определения, что следует понимать под техническим решением. В Правилах это выражение также не определено, но в подпункте (1) п. 19.5 говорится о том, какие решения нельзя считать изобретениями, то есть техническими решениями».
А то, что изобретения требуют экспериментальной проверки, так это стандартная процедура, и именно этого я и добиваюсь.

Цитата

В чём новизна-то? Газодинамическое управление применяется уже давно. Ниже приведены серийно выпускаемые изделия. Или Автор считает что если добавить слово "гиперзвук" то его предложение сразу "тянет" на патент? А почему тогда не двигатели с ОВТ?

Федеральная служба по интеллектуальной собственности и патентам зарегистрировала данное изобретение, следовательно, как вы выразились «на патент оно тянет». Автор не претендует на авторство газодинамического управления как такового вообще. Новизна состоит в применении его именно на самолете. Именно поэтому изобретение и зарегистрировано только после проверки на существование в мире аналогичных образцов.
Двигатели с отклонением вектора тяги, если имеются ввиду действующие образцы улучшают параметры управляемости, но не имеют достаточной мощности для набора гиперзвуковой скорости.

Цитата

Глянул поясняющие рисунки, возник вопрос: где Автор предполагает разместить топливо и полезную нагрузку?! Крылья-'телескопы'...

Топливо и полезная нагрузка размещается в фюзеляже, часть топливных баков в полостях крыльев.

Сообщить

№0

Вуду

22.10.2013 12:37

Валерий

Федеральная служба по интеллектуальной собственности и патентам зарегистрировала данное изобретение, следовательно, как вы выразились «на патент оно тянет». Автор не претендует на авторство газодинамического управления как такового вообще.
########################################################################
- Валерий, скажите, пожалуйста, кто Вы по основному образованию: ВУЗ, факультет и специальность?

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 12:48

Цитата

- Валерий, скажите, пожалуйста, кто Вы по основному образованию: ВУЗ, факультет и специальность?

Высшего образования нет. Отучился 3 курса в Сибирском государственном технологическом университете. Факультет Химических технологий (бывший факультет полимерных композиций и топлива, бывший инженерно-химико-технологический факультет) Специальность Роботизация и автомотизация поточных линий.
В настоящее время работаю электромонтажником в "ОКБ Сухой"

Сообщить

№0

SteSus

22.10.2013 12:52

Цитата

Нас это устраивает - хорошо..

Вас может и устраивает, а большинство посмотрит на характеристики и на цену и выберет оптимальное по этому соотношению, а не по месту производства.

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 12:53

Цитата

Для решения этой проблемы необходима другая конструкция двигателя ТРД, где компрессор будет работать раздельно с турбиной высокого давления, а так же с турбиной тяговой, где турбина высокого давления будет иметь систему охлаждения, это позволит увеличить температуру на форсунках и повысить температуру и давление на лопатках на турбине высокого давления ТРД. Это позволит увеличить тягу двигателя ТРД на запредельных режимах работы двигателя.

Ну это всё в теории. Пока максимум что можно было достичь на ТРДД это 3,2М , или 3395 км/ч. на МиГ-25. Даже появление гибридного ТРД / ПВРД (Pratt & Whitney J58) не дало значительного прироста скорости. То есть ТРД для скоростей более 3.2М на сегодняшний день не существует. Дальнейшее увеличение скорости, 5-6м и более, может быть связано с прямоточными двигателями (ГПВРД), но их реализация связана со значительными трудностями получения устойчивого горения топлива в сверхзвуковом потоке. Эта проблема пока не решена.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 13:08

Цитата

Дальнейшее увеличение скорости, 5-6м и более, может быть связано с прямоточными двигателями (ГПВРД), но их реализация связана со значительными трудностями получения устойчивого горения топлива в сверхзвуковом потоке. Эта проблема пока не решена.

У меня есть конструкция гиперзвукового прямоточного двигателя, но она мной еще не запатентована, поэтому сейчас не готов ее выкладывать.

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 13:24

Цитата

У меня есть конструкция гиперзвукового прямоточного двигателя, но она мной еще не запатентована, поэтому сейчас не готов ее выкладывать.

Понятно, Вы специалист широкого профиля.

Сообщить

№0

Вуду

22.10.2013 13:30

Валерий
3
НА САЙТЕ

№13
22.10.2013 12:48
Цитата

    - Валерий, скажите, пожалуйста,  кто Вы по основному образованию: ВУЗ, факультет и специальность?

Высшего образования нет. Отучился 3 курса в Сибирском государственном технологическом университете. Факультет Химических технологий (бывший факультет полимерных композиций и топлива, бывший инженерно-химико-технологический факультет) Специальность Роботизация и автомотизация поточных линий.
В настоящее время работаю электромонтажником в "ОКБ Сухой"
##########################################################################
- ОК.  Вы наверное знаете один из главных принципов создания любой конструкции: чем проще, тем надёжнее (безопаснее), тем лучше (и дешевле)?
Первый же вопрос к Вашему прожекту:  зачем газодинамическая система управления там, где она совершенно никому и на фиг не нужна?!

Посмотрите на любой гиперзвуковой аппарат прошлого и настоящего:
https://www.google.ru/search?q=x-15+aircraft&newwindow=1&hl=ru&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ei=ukFmUsH5M8Xo4gSUxYDIAw&ved=0CAcQ_AUoAQ&biw=1024&bih=574
https://www.google.ru/search?q=x-15+aircraft&newwindow=1&hl=ru&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ei=ukFmUsH5M8Xo4gSUxYDIAw&ved=0CAcQ_AUoAQ&biw=1024&bih=574#hl=ru&newwindow=1&q=space+shuttle&tbm=isch
https://www.google.ru/search?q=x-15+aircraft&newwindow=1&hl=ru&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ei=ukFmUsH5M8Xo4gSUxYDIAw&ved=0CAcQ_AUoAQ&biw=1024&bih=574#hl=ru&newwindow=1&q=Buran&tbm=isch
https://www.google.ru/search?q=x-15+aircraft&newwindow=1&hl=ru&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ei=ukFmUsH5M8Xo4gSUxYDIAw&ved=0CAcQ_AUoAQ&biw=1024&bih=574#hl=ru&newwindow=1&q=x-43a&tbm=isch
https://www.google.ru/search?q=x-15+aircraft&newwindow=1&hl=ru&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ei=ukFmUsH5M8Xo4gSUxYDIAw&ved=0CAcQ_AUoAQ&biw=1024&bih=574#hl=ru&newwindow=1&q=x-51&tbm=isch&facrc=_&imgdii=_&imgrc=HaQ8tkoe6_CB_M%3A%3Bs4NdXYP71li6fM%3Bhttp%253A%252F%252Fqnanwho.c.blog.so-net.ne.jp%252F_images%252Fblog%252F_ddd%252Fqnanwho%252Fx51ac.jpg%253Fc%253Da26%3Bhttp%253A%252F%252Fqnanwho.blog.so-net.ne.jp%252F2013-05-25%3B1097%3B726
Никто там не отказывался от нормальной аэродинамической схемы, а газовые рули/двигатели ориентации  использовались только там, где аэродинамические рули были неэффективны - в космосе.

И так же совершенно бесперспективно для гиперзвукового самолёта Ваше крыло в виде японского веера - и оно не выдерживает проверки на максимальную простоту, прочность, надёжность (безопасность) и дешевизну конструкции.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 13:57

Цитата

зачем газодинамическая система управления там, где она совершенно никому и на фиг не нужна?!

На гиперзвуковых скоростях плоскости стабилизаторов и рули управления не работают, т.к. на них образуется вибрация, приводящая к деформации и разрушению плоскостей.
На всех приведенных вами картинках изображены только летательные аппараты с плоскостями, что не позволит им развить гиперзвуковую скорость, сохранив при этом целостность конструкции.
Газодинамическая система управления работает на любых скоростях.

Цитата

И так же совершенно бесперспективно для гиперзвукового самолёта Ваше крыло в виде японского веера - и оно не выдерживает проверки на максимальную простоту, прочность, надёжность (безопасность) и дешевизну конструкции.

К сожалению такая проверка еще не проводилась, поэтому говорить об этом неуместно.

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 14:04

Цитата

На всех приведенных вами картинках изображены только летательные аппараты с плоскостями, что не позволит им развить гиперзвуковую скорость, сохранив при этом целостность конструкции.

Вполне даже позволяло. К примеру пилотируемый ЛА Х-15 - высота полёта до 107 км, скорость до 6,72 М

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 14:09

ИМХО: к сожалению, патентная система не может качественно выполнять ещё и экспертную функцию. Если выполняются формальные условия и патент имеет формальную новизну, то он может быть получен.

Так и появляются: "патент на изготовление кулебяки", "патент на мелодии генерируемые при нажатии клавиш телефона в тональном режиме", "патент на народное средство ... приготовляемое в лунную ночь..." и т.д.

Решение очень сильно зависит от квалификации эксперта рассматривающего заявку. Бывает, что выдача патента на "формальное изобретение" связана с неточной классификации изобретения на этапе подачи заявки.

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 14:21

Цитата

На гиперзвуковых скоростях плоскости стабилизаторов и рули управления не работают, т.к. на них образуется вибрация, приводящая к деформации и разрушению плоскостей.

А как-же: "Шатл", "Бор", "Буран" ... - как крайний случай машин летавших в двух средах?

Цитата

Газодинамическая система управления работает на любых скоростях.

- энергетические и массогабаритные затраты только другие, они значительно больше.

Поддерживаю Вуду [18] с замечаниями по поводу "аэродинамических поверхностей" и "сложности конструкции многосекционных крыльев".

Как будете обеспечивать жёсткость своих полых крыльев? Герметичность по стыку секций? Жесткость конструкции. Механизм управления углом раскрытия крыльев...

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 14:21

Цитата

Вполне даже позволяло. К примеру пилотируемый ЛА Х-15 - высота полёта до 107 км, скорость до 6,72 М

http://ru.wikipedia.org/wiki/North_American_X-15
Предпоследний указанный в таблице полёт (за номером 191) закончился трагически. Пилот Майкл Адамс[3], преодолев, наконец, в своём седьмом полёте желанный рубеж высоты, погиб при возвращении, когда по неустановленным причинам его самолёт внезапно стал неуправляемым и разрушился в воздухе при скорости 5М на высоте 18,9 км. Это сыграло немалую роль в закрытии проекта.
Мне причины потери управления кажутся очевидными.

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 14:24

Цитата

Мне причины потери управления кажутся очевидными.

- а Вам не кажется "очевидным", что вашу трубу газодинамического управления ждёт такая-же участь? - "погнёт" и "оторвёт нафиг"... это-же надо подтверждать продувками, что оно вообще будет работать на таких скоростях...

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 14:31

Цитата

Предпоследний указанный в таблице полёт (за номером 191) закончился трагически. Пилот Майкл Адамс[3], преодолев, наконец, в своём седьмом полёте желанный рубеж высоты, погиб при возвращении, когда по неустановленным причинам его самолёт внезапно стал неуправляемым и разрушился в воздухе при скорости 5М на высоте 18,9 км. Это сыграло немалую роль в закрытии проекта.
Мне причины потери управления кажутся очевидными.

Но это был один из 13 полётов. Рекордный полёт на скости 6.72М закончился успешно, как и остальные 11. Поэтому говорить о разрушении плоскостей на таких скоростях не корректно. Тем более, что аппарат продувался в аэродинамической трубе.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 14:35

Цитата

А как-же: "Шатл", "Бор", "Буран" ... - как крайний случай машин летавших в двух средах?

Данные ЛА не развивают гиперзвуковую скорость.

Цитата

Как будите обеспечивать жёсткость своих полых крыльев?

гофрированная прослойка между секциями крыла

Цитата

Герметичность по стыку секций?

в стыке секций герметичность не требуется, это не кабина

Цитата

Жесткость конструкции.

жесткость достаточная для выполнения взлета/посадки

Цитата

Механизм управления углом раскрытия крыльев...

все есть на схемах. в чем вопрос?

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 14:37

Цитата

жесткость достаточная для выполнения взлета/посадки

У вас есть расчёты жёсткости, прочности?

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 14:40

Цитата

это-же надо подтверждать продувками

согласен, надо

Цитата

Но это был один из 13 полётов. Рекордный полёт на скости 6.72М закончился успешно, как и остальные 11. Поэтому говорить о разрушении плоскостей на таких скоростях не корректно. Тем более, что аппарат продувался в аэродинамической трубе.

причины потери управления не установлены, вопрос открыт

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 14:44

Цитата

У вас есть расчёты жёсткости, прочности?

Нет, я изобретатель, а не математик. Это немного разные области. Например в ОКБ Сухой такими расчетами занимается целый отдел инженеров - математиков.

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 14:53

Цитата

вас есть расчёты жёсткости, прочности?

Нет, я изобретатель, а не математик. Это немного разные области. Например в ОКБ Сухой такими расчетами занимается целый отдел инженеров - математиков.

Вот и я об этом. Говорить о реальности той или иной конструкции можно говорить только после проведения необходимых расчётов.

Цитата

причины потери управления не установлены, вопрос открыт

Если при скорости 7274 км/ч. плоскости были целы, это говорит о том причина аварии на скорости 5745 была другая.

Сообщить

№0

TAMERLAN

22.10.2013 14:54

Цитата

это-же надо подтверждать продувками, что оно вообще будет работать на таких скоростях.

Безусловно, и я сомневаюсь, что с этим кто нибудь будет спорить. Однако, идея интересная, я бы очень хотел узнать работоспособна ли эта идея. Кто продувал эту модель? Сопла же есть управляемые и изменяемые? Почему не продолжить работы в этом направлении? Ответ может быть как положительным так и отрицательным. Я не думаю, что нужно так сурово его оценивать, в конце концов это все еще очень "сырое". И потом, критиковать всегда гораздо легче чем создавать. Впрочем, мы на сайте собрались для общения, так что..... критика полезна. Ибо, как говорится: "все, что не убивает нас - делает нас сильнее".

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 14:55

Цитата, Валерий от 22.10.2013 14:35

Данные ЛА не развивают гиперзвуковую скорость.

- Валирий! Да ка-же так?! а я то грешным делом думал что гиперзвук ("всех мастей") лежит "где-то" между 1-й космической _и_ нулевой скоростью, после остановки на ВПП...

По поводу крыла: чем обеспечивается жёсткость и прочность крыла у "Сухого"?

Цитата

Расчет и проектирование крыла СЛА.
Конструкция крыла СЛА.
Независимо от размеров, схемы и назначения самолета его крыло всегда состоит из каркаса и обшивки. Силовой каркас включает в себя продольный и поперечный силовые наборы.
К продольному набору гипотетического крыла (рис. 4.1) относятся основной (8) и дополнительный (2) лонжероны, продольные стенки (3) и стрингеры (7).

Лонжероном называется мощный продольный элемент (балка), воспринимающий изгибающий момент и поперечную силу. В составе замкнутого контура его стенка воспринимает и крутящий момент. ...
К поперечному набору крыла относятся нормальные (типовые) (9) и силовые (6) нервюры. ...

И чем обеспечивается у Вас?

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 15:28

Цитата

Если при скорости 7274 км/ч. плоскости были целы, это говорит о том причина аварии на скорости 5745 была другая.

Возможно, но никто не замерял нагрузку на этих плоскостях на гиперзвуковой скорости

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 15:34

Цитата

Возможно, но никто не замерял нагрузку на этих плоскостях на гиперзвуковой скорости

Почему она должна быть больше на скорости 5745, чем на скорости 7274?

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 15:35

Цитата

а я то грешным делом думал что гиперзвук ("всех мастей") лежит "где-то" между 1-й космической _и_ нулевой скоростью, после остановки на ВПП...

Определение нижней границы гиперзвуковой скорости обычно связано с началом процессов ионизации и диссоциации молекул в пограничном слое (ПС) около аппарата, который движется в атмосфере, что начинает происходить примерно при 5 М.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 15:41

Цитата

Почему она должна быть больше на скорости 5745, чем на скорости 7274?

а когда он развил 7274? я вижу максимум был 6 206...

Сообщить

№0

Вуду

22.10.2013 15:59

Валерий

зачем газодинамическая система управления там, где она совершенно никому и на фиг не нужна?!

На гиперзвуковых скоростях плоскости стабилизаторов и рули управления не работают, т.к. на них образуется вибрация, приводящая к деформации и разрушению плоскостей.
##################################################################
- Я привёл Вам реально летавшие и летающие конструкции, - X-15, Спейс Шаттл, Буран, X-43a, X-51, - летавшие со скоростями от первой космической (28М) и менее, ни у кого из них управляющие плоскости не деформировались и не разрушились!

Валерий
На всех приведенных вами картинках изображены только летательные аппараты с плоскостями, что не позволит им развить гиперзвуковую скорость, сохранив при этом целостность конструкции.
##################################################################
ТАМ РЕАЛЬНЫЕ, УЖЕ МНОГОКРАТНО ЛЕТАВШИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППРАТЫ.

Сообщить

№0

Вуду

22.10.2013 16:03

Валерий

Цитата

А как-же: "Шатл", "Бор", "Буран" ... - как крайний случай машин летавших в двух средах?

Данные ЛА не развивают гиперзвуковую скорость.
########################################################################
- Аффигеть! 5М - уже гиперзвук, Спейс Шаттл и Буран летали аж на 28М - "не развивают гиперзвуковую скорость"?! Это как понимать??

Сообщить

№0

BrIg

22.10.2013 16:15

Цитата

а когда он развил 7274? я вижу максимум был 6 206...

Максимальная скорость — 7274 км/ч. Максимальная высота — 107,96 км. Рекорд установлен самолётом X-15 #3, номер 56-6672.
http://ru.wikipedia.org/wiki/North_American_X-15
Читайте внимательней.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 17:11

Цитата

"не развивают гиперзвуковую скорость"?!

я имел ввиду в воздушном пространстве.
у «Бурана» во время входа в атмосферу скорость доходила до 25 скоростей звука (почти 30 тыс. км/ч) потом в атмосфере скорость резко падала.

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 17:48

В моих разработках самолет, а не космический аппарат. Понятно, что в космосе форма значения не имеет.

Аппарат Х-15 в апогее траектории вышел за пределы атмосферы, невесомость продолжалась около 4 минут.
В США все эти полёты, а в мире (ФАИ) — те из них, в которых была превышена граница космоса в 100 км признаны cуборбитальными пилотируемыми космическими полётами, а их участники — астронавтами.

Сообщить

№0

Раз-два

22.10.2013 17:56

Посмотрел еще раз статью.
Что бросается в глаза:- автор большой специалист по кинематике, достаточно посмотреть на кинематические схемы что бы увидеть, с какой любовью они прорисованы.
Но вот дальше.. Я никогда не понимал людей, которые пытаются "изобрести" в области, которую абсолютно не знают.
Вот посмотрите на крыло: это не крыло, это веер, который вставляется один в другой. И никакая "гофрированная прослойка" внутри такого крыла не поместится, а вся конструкция рассыпется на сверхзвуковых скоростях, здесь даже считать не надо и так видно.
Теперь что касается газодинамического управления в такой схеме, зачем утяжелять конструкцию, городить непонятные воздуховоды, если просто достаточно в кинематику сопла двигателя ввести конструктивный элемент управления вектором тяги. И всё. Больше ничего не надо. Вес сэкономили, конструкцию упростили, надежность повысили (за счет упрощения).
Никогда не любил изобретателей, одна морока с ними, пока объяснишь прописные истины - семь потов сойдет.
Добавлю еще по схеме - из воздуховода газ дует перпендикулярно сверхзвуковой струе двигателя. Хотя бы поинтересовались какой это дает эффект и дает ли. Есть же журналы ЦАГИ и ЦИАМ и там много статей по этому вопросу.
А вообще нашими учеными в области газовой динамики выполнен большой объем работ по газодинамическому управлению вектором тяги (отклонением сверхзвуковой струи реактивного сопла), но там реальный результат получается только путем вдува газа со стенки - внутри сверхзвуковой части реактивного сопла.

Сообщить

№0

Вуду

22.10.2013 18:02

- Не надо глупых басен. Что значит "резко падала"?? Никаких там не было "резко", перегрузка минимальная":
http://www.buran.ru/htm/shuttle.htm
Вход в атмосферу начался на высоте 120 км при скорости ВКС, соответствующей числу М=24, через 28 мин после подачи тормозного импульса.

Протяженность участка от точки входа в атмосферу до базы ВВС Эдвардс составила 7060-7080 км. Продолжительность полета до момента посадки была 32 мин.

Через 140 с после входа в атмосферу, когда скоростной напор достиг 2,44 кгс/кв.м, началось балансировочное отклонение элевонов и подфюзеляжного щитка ВКС. На 180-й секунде после входа в атмосферу осуществился переход к совместному использованию реактивной системы управления и элевонов, продолжавшемуся до 280-й секунды полета ВКС в атмосфере, после чего ЖРД системы управления по крену были отключены.

Через 4 мин после входа в атмосферу наступил период "радиомолчания", а через 7 мин на высоте 78 км аппарат начал выполнять свой первый разворот с креном 80°. Характерно, что при снижении ВКС с высоты 120 км (М=24) до высоты 27 км (М=4) логика отклонения его элевонов была противоположна логике работы элеронов обычного самолета. Так при выполнении крена вправо левый элевон ВКС отклоняется вверх, а правый вниз. Начиная с высоты 27 км и скорости, соответствующей числу М=4, элевоны отклонялись как у обычного самолета.

При осуществлении спуска ВКС в атмосфере по штатной траектории предусматривается выполнение около пяти маневров типа "змейка". Это связано с необходимостью рассеивания избыточной энергии ВКС, обеспечения его захода на посадку и посадки на базе ВВС Эдвардс.

Для создания крена ВКС начинает двигаться с боковым скольжением, а затем используются элевоны. Например, чтобы накренить ВКС вправо, необходимо сначала обеспечить левое скольжение, для чего экипаж включает двигатели системы управления по рысканию, поворачивая носовую часть фюзеляжа вправо. Боковое скольжение приводит затем к крену ВКС, контролируемому автоматической системой управления или вручную. При этом элевоны, используемые в качестве демпферов, отклоняются в положение, противоположное отклонению элеронов обычных самолетов.

В процессе выполнения первого маневра с креном 80° в автоматическом режиме ВКС "Колумбия" имел скорость, соответствующую числу М=24, и находился на расстоянии 5067 км от места посадки на высоте 78,0 км. Скорость поворота по крену составляла 6 град/с, что на 1 град/с превышало ожидаемую величину. При этом произошло отклонение от штатного маневра. Вместо 80° ВКС накренился на 85°, а затем совершил четыре колебания вправо и влево, прежде чем занял требуемое положение. Данное отклонение от штатного маневра не потребовало, однако, вмешательства экипажа. Боковое скольжение ВКС в этой точке траектории не повлияло на безопасность полета, поскольку температуры нагрева еще не достигли критических значений. По мнению экипажа, причина колебаний ВКС при выполнении первого маневра по крену не связана с работой системы управления и ее можно устранить, выполняя крен с меньшей угловой скоростью. При этом превышение заданного значения угла крена и боковое скольжение ВКС могут быть небольшими. На отработку первого маневра ВКС реактивной системой управления было израсходовано 90,7 кгс топлива.

В первые 14 мин полета в атмосфере, когда скорость снижалась от М=25 до М=20, а высота уменьшалась со 120 до 69 км, угол атаки ВКС составлял 40°, а температура на некоторых участках ВКС достигла 1371-1648°С. Этот участок полета был одним из наиболее критичных. При скорости 7,35 км/с, когда ВКС находился над Тихим океаном и летел в темноте, Криппен увидел слабое розовое свечение вокруг боковых иллюминаторов, которое постепенно увеличивалось и охватило передние иллюминаторы.. Затем окраска свечения стала переходить в оранжевую, немного смещаясь к носку фюзеляжа. По мнению Янга, Криппен не мог видеть розового свечения вокруг носовой части ВКС в тот момент, когда температуры еще не достигли 1093°С. Что же касается оранжевого свечения вокруг носка фюзеляжа ВКС, то оно соответствовало температуре 1648°С. Впервые оранжевое свечение вокруг носка фюзеляжа было зарегистрировано экипажем на высоте 99 км при скорости полета, соответствующей числу М=24,5. В этот момент, однако, ВКС начал освещаться лучами всходившего солнца и наблюдаемое свечение исчезло.

Автоматическое управление ВКС при спуске началось в тот момент, когда перегрузка достигла значения 0,176. До этого времени, хотя навигационная система ВКС рассчитывала местоположение аппарата, система управления не осуществляла автоматической выдачи команд по дальности. При перегрузке 0,176 и скоростном напоре 19,53 кгс/кв.м, когда высота полета соответствовала 78,9 км, а скорость - числу М=24, система управления начала рассчитывать углы разворота, необходимые для достижения базы ВВС Эдвардс (находившейся в этот момент в 5864,5 км) и расстояние до нее. Автоматическая система управления обеспечила также отображение траектории полета ВКС на экране электронно-лучевого индикатора в кабине экипажа.

Основная задача экипажа заключалась в контроле системы управления и изменение лобового сопротивления ВКС в соответствии с его эталонным значением, отображаемым на экране дисплея.

При достижении скоростного напора 97,65 кгс/кв.м на высоте 73,5 км и скорости, соответствующей числу М=23, экипаж ожидал бафтинга элевонов. Это явление имитировалось на тренажере ВКС в процессе предполетной подготовки, однако при спуске в атмосфере никаких колебаний элевонов не наблюдалось.

Следующий автоматический разворот ВКС влево был выполнен экипажем на высоте 66 км при скорости, соответствующей числу М=18.

Через 15 мин полета в атмосфере на высоте 63,9 км и при скорости, соответствующей числу М=18 (аппарат в этот момент находился в 1609 км от авиабазы Эдвардс), начался квазистационарный участок планирования ВКС, на котором система управления обеспечивала постоянство подъемной силы и перегрузки ВКС. На высоте 56,4 км начался участок полета с постоянным лобовым сопротивлением.

При скорости 2,88 км/с снова последовал правый разворот с креном 70°. Характеризуя гиперзвуковой участок полета в атмосфере, Янг заявил, что ВКС на гиперзвуковом режиме оказался более устойчивым, чем предполагалось.

Связь с экипажем была восстановлена, когда ВКС находился на высоте 56,4 км и имел скорость, соответствующую числу М=10,8. Наземные станции сопровождения обнаружили ВКС на высоте 50,3 км, когда он находился на расстоянии ~760 км от места посадки. По данным наземных средств сопровождения и бортовых систем все параметры были в норме.

ВКС пересек Калифорнийское побережье между городами Сан-Франциско и Лос-Анджелес на высоте 41,6-42,3 км при скорости, соответствующей числу М=6,5-6,6. Когда скорость ВКС снизилась до 1,44 км/с (М=5), а высота уменьшилась до 34,5 км, Янг перешел на ручное управление и выполнил левый разворот ВКС. На высоте 25,5 км (скорость ВКС соответствовала числу М=2,8) был выполнен правый разворот.

Участок снижения ВКС с высоты 34,5 км до высоты 24,6 км, когда скорость полета уменьшилась с М=5 до М=2, также был одним из наиболее критичных, поскольку некоторые пилотажные характеристики ВКС "Колумбия" на этом участке не считались достаточно надежными. Первоначально программой полета не предусматривался переход на ручное управление именно на этом участке. Однако незадолго до запуска МВКА "Спейс Шаттл" было принято решение о переходе на ручное управление, начиная с высоты 34,5 км, когда скорость полета будет соответствовать числу М=5. Ручное управление использовалось для выполнения плавных разворотов ВКС на тех режимах полета, при которых могло возникнуть нежелательное боковое скольжение ВКС. Ручное управление осуществлялось Янгом в соответствии с данными о пространственном положении ВКС, высвечиваемыми на экране дисплея.

Когда скорость полета ВКС немного превышала значение, соответствующее числу М=2, возник небольшой бафтинг, продолжавшийся в диапазоне околозвуковых скоростей. Бафтинг уменьшался по мере снижения скорости до значения, соответствующего числу М=0,8.

Когда ВКС прошел над авиабазой Эдварде на высоте 16,2 км, его скорость уменьшилась до значения, соответствующего числу М=1,3. При прохождении звукового барьера последовали два хлопка, и через несколько секунд два самолета Т-38, получившие от наземных РЛС сопровождения данные о местоположении ВКС, встретили его на высоте 9,9 км (смотри фотографию слева), с которой спуск ВКС проходил при угле наклона траектории к горизонту, равном 20°. Небольшое выравнивание уменьшило его скорость до 592 км/ч, Янг снова взял управление на себя, выполнил левый разворот на 210° при угле крена 35° и перегрузке 1,3, направляя ВКС на посадочную полосу N23 на дне высохшего озера Роджерс.

На расстоянии 8 км от озера Роджерс и в 10,4 км от места посадки Дж. Янг произвел выравнивание ВКС. Скорость полета в этот момент составляла ~536, км/ч, а высота 3,6 км. Поскольку после выполнения левого разворота угол наклона траектории превысил 20°, Янг уменьшил его до требуемого значения. Скорость снижения составила 60 м/с, и к этому времени аппарат находился в 3,2 км от места посадки.

При подходе к границе высохшего озера высота полета ВКС составляла 600 м. При скорости ВКС 527,2 км/ч и высоте 525 м произошло непредвиденное отклонение от штатной последовательности проведения посадки. В процессе предварительного выравнивания ВКС Дж. Янг начал медленно увеличивать угол тангажа для уменьшения скорости спуска и обеспечения требуемой индикаторной скорости. В этот момент произошло неожиданное увеличение индикаторной скорости до 564,2 км/ч и для ее уменьшения до 342,5-348 км Янг вынужден был посадить ВКС на 600-900 м дальше расчетной точки. Шасси было выпущено на высоте 120 м. Вертикальная скорость ВКС перед посадкой составила 0,15-0,3 м/с вместо расчетной величины 0,6-0,9 м/с. Пробег был равен 2750 м.

ВКС осуществил посадку через 54 ч 20 мин 52 с после старта. Спустя 58 с после касания посадочной полосы, аппарат остановился, а через 4 мин к нему прибыли техники в специальных защитных костюмах с датчиками для анализа окружающей атмосферы на взрывоопасность вследствие возможной утечки компонентов топлива ЖРД системы реактивного управления (монометилгидразина и четырехокиси азота).

Сообщить

№0

Валерий

22.10.2013 19:07

Цитата

вся конструкция рассыпется на сверхзвуковых скоростях

Повторяю, эта конструкция только для взлета / посадки, когда скорости небольшие.
По двигателю повторюсь, не готов раскрывать подробности в связи с отсутствием на него регистрации.
Несколько своих изобретений я уже "подарил" по неопытности.

Цитата

Никаких там не было "резко"

Хорошо, скорость постепенно снижалась.

Считаю неуместным сравнивать мой самолет и ЛА предназначенные для полетов в Космос, которые запускаются не с поверхности Земли.

Сообщить

№0

Вуду

22.10.2013 19:17

Валерий

Несколько своих изобретений я уже "подарил" по своей неопытности.
#################################################################
- Это изобретение Вы можете смело подарить какому-нибудь личному недругу! :))) Пущай внедряет! :)))

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 20:44

Вуду, обильное цитирование [43] и нежелание пользоваться штатными средствами для выделения цитат, засоряют ленту комментариев и делают её нечитаемой.

Пожалуйста, пользуйтесь функционалом сайта для оформления своих мыслей, он не такой уж и бедный. В посте [43], могли бы оставить только части текста относящиеся к скорости и теущей высоте. Кому надо, полный текст найдёт по ссылке, любезно приведённой вами.

ИМХО, конечно.

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 21:27

Цитата, Валерий от 22.10.2013 19:07

Повторяю, эта конструкция только для взлета / посадки, когда скорости небольшие.

Валерий, "банальная эрудиция" мне подсказывает следующее:

на взлёте подъёмная сила будет создаваться крыльями и фюзеляжем. Предположим (ткнув пальцем в небо), что в пропорции 30-40% на фюзеляж и 60-70% на крылья;
судя по кабине, с опускающимся носом, для улучшения обзора ("привет" Ту-144!) аппарат предполагается как пилотируемый (?). Следовательно, диаметр носовой части в пределах 2 - 3 метра. Тогда, исходя из пропорций рисунка, длина вашего аппарата будет в пределах 50-80м. Значит, можно взять Ту-144 как "образец", который при длине 60-65 м, имеет взлётную массу около 200 т.
Ну, или как вариант за прообраз можно взять летавшую "Сотку" Т-4 Сухого: длина ~45м, взлетная масса ~135т. Нос у него тоже опускался.
не вижу оснований считать, что ваша машина будет значительно легче.
в соответствии с предложенной ранее пропорцией, нагрузка на крыло будет около 30% от взлётного веса (без учёта перегрузки), т.е. 135т*0.3 ~ 40т на (одно) крыло.
далее можно посчитать площадь крыла и прикинуть удельную нагрузку на крыло (кг/м2), но оно нам сейчас не надо...

Хотелось бы понять: как "пустое крыло", без каркаса, будет сохранять жёсткость?
- ведь при разбеге, под действием подъёмной силы (не менее 40т), крыло начнёт изгибаться вверх и сначала заклинит ваше "крыло-веер" (всё таки точнее телескопическое крыло) сделав невозможной изменение его геометрии, потом начнет гнуть и выламывать механизм поворота крыла (рычаг то о-го-го какой!). Деформированное крыло начнет терять свою геометрию и как следствие несущие свойства. В следствии изгиба и нарушения геометрии должны возникнуть вибрации крыла, а потом оно разрушится... не успев "убраться".

Сообщить

№0

Peter Tsk

22.10.2013 21:43

Валерий, мне представляется, что Вы оказались в плену своей "красивой" идеи раздвижного крыла.
Не могу взять в толк, почему бы крылья не сделать поворотными на почти 90град, складывающимися "на спине" вашего аппарата. Потому-же принципу как Вы изобразили маленькие крылышки (как у Ту-144) на вашем рисунке.

Или такой вариант уже не патентуем? ;)

Сообщить

Хотите оставить комментарий? Зарегистрируйтесь и/или Войдите и общайтесь!

Войти через ВКонтакте

Войти через Facebook