×
20.08.2013
216.012.5fd9

Результат интеллектуальной деятельности: САМОЛЕТ СТАРОВЕРОВА (ВАРИАНТЫ)

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002490169
Дата охранного документа
20.08.2013
Аннотация: Группа изобретений относится к области авиации. По первому варианту самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение и двигатель/двигатели. Двигатель/двигатели направлен вверх-вперед относительно продольной оси самолета, или источник тяги которого направлен вверх-вперед относительно продольной оси самолета с учетом аэродинамического качества самолета. По второму варианту самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, электродистанционную систему управления и двигатель/двигатели. В усилитель, получающий сигнал с задатчика положения горизонтальных рулей или с задатчика тангажа, вводится сигнал с соединенного с ним датчика тяги двигателя или с датчика положения рычага управления двигателем, с целью изменения его коэффициента усиления, или этот сигнал с датчика подается в определенном масштабе на вход усилителя. Группа изобретений направлена на получение большей подъемной силы. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов.

Известны самолеты, содержащие, в частности, двигатель/двигатели, см. «Самолет с управлением флюгерная утка» пат. №RU 2410286. У всех известных самолетов тяга двигателя/двигателей направлена вперед параллельно продольной оси самолета, а подъемная сила создается за счет обтекания крыла с определенным аэродинамическим качеством. Это не является оптимальным, так как, направив тягу двигателя чуть вверх, можно получить приращение суммарной подъемной силы самолета.

ИЗОБРЕТЕНИЕ 1. С целью получения большей подъемной силы и, следовательно, большего аэродинамического качества самолета, данный самолет имеет двигатель/двигатели, который направлен вверх-вперед относительно продольной оси самолета, или источник тяги которого направлен вверх-вперед относительно продольной оси самолета. См. фиг.1. Последнее означает, что двигатель может быть направлен как угодно, но источник его тяги, движитель (воздушный винт, пропфэн, второй контур, сопло турбины) расположен под углом к двигателю и его вектор направлен вверх-вперед.

Разумеется, угол разворота двигателя верх относительно продольной оси (по аналогии с крылом будем называть этот угол «углом атаки двигателя») будет иметь какой-то оптимум. Рассчитаем его, см. фиг.2. Допустим, вектор тяги двигателя F направлен вперед-вверх под оптимальным углом А. Тогда двигатель сам создает подъемную силу FSinA, и за счет качества самолета K создается подъемная сила KFCosA. He путать качество самолета с качеством крыла! Качество самолета определяется так: из подъемной силы крыла вычитается отрицательная подъемная сила на заднем горизонтальном оперении ЗГО (если оно заднее), и получается попросту вес самолета P. Вес самолета делится на сопротивление крыла, сопротивление ЗГО, киля, фюзеляжа, пилонов, гондол двигателей и вспомогательных устройств (антенн, датчиков и т.п.), то есть попросту - на тягу двигателя, K=P/F. И это качество будет сильно отличаться от качества чистого крыла.

Суммарная подъемная сила равна весу самолета, то есть:

FSinA+KFCosA=Р

Для определения экстремума берем первую производную:

FCosA-KFsinA=0 или

FCosA=KFSinA или

CtgA=K или tgA=1/K получаем.

A=arcctgK=arctg(1/K)

То, что первая производная имеет значение, равное нулю,, означает, что экстремум существует, и что суммарная подъемная сила двигателя и крыла будет несколько выше, чем при горизонтальном расположении двигателя. Этот выигрыш будет невелик, но он будет, а это главное.

Но такой самолет кроме небольшого выигрыша в подъемной силе имеет другое большое преимущество перед обычным самолетом: допустим, летчик понял, что он недотягивает до полосы. Резкое увеличение тяги не даст быстрого результата, если скорость самолета невелика и уже близка к скорости сваливания. Увеличение тангажа и вовсе может привести к катастрофе. Обычный самолет некоторое время будет продолжать падать, пока существенно не увеличит скорость.

А данный самолет в такой ситуации за счет синусной составляющей тяги сразу плавно, но уверенно начнет набирать высоту. Это позволит избежать многих катастроф, особенно в сложных погодных условиях.

Разумеется, двигатель, расположенный под углом А, должен быть так расположен по высоте, чтобы вектор его тяги проходил через центр тяжести самолета ц.т., или хотя бы проходил как можно ближе к нему. Благоприятной для этого компоновкой обладают самолеты-верхнепланы с двигателями под крыльями на пилонах, самолеты-низкопланы с двигателями над крыльями на пилонах, и самолеты истребители с двигателями в фюзеляже или на уровне фюзеляжа (особенно на больших сверхзвуковых скоростях, когда реальное аэродинамическое качество самолета резко падает). Компоновка с двигателями на пилонах в задней части фюзеляжа (как у ТУ-154) этому не благоприятствует.

ИЗОБРЕТЕНИЕ 2. Как сказано выше, сам двигатель может быть расположен несколько иначе, чем движитель. В горизонтальном полете двигатель, особенно двухконтурный турбореактивный, желательно располагать параллельно продольной оси самолета, чтобы обеспечить хорошую работу входного устройства компрессора. Однако во время взлета и посадки сам самолет имеет значительный положительный тангаж, и входное устройство обтекается под некоторым углом снизу. Это может вызвать падение тяги, которая особенно нужна при взлете, и даже возникновение помпажа.

С целью хорошей работы входного устройства компрессора данный самолет имеет двигатель/двигатели, входное устройство которого направлено вперед-вниз. Этот угол (будем называть его угол склонения) должен быть таким, чтобы работа двигателя в горизонтальном полете не нарушалась вовсе или нарушалась на исчезающее незначительную величину. Тогда двигатель будет хорошо тянуть в горизонтальном полете, и будет иметь повышенную тягу и запас по помпажу на взлете.

При изменении углов наклона сопел первого и второго контуров и изменении угла наклона входного устройства сам двигатель может оставаться в прежнем - параллельном - положении. И аэродинамическое сопротивление гондолы двигателя не увеличиться.

ИЗОБРЕТЕНИЕ 3. Как сказано выше, вектор тяги двигателей должен проходить через центр тяжести самолета. Если по конструктивным соображениям точного соответствия достичь не удалось, то в систему управления танггажом желательно автоматически вводить поправку на пикирующий или кабрирующий момент, возникающий при изменении тяги двигателя.

В электродистанционном типе управления это делается достаточно просто: в усилитель, получающий сигнал с задатчика положения горизонтальных рулей или с задатчика тангажа ЗТ (см. фиг.3), вводится сигнал с соединенного с ним датчика тяги двигателя или с датчика положения рычага управления двигателем (РУД) с целью изменения его коэффициента усиления, или этот сигнал с датчика подается в определенном масштабе на вход упомянутого усилителя (на фиг.3 этот вариант показан пунктиром). С усилителя сигнал поступает как обычно - к исполнительным механизмам горизонтальных рулей И.М.

На фиг.1 показан данный самолет-верхнеплан, состоящий из фюзеляжа 1 с крылом 2, килем 3, ЗГО 4 и двигателей 5 на пилонах под консолями крыла. Вектор тяги двигателей отклонен вверх, а входное устройство отклонено вниз.

Допустим, качество крыла равно 40, но с учетом отрицательной подъемной силы на ЗГО и упомянутых аэродинамических сопротивлений качество самолета равно 10. Допустим, тяга двигателя равна 1 т. Тогда при горизонтальном расположении двигателей самолет в равномерном горизонтальном полете на данной высоте с данной скоростью может иметь вес 10 т.

При расположении двигателей вперед-вверх оптимальный угол атаки двигателей составит

A=arcctgK=arctg1/K=arctg 0,1=5,72 градуса.

И подъемная сила несколько увеличится. В остальном самолет функционирует как обычно.

На фиг.3 показана система электро дистанционного управления рулями высоты, где: ЗТ - задатчик положения рулей или задатчик тангажа, УС - усилитель, Д - тензометрический датчик тяги двигателей или датчик положения РУДа.

Работает эта система так: при неизменном режиме работы двигателя усилитель УС отрабатывает сигнал задатчика ЗТ, что приводит к адекватному отклонению рулей. Если вектор тяги двигателя не проходит через центр тяжести самолета «ц.т.», то при изменении тяги сигнал с датчика Д изменяет в нужную сторону коэффициент усиления усилителя, и положение рулей меняется. Или возможен другой вариант: сигнал с датчика Д с нужным знаком подается на вход усилителя, и положение рулей меняется в нужную сторону.


САМОЛЕТ СТАРОВЕРОВА (ВАРИАНТЫ)
САМОЛЕТ СТАРОВЕРОВА (ВАРИАНТЫ)
САМОЛЕТ СТАРОВЕРОВА (ВАРИАНТЫ)
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 171-180 of 311 items.
10.12.2015
№216.013.95fb

Кумулятивный заряд староверова - 10

Изобретение относится к кумулятивным боеприпасам. Кумулятивный заряд состоит из шашки взрывчатого вещества с конусной выемкой и, возможно, с внутренней облицовкой выемки, при этом в качестве взрывчатого вещества содержит вещество, выделяющее при взрыве из газов водород. Состав взрывчатого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570015
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.95fd

Способ улучшения порохов и заряд к легкогазовому оружию /варианты/

Изобретение относится к заряду для легкогазового оружия. Заряд представляет собой смесь азотосодержащих веществ: динитрамид аммония, нитрат аммония, нитрат бора или бериллия, пятиокись азота или шестиокись азота и тетраборана или боргидрида и гидрида металлов - бериллия, лития, алюминия,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570017
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.9600

Способ улучшения взрывчатых веществ и взрывчатое вещество /варианты/

Изобретение относится к взрывчатым веществам. Предложены варианты взрывчатых веществ, включающие боргидрид и гидрид бериллия, лития, алюминия, литий-алюминия или кремния или тетраборан и азотсодержащий окислитель - динитрамид аммония, нитрат аммония, нитрат бора, нитрат бериллия, пятиокись...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570020
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.9602

Способ улучшения ракетных топлив и ракетное топливо /варианты/

Изобретение относится к ракетным топливам. Предложены варианты ракетного топлива, включающие боргидрид и гидрид бериллия, лития, алюминия, лития-алюминия или кремния или тетраборан и азотсодержащий окислитель: нитрат аммония, динитрамид аммония, нитрат бора, нитрат бериллия, пятиокись азота,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570022
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.97a7

Опреснитель для чёрного моря

Изобретение относится к опреснителям и дистилляторам испарительного типа и предназначено для опреснения глубинных вод Черного моря, богатых сероводородом. Опреснитель содержит теплообменник. Перед опреснителем находится деаэратор для выделения из воды сероводорода. Выделившийся сероводород...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570443
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.97a8

Ракетное топливо староверова - 19 /варианты/

Изобретение относится к ракетным топливам. Предложены варианты ракетных топлив на основе декаборана в комбинациях с семью разными окислителями: пятиокисью азота, нитратом аммония, динитрамидом аммония, нитратом бора, нитратом бериллия, шестиокисью азота и азотной кислотой. Достигаемый...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570444
Дата охранного документа: 10.12.2015
20.12.2015
№216.013.9964

Стартёр автомобильный /варианты/

Изобретение относится ко всем типам стартеров для всех типов тепловых двигателей, в том числе для газотурбинного двигателя. Технический результат - уменьшение потребления электроэнергии. Для исключения потребления тока в крайних положениях скользящей шестерни для ее привода используется рычаг,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570893
Дата охранного документа: 20.12.2015
20.12.2015
№216.013.9975

Ракетный двигатель староверова -9 /варианты/

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570910
Дата охранного документа: 20.12.2015
20.12.2015
№216.013.9976

Ракетный двигатель староверова - 2 /варианты/

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570911
Дата охранного документа: 20.12.2015
20.12.2015
№216.013.9978

Ракетный двигатель староверова-6 /варианты/

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570913
Дата охранного документа: 20.12.2015
Showing 171-180 of 311 items.
10.12.2015
№216.013.95fb

Кумулятивный заряд староверова - 10

Изобретение относится к кумулятивным боеприпасам. Кумулятивный заряд состоит из шашки взрывчатого вещества с конусной выемкой и, возможно, с внутренней облицовкой выемки, при этом в качестве взрывчатого вещества содержит вещество, выделяющее при взрыве из газов водород. Состав взрывчатого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570015
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.95fd

Способ улучшения порохов и заряд к легкогазовому оружию /варианты/

Изобретение относится к заряду для легкогазового оружия. Заряд представляет собой смесь азотосодержащих веществ: динитрамид аммония, нитрат аммония, нитрат бора или бериллия, пятиокись азота или шестиокись азота и тетраборана или боргидрида и гидрида металлов - бериллия, лития, алюминия,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570017
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.9600

Способ улучшения взрывчатых веществ и взрывчатое вещество /варианты/

Изобретение относится к взрывчатым веществам. Предложены варианты взрывчатых веществ, включающие боргидрид и гидрид бериллия, лития, алюминия, литий-алюминия или кремния или тетраборан и азотсодержащий окислитель - динитрамид аммония, нитрат аммония, нитрат бора, нитрат бериллия, пятиокись...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570020
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.9602

Способ улучшения ракетных топлив и ракетное топливо /варианты/

Изобретение относится к ракетным топливам. Предложены варианты ракетного топлива, включающие боргидрид и гидрид бериллия, лития, алюминия, лития-алюминия или кремния или тетраборан и азотсодержащий окислитель: нитрат аммония, динитрамид аммония, нитрат бора, нитрат бериллия, пятиокись азота,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570022
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.97a7

Опреснитель для чёрного моря

Изобретение относится к опреснителям и дистилляторам испарительного типа и предназначено для опреснения глубинных вод Черного моря, богатых сероводородом. Опреснитель содержит теплообменник. Перед опреснителем находится деаэратор для выделения из воды сероводорода. Выделившийся сероводород...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570443
Дата охранного документа: 10.12.2015
10.12.2015
№216.013.97a8

Ракетное топливо староверова - 19 /варианты/

Изобретение относится к ракетным топливам. Предложены варианты ракетных топлив на основе декаборана в комбинациях с семью разными окислителями: пятиокисью азота, нитратом аммония, динитрамидом аммония, нитратом бора, нитратом бериллия, шестиокисью азота и азотной кислотой. Достигаемый...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570444
Дата охранного документа: 10.12.2015
20.12.2015
№216.013.9964

Стартёр автомобильный /варианты/

Изобретение относится ко всем типам стартеров для всех типов тепловых двигателей, в том числе для газотурбинного двигателя. Технический результат - уменьшение потребления электроэнергии. Для исключения потребления тока в крайних положениях скользящей шестерни для ее привода используется рычаг,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570893
Дата охранного документа: 20.12.2015
20.12.2015
№216.013.9975

Ракетный двигатель староверова -9 /варианты/

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570910
Дата охранного документа: 20.12.2015
20.12.2015
№216.013.9976

Ракетный двигатель староверова - 2 /варианты/

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570911
Дата охранного документа: 20.12.2015
20.12.2015
№216.013.9978

Ракетный двигатель староверова-6 /варианты/

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002570913
Дата охранного документа: 20.12.2015
+ добавить свой РИД