Результат интеллектуальной деятельности: ГАЗОДИНАМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

Изобретение относится к системе управления самолетом, находящемся в движении, а именно к газодинамической системе управления для гиперзвукового самолета, находящегося в движении.

Из уровня техники (RU 2457151 С1) известен маневренный самолет с газодинамической системой управления, который содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа, причем хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения, каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом, газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления.

Однако данный самолет является недостаточно маневренным во время его движения.

За прототип был взят самолет (RU 2371352 С1), который имеет возможность изменять направление вектора тяги и который содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа, причем турбореактивный двигатель снабжен снаружи упомянутого сопла основанием, двумя створками, каждая из которых выполнена с направляющими лопатками и установлена на основании с возможностью изменения направления потока газа из реактивного сопла, приводом вращения основания относительно реактивного сопла и рычажно-ползунным механизмом поворота створок относительно основания.

Однако недостатком данного технического решения также является недостаточная маневренность самолета во время его движения.

Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение маневренности самолета во время его движения в воздушном пространстве на гиперзвуковой скорости.

Данный технический результат полностью достигается совокупностью признаков независимого пункта заявленной формулы.

Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы. Рабочая часть располагается в носовом обтекателе фюзеляжа самолета и состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, расположенных по четырем сторонам обтекателя, и створок, которые закрывают отверстия в обтекателе около каждого двигателя разворота. Командная система представляет собой набор электропереключателей, реагирующих на положение штурвала, и проводов, соединяющих электропереключатели с рабочей частью. Основной и дополнительный двигатели разворота каждого направления запускаются последовательно, а каждый двигатель разворота запускается после полного открытия соответствующей створки.

Все двигатели разворота работают на твердом топливе.

Двигатели разворота имеют детонаторы запуска.

Количество основных и дополнительных двигателей на каждой стороне по меньшей мере два.

Количество основных и дополнительных двигателей на каждой стороне три.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 - обтекатель фюзеляжа самолета со створками двигателей бокового разворота, вид сбоку.

На фиг. 2 - обтекатель фюзеляжа самолета с двигателями бокового разворота (без створок), вид сбоку.

На фиг. 3 - обтекатель фюзеляжа самолета со створками двигателей вертикального разворота, вид сверху.

На фиг. 4 - обтекатель фюзеляжа самолета с двигателями вертикального разворота (без створок), вид сверху.

На фиг. 5 - продольный горизонтальный разрез обтекателя фюзеляжа самолета.

На фиг. 6 - продольный вертикальный разрез обтекателя фюзеляжа самолета.

Сама система состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, створок (рабочая часть) и командной системы.

Командная система представляет собой набор электропереключателей и проводов.

Двигатели вертикального и бокового разворота расположены в обтекателе (1) фюзеляжа самолета. Слева и справа обтекателя (1) самолета располагаются двигатели (2) бокового разворота, поворачивающие самолет в полете на гиперзвуковой скорости по горизонтали влево и вправо.

Сверху и снизу обтекателя (1) самолета располагаются двигатели (3) вертикального разворота, поворачивающие самолет в полете на гиперзвуковой скорости по вертикали вверх и вниз.

Двигатели вертикального (3) и бокового (2) разворота системы работают на твердом топливе.

Обтекатель (1) представляет собой конусообразную деталь, которая на своей поверхности имеет отверстия, которые закрываются створками (4 и 5).

Двигатели (2) бокового разворота расположены внутри обтекателя (1) и закрыты створками (4), а двигатели (3) вертикального разворота также располагаются внутри обтекателя (1) и закрыты створками (5).

Сопла (6) двигателей (2) бокового разворота направлены непосредственно в отверстия (боковые), закрываемые створками (4), а сопла (7) двигателей (3) вертикального разворота направлены непосредственно в отверстия (верхние и нижние), закрываемые створками (5).

Двигатели (2 и 3) бокового и вертикального разворота прикреплены шпангоутами (8) к поперечным (9) и продольным (10) силовым перегородкам, которые располагаются внутри обтекателя (1) фюзеляжа самолета. Соответственно двигатели (2) бокового разворота прикреплены к поперечным (9) силовым перегородкам, а двигатели (3) вертикального разворота - к продольным (10) силовым перегородкам.

Заявленная система работает следующим образом:

Газодинамическая система управления используется при нахождении самолета на гиперзвуковой скорости.

Управление при помощи заявленной системы осуществляется летчиком из кабины самолета с помощью штурвала, механически соединенного с электропереключателями, реагирующими на изменение положения штурвала. При наклоне штурвала влево или вправо (замыкаются одни контакты, соответствующие направлению наклона штурвала) электропереключатель, отвечающий за боковой наклон, подает сигнал по проводам в обтекатель носовой части фюзеляжа самолета на механизм открытия створок, закрывающие сопла соответствующего основного двигателя бокового разворота (левого или правого в зависимости от стороны наклона штурвала). После полного открытия створок напряжение подается на детонатор указанного основного двигателя бокового разворота. Происходит воспламенение твердого топлива, на котором работает двигатель бокового разворота, после чего кратковременная газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на траекторию движения самолета, поворачивая его на несколько градусов в горизонтальной плоскости. Если летчик продолжает наклонять штурвал в том же направлении, то на электропереключателе замыкаются другие контакты, подающие напряжение по проводам в обтекатель на механизм открывания створки дополнительного двигателя бокового разворота, после полного открытия которой напряжение подается на детонатор дополнительного двигателя бокового разворота, также работающего на твердом топливе, после чего газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на боковую траекторию движения самолета, поворачивая его в определенном направлении еще на несколько градусов. После возврата штурвала в исходное положение открытые створки автоматически закрываются. Таким образом, самолет осуществляет поворот в горизонтальной плоскости.

При возникновении необходимости увеличить высоту полета самолета (направить самолет вверх) летчик тянет штурвал на себя, который механически соединен с другим электропереключателем, который замыкает контакты и из кабины в обтекатель по проводам на механизм открытия створки, закрывающей сопло основного двигателя вертикального разворота, расположенного в нижней части обтекателя, подается сигнал (напряжение), заставляющий эту створку открыться. После полного открытия створки напряжение поступает на детонатор основного двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, и воспламеняет его, после чего газодинамическая струя через сопло поворачивает самолет на несколько градусов вверх. Если летчик продолжает наклонять штурвал в том же направлении (в данном случае на себя), то на электропереключателе замыкаются другие контакты, подающие напряжение по проводам в обтекатель на механизм открывания створки дополнительного двигателя вертикального разворота, также расположенного в нижней части обтекателя, после полного открытия которой напряжение подается на детонатор данного дополнительного двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, после чего газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на траекторию движения самолета, наклоняя его относительно горизонтальной плоскости еще на несколько градусов. После возврата штурвала в исходное положение открытые створки автоматически закрываются. Таким образом, происходит подъем самолета на большую высоту.

При возникновении необходимости снижения высоты полета самолета летчик толкает от себя штурвал, который также механически соединен с другим электропереключателем, который по проводам соединен с двигателями вертикального разворота, расположенными в верхней части обтекателя и с соответствующей створкой. При наклоне штурвала от себя электропереключатель замыкает контакты и из кабины в обтекатель по проводам на механизм открытия створки, закрывающей сопло двигателя вертикального разворота, расположенного в верхней части обтекателя, подается сигнал (напряжение), заставляющий эту створку открыться. После полного открытия створки напряжение поступает на детонатор этого двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, и воспламеняет его, после чего газодинамическая струя через сопло поворачивает самолет на несколько градусов вниз. Если летчик продолжает наклонять штурвал в том же направлении (в данном случае от себя), то на электропереключателе замыкаются другие контакты, подающие напряжение по проводам в обтекатель на механизм открывания створки дополнительного двигателя вертикального разворота, также расположенного в верхней части обтекателя, после полного открытия которой напряжение подается на детонатор дополнительного двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, после чего газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на траекторию движения самолета, наклоняя его относительно горизонтальной плоскости еще на несколько градусов вниз. После возврата штурвала в исходное положение открытые створки автоматически закрываются. Таким образом, происходит снижение самолета.

Используя заявленную систему, повышается маневренность самолета.