RU178178U1 - INDIVIDUAL Flying Jet Propulsion Platform - Google Patents
INDIVIDUAL Flying Jet Propulsion Platform Download PDFInfo
- Publication number
- RU178178U1 RU178178U1 RU2017125345U RU2017125345U RU178178U1 RU 178178 U1 RU178178 U1 RU 178178U1 RU 2017125345 U RU2017125345 U RU 2017125345U RU 2017125345 U RU2017125345 U RU 2017125345U RU 178178 U1 RU178178 U1 RU 178178U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engines
- platform
- ground
- operator
- vertical
- Prior art date
Links
- 239000000969 carrier Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 12
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 12
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims description 11
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 10
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 10
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 10
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 3
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims description 3
- 230000003155 kinesthetic effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract description 8
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract description 8
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 10
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
- 238000004148 unit process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
- B64C29/04—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded characterised by jet-reaction propulsion
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
- B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиации, в частности к конструкциям индивидуальных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.В основу полезной модели поставлена задача упрощения управления аппаратом, обеспечения динамической стабилизации во время полета и повышения безопасности в случае отказа двигателя, обеспечивающего поддержание аппарата в воздухе.Эта задача решена за счет применения в конструкции аппарата комбинированной силовой установки. Вертикальный подъем, поддержание в воздухе и вертикальную посадку обеспечивает единый блок из нескольких турбореактивных двигателей, расположенный под опорой для ног оператора, имеющий возможность поддерживать сопла вертикально земле независимо от положения рамы аппарата. Удержание блока двигателей в вертикальной плоскости по отношению к земле соплами вниз осуществляется предварительно раскрученными механическими силовыми роторными гироскопами. Стабильная работа турбореактивных двигателей осуществляется электронным блоком управления на основе показаний различных датчиков, контролирующих основные параметры работы двигателей.Управление платформой, обеспечение динамической стабилизации во время полета осуществляется жидкостными ракетными двигателями, расположенными в передней и задней частях аппарата на основе программы, заложенной в электронный блок управления, который получает сигналы от интеллектуального комплекса сенсоров, датчиков и гироскопов. Подвижные сопла ракетных двигателей находятся на боковых поверхностях платформы и постоянно направлены горизонтально по отношению к земле, несмотря на наклон платформы. Это осуществляется с помощью водил, жестко соединенных с силовыми роторными гироскопами.В случае выхода из строя одного из турбореактивных двигателей блок управления автоматически переводит все сопла ракетных двигателей из горизонтального положения в вертикальное по отношению к земле для осуществления аварийной мягкой посадки вместе с исправным турбореактивным двигателем.The utility model relates to the field of aviation, in particular, to the designs of individual aircraft of vertical take-off and landing. The utility model is based on the task of simplifying control of the device, providing dynamic stabilization during flight, and improving safety in case of engine failure, which maintains the device in the air. the problem is solved through the use of a combined power plant in the design of the apparatus. Vertical lift, air support and vertical landing provides a single unit of several turbojet engines located under the footrest of the operator, having the ability to support the nozzle vertically to the ground regardless of the position of the apparatus frame. Holding the engine block in a vertical plane with the nozzles downward with respect to the ground is carried out by previously untwisted mechanical power rotor gyroscopes. Stable operation of turbojet engines is carried out by an electronic control unit based on the readings of various sensors that control the main parameters of the engine. The platform is controlled by dynamic stabilization during flight by liquid rocket engines located in the front and rear parts of the device based on the program embedded in the electronic control unit , which receives signals from an intelligent complex of sensors, sensors and gyroscopes. Moving nozzles of rocket engines are located on the side surfaces of the platform and are constantly directed horizontally with respect to the ground, despite the inclination of the platform. This is carried out with the help of carriers that are rigidly connected to power rotor gyroscopes. In the event of failure of one of the turbojet engines, the control unit automatically transfers all nozzles of the rocket engines from horizontal to vertical with respect to the ground for an emergency soft landing together with a working turbojet engine.
Description
Предполагаемая полезная модель относится к области авиации, в частности к конструкциям индивидуальных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.The proposed utility model relates to the field of aviation, in particular to the design of individual aircraft vertical take-off and landing.
Известна летающая платформа [1] (аналог), содержащая раму, воздушные винты для вертикального взлета и посадки, кабину пилота, двигатели.Known flying platform [1] (analogue), containing a frame, propellers for vertical take-off and landing, the cockpit, engines.
К недостаткам упомянутого устройства относятся сложная система управления, трудности в обеспечении динамической стабилизации во время полета.The disadvantages of the aforementioned device include a complex control system, difficulties in providing dynamic stabilization during flight.
Наиболее близким по совокупности признаков (прототипом) является летательный аппарат [2], содержащий раму, являющуюся основной конструкционной деталью аппарата и служащую для поддержки оператора в вертикальном положении, турбореактивный двигатель, установленный на раме для прямого подъема соплом вниз, топливный бак, шасси.The closest set of features (prototype) is an aircraft [2] containing a frame, which is the main structural part of the device and serving to support the operator in an upright position, a turbojet engine mounted on the frame for direct lifting with the nozzle down, fuel tank, and landing gear.
Несмотря на кажущуюся простоту, устройство имеет существенные недостатки:Despite the apparent simplicity, the device has significant disadvantages:
- сложное управление, требующее многочасовых тренировок;- complicated management, requiring many hours of training;
- сложности в обеспечении динамической стабилизации во время полета;- difficulties in providing dynamic stabilization during flight;
- пониженную безопасность в случае отказа двигателя, особенно на высотах ниже ста метров, когда невозможно воспользоваться парашютом.- reduced safety in case of engine failure, especially at altitudes below one hundred meters when it is impossible to use a parachute.
В основу полезной модели поставлена задача создания конструкции летающей платформы, которая упростит управление аппаратом, сделает его естественным, не требующим много времени для освоения, обеспечит динамическую стабилизацию во время полета и повысит безопасность в случае отказа двигателя, обеспечивающего поддержание аппарата в воздухе.The utility model is based on the task of creating a design of a flying platform that will simplify the control of the device, make it natural, not requiring much time to master, provide dynamic stabilization during flight and increase safety in the event of a failure of the engine, which maintains the device in the air.
Это достигается с помощью того, что турбореактивные двигатели выполнены в виде единого блока, состоящего, как минимум, из двух двигателей и расположенного под опорой для ног оператора, при этом блок жестко установлен симметрично относительно продольной плоскости аппарата на поперечном валу, проходящем через центр тяжести аппарата, причем вал имеет возможность свободного вращения в опорах рамы в пределах ±20° в продольной вертикальной плоскости, при этом на обоих концах вала жестко присоединены механические силовые роторные гироскопы с осями вращения, перпендикулярными земле; на раме впереди и сзади оператора установлены баки с окислителем и по одному ракетному двигателю, имеющему камеру сгорания и две выходящие из нее выпускные трубы, заканчивающиеся на боковых поверхностях платформы в вертикальной продольной плоскости подвижными соединениями с двумя поворотными соплами, имеющими возможность вращения в пределах 90° в продольной вертикальной плоскости с помощью водил, жестко соединенных с поперечным валом, находящемся в горизонтальной плоскости, проходящей через центр тяжести аппарата и имеющим возможность свободного вращения в опорах рамы, при этом_в середине вала жестко установлен механический силовой роторный гироскоп с электромагнитными муфтами по обеим его сторонам с осью вращения, перпендикулярной земле, электронный блок управления и контроля за работой турбореактивных двигателей, электронный блок управления с различными датчиками, определяющими положение аппарата в пространстве для управления тягой ракетных двигателей с целью обеспечения кинестетического управления аппаратом, панель контроля на стойке управления, установленную впереди стоящего оператора и имеющую возможность наклона в пределах ±20° в поперечной плоскости для осуществления поворота аппарата в горизонтальной плоскости, аккумуляторную батарею, необходимую для запуска электрических гироскопов и пуска турбореактивных двигателей.This is achieved by the fact that turbojet engines are made in the form of a single unit, consisting of at least two engines and located under the operator’s foot support, while the unit is rigidly mounted symmetrically with respect to the longitudinal plane of the device on a transverse shaft passing through the center of gravity of the device moreover, the shaft has the possibility of free rotation in the frame supports within ± 20 ° in the longitudinal vertical plane, while mechanical power rotor gyroscopes with rigidly attached to both ends of the shaft syami rotation perpendicular to the ground; on the frame in front of and behind the operator there are tanks with an oxidizing agent and one rocket engine with a combustion chamber and two exhaust pipes emerging from it ending on the side surfaces of the platform in a vertical longitudinal plane with movable joints with two rotary nozzles that can rotate within 90 ° in the longitudinal vertical plane with the help of carriers that are rigidly connected to a transverse shaft located in a horizontal plane passing through the center of gravity of the apparatus and having the ability l free rotation in the frame supports, while in the middle of the shaft there is a rigid mechanical rotor gyroscope with electromagnetic couplings on both sides with an axis of rotation perpendicular to the ground, an electronic control unit for monitoring the operation of turbojet engines, an electronic control unit with various sensors that determine the position apparatus in the space for controlling the thrust of rocket engines in order to ensure kinesthetic control of the apparatus, the control panel on the control rack, installing hydrochloric standing in front of the operator and having a tiltable within ± 20 ° to a transverse plane of the turning apparatus in the horizontal plane, the battery required to start the electric starter gyroscopes and turbojet engines.
В предлагаемой полезной модели существенные недостатки прототипа устранены за счет применения в конструкции аппарата комбинированной силовой установки. Вертикальный подъем, поддержание в воздухе и вертикальную посадку обеспечивает единый блок из нескольких (минимум из двух) турбореактивных двигателей, расположенный под опорой для ног оператора, при этом он жестко установлен на поперечном валу, проходящем через центр тяжести аппарата и имеющим возможность свободного вращения относительно рамы в пределах ±20°. Удержание блока двигателей в вертикальной плоскости по отношению к земле соплами вниз осуществляется предварительно раскрученными механическими силовыми роторными гироскопами с электрическим приводом, жестко присоединенными к валу. Стабильная работа турбореактивных двигателей, которые не допускают остановки во время полета, осуществляется электронным блоком управления на основе показаний различных датчиков, контролирующих основные параметры работы двигателей.In the proposed utility model, significant disadvantages of the prototype are eliminated due to the use of a combined power plant in the design of the apparatus. Vertical lift, air support and vertical landing provides a single unit of several (at least two) turbojet engines located under the operator’s foot support, while it is rigidly mounted on a transverse shaft passing through the center of gravity of the device and having free rotation relative to the frame within ± 20 °. Holding the engine block in a vertical plane with the nozzles downward with respect to the ground is carried out by previously untwisted mechanical power rotor gyroscopes with an electric drive, rigidly attached to the shaft. Stable operation of turbojet engines, which do not allow stopping during the flight, is carried out by the electronic control unit based on the readings of various sensors that control the basic parameters of the engines.
Управление платформой, обеспечение динамической стабилизации во время полета осуществляется жидкостными ракетными двигателями, расположенными в носовой и кормовой частях аппарата на основе программы, заложенной в электронный блок управления, который получает сигналы от интеллектуального комплекса сенсоров, датчиков и гироскопов. Ракетные двигатели во время полета могут запускаться, останавливаться, работать непрерывно или в импульсном режиме. Из камер сгорания (как минимум двух) ракетных двигателей выходят по две выпускные трубы, заканчивающиеся на боковых поверхностях платформы подвижными соединениями с двумя поворотными соплами, которые. во время полета непрерывно направлены горизонтально по отношению к земле, несмотря на наклон платформы. Это осуществляется с помощью водил, жестко соединенных с поперечным валом, находящимся в горизонтальной плоскости, проходящей через центр тяжести аппарата и имеющим возможность свободного вращения в опорах рамы, при этом в середине вала жестко установлен механический силовой роторный гироскоп с электромагнитными муфтами по обеим его сторонам с осью вращения, перпендикулярной земле.The platform is controlled and dynamic stabilization is ensured during flight by liquid-propellant rocket engines located in the bow and stern of the device based on a program embedded in an electronic control unit that receives signals from an intelligent complex of sensors, sensors and gyroscopes. Rocket engines during flight can start, stop, operate continuously or in a pulsed mode. Two exhaust pipes exit from the combustion chambers of (at least two) rocket engines, ending on the side surfaces of the platform with movable joints with two rotary nozzles, which. during the flight they are continuously directed horizontally in relation to the ground, despite the inclination of the platform. This is carried out with the help of carriers that are rigidly connected to a transverse shaft located in a horizontal plane passing through the center of gravity of the device and having the possibility of free rotation in the frame supports, while in the middle of the shaft there is a mechanical power rotor gyroscope with electromagnetic couplings with electromagnetic couplings on both sides of it axis of rotation perpendicular to the ground.
Когда оператор ступает на несущую платформу, несколько миниатюрных гироскопических датчиков, жидкостных датчиков и акселерометров осуществляют мониторинг изменение поверхности движения с частотой около 100 Гц. В частности, при наклоне оператора, стоящего в вертикальной плоскости, проходящей через центр тяжести аппарата вперед, платформа также наклоняется вперед. Это движение улавливается комплексом вышеперечисленных датчиков, и вся информация подается в электронный блок управления, в котором заложено программное обеспечение, управляющее летающей платформой. В зависимости от информации, полученной от датчиков, электронный блок вырабатывает соответствующий сигнал управления, регулирующий величину открытия электромагнитных клапанов подачи топлива и окислителя на ракетный двигатель при движении вперед для удержания платформы в равновесии. Смесь топлива и окислителя самовоспламеняется в камере сгорания, и горящий газ при отсутствии поворота аппарата с помощью заслонки в равном количестве поступает по выпускным трубам в горизонтальные сопла, где истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу, и платформа выравнивается, при этом аппарат движется вперед. Программное обеспечение электронного блока обрабатывает информацию о состоянии равновесия, снимаемого с датчиков, корректирует величину подачи объема топлива и окислителя в камеру сгорания и, тем самым, тягу ракетного двигателя. Чем больше наклон платформы, тем быстрее движется аппарат в горизонтальном направлении вперед.When the operator steps onto the carrier platform, several miniature gyroscopic sensors, liquid sensors and accelerometers monitor the change in the movement surface with a frequency of about 100 Hz. In particular, when the operator is tilted in a vertical plane passing through the center of gravity of the apparatus forward, the platform also leans forward. This movement is captured by the complex of the above sensors, and all information is fed to the electronic control unit, which contains the software that controls the flying platform. Depending on the information received from the sensors, the electronic unit generates a corresponding control signal that regulates the opening of the electromagnetic valves for supplying fuel and an oxidizer to the rocket engine when moving forward to keep the platform in equilibrium. The mixture of fuel and oxidizer spontaneously ignites in the combustion chamber, and in the absence of turning the apparatus using the damper, the burning gas flows through the exhaust pipes into the horizontal nozzles, where it expires at high speed, giving the engine thrust and the platform is leveled, while the apparatus moves forward . The software of the electronic unit processes information about the equilibrium state taken from the sensors, corrects the amount of fuel and oxidizer supplied to the combustion chamber and, thereby, the thrust of the rocket engine. The greater the tilt of the platform, the faster the unit moves in the horizontal direction forward.
При наклоне стоящего оператора назад платформа наклоняется назад относительно центра тяжести, и все происходит аналогично, но только начинает работать задний ракетный двигатель, и аппарат устойчиво движется назад.When the operator is tilted back, the platform tilts back relative to the center of gravity, and everything happens the same way, but the rear rocket engine is just starting to work, and the device is steadily moving back.
При наклоне оператором рулевой стойки влево или вправо поворачивается в соответствующую сторону заслонка в камере сгорания переднего ракетного двигателя. Вследствие этого в одно сопло подается больше продуктов сгорания, а в другое меньше; при сохранении общего объема продуктов сгорания, тяга в одном сопле увеличивается, а в другом уменьшается, и аппарат поворачивается. Во время движения аппарат точно выполнит необходимый радиус поворота так, что наклон оператора в сторону поворота будет сбалансирован центростремительным ускорением.When the operator tilts the steering rack to the left or right, the flap in the combustion chamber of the front rocket engine turns to the corresponding side. As a result, more combustion products are fed into one nozzle, and less into the other; while maintaining the total volume of combustion products, the thrust in one nozzle increases, and in the other decreases, and the apparatus rotates. During movement, the device will accurately perform the required turning radius so that the operator's tilt in the direction of rotation will be balanced by centripetal acceleration.
При выходе из строя хотя бы одного из турбореактивных двигателей, осуществляющих тягу в вертикальном направлении, блок управления автоматически кратковременно отключает все электромагнитные муфты, связывающие сопла ракетных двигателей с механическими силовыми роторными гироскопами. За это время под действием силы тяжести сопел и встроенных пружин все сопла из горизонтального положения переходят в вертикальное положение по отношению к земле, и электромагнитные муфты снова включаются. Теперь механические силовые роторные гироскопы будут удерживать сопла ракетных двигателей в положении, соответствующем тяге, в вертикальном направлении.In the event of failure of at least one of the turbojet engines, carrying out thrust in the vertical direction, the control unit automatically briefly disconnects all electromagnetic couplings connecting the nozzles of the rocket engines with mechanical power rotor gyroscopes. During this time, under the influence of gravity of the nozzles and built-in springs, all nozzles from a horizontal position pass into a vertical position with respect to the ground, and the electromagnetic couplings are switched on again. Now mechanical power rotor gyroscopes will hold the nozzles of rocket engines in a position corresponding to the thrust in the vertical direction.
Блок управления автоматически подает сигналы на открытие электромагнитных клапанов обоих ракетных двигателей для осуществления аварийной мягкой посадки.The control unit automatically signals the opening of the electromagnetic valves of both rocket engines for an emergency soft landing.
Таким образом, такая система упрощает управление аппаратом, делает его естественным, не требующим много времени для освоения, обеспечивает динамическую стабилизацию во время полета и повышает безопасность в случае отказа двигателя, осуществляющего вертикальную тягу.Thus, such a system simplifies the control of the device, makes it natural, does not require much time to master, provides dynamic stabilization during flight and increases safety in the event of a failure of the engine carrying out vertical thrust.
Техническая сущность устройства поясняется на фиг. 1 а, б, в, г, д, где на фиг. 1 а показан общий вид аппарата справа, на фиг. 1б показан общий вид аппарата сверху, а на фиг.1 в показан общий вид аппарата спереди. На фиг. 1 г, д показан вид аппарата спереди по сечениям А-А и Б-Б. Корпус 1 летающей платформы состоит из рамы 2 и обшивки корпуса 3, защищающей элементы аппарата от внешних воздействий и придающей платформе аэродинамическую форму. Место 4 расположения оператора над центром тяжести аппарата находится на перфорированном настиле 35, не препятствующем поступлению воздуха к блоку турбореактивных двигателей (ТРД) 5. Основной поток воздуха к ТРД поступает через воздухозаборник 36, расположенный спереди. Блок ТРД жестко установлен на поперечном валу 6, проходящем через центр тяжести аппарата и имеющем возможность свободного вращения в опорах рамы в пределах ±20°. Удержание блока двигателей в вертикальной плоскости по отношению к земле соплами вниз осуществляется механическими силовыми роторными гироскопами 7, жестко присоединенными к валу 6. Ракетный двигатель (РД) 8 для движения вперед содержит камеру сгорания 12, заслонку 15, регулирующую подачу газовой смеси к соплам 16, выпускные трубы 14 и электромагнитные клапаны 13 подачи топлива и окислителя, располагается в передней части платформы. Выпускные трубы из камеры сгорания переднего РД через подвижные сочленения соединены с поворотными соплами 16, которые удерживаются водилами 17, жестко соединенными с поперечным валом 18. Водила через электромагнитные муфты 19 соединены с механическим силовым роторным гироскопом 20. Аналогично РД 9 для движения назад с камерой сгорания 21, выпускными трубами 23 и электромагнитными клапанами 22 подачи топлива и окислителя располагается в задней части платформы. Выпускные трубы из камеры сгорания заднего РД через подвижные сочленения соединены с поворотными соплами 24, которые удерживаются водилами 25, жестко соединенными с поперечным валом 26. Водила 25 через электромагнитные муфты 27 соединены с механическим силовым роторным гироскопом 28. Электронный блок управления 30 ТРД, электронный блок управления 31 РД и баки с окислителем 10 располагаются по бокам аппарата. Бак с топливом 11 и аккумуляторная батарея 32 находятся в задней части платформы.The technical nature of the device is illustrated in FIG. 1 a, b, c, d, d, where in FIG. 1 a shows a general view of the apparatus on the right, in FIG. 1b shows a general view of the apparatus from above, and FIG. 1c shows a general view of the apparatus from the front. In FIG. 1 g, d shows a front view of the apparatus along sections AA and BB. The
Стойка управления 29 с монитором установлена в передней части платформы. Шасси 33 установлено в нижней части платформы и предназначено для удобства взлета и посадки. Ступень 34 необходима оператору для удобства подъема и спуска с платформы.
Предварительная подготовка аппарата к работе производится в оборудованном пункте обслуживания, где заполняются баки топливом (например, авиационным керосином), устанавливаются полные баллоны с окислителем (например, жидким кислородом), полностью заряжается аккумуляторная батарея (АБ).Preliminary preparation of the apparatus for operation is carried out in an equipped service center, where the tanks are filled with fuel (for example, aviation kerosene), full cylinders with an oxidizing agent (for example, liquid oxygen) are installed, and the battery (AA) is fully charged.
Перед непосредственным использованием летающей платформы производится окончательная подготовка. Через разъем питания постоянного тока от внешнего источника (в оборудованном пункте обслуживания) подается питание на все электрооборудование аппарата. Подается напряжение на электромоторы всех механических силовых роторных гироскопов, которые при вертикальной по отношению к земле оси вращения, раскручиваются до номинальных оборотов. Сопла ракетных двигателей устанавливаются горизонтально по отношению к земле, после чего включаются электромагнитные муфты. Оператор занимает свое место на платформе и с панели управления включает стартеры ТРД, после запуска ТРД питание всего электрооборудования аппарата происходит от встроенных в ТРД генераторов, и внешний источник питания отключается. Аппарат готов к полету.Before the direct use of the flying platform, the final preparation is made. Through the DC power connector from an external source (in the equipped service center), power is supplied to all electrical equipment of the device. The voltage is applied to the electric motors of all mechanical power rotor gyroscopes, which, when the axis of rotation is vertical with respect to the ground, are untwisted to rated speed. The nozzles of rocket engines are installed horizontally in relation to the ground, after which electromagnetic clutches are turned on. The operator takes its place on the platform and from the control panel turns on the turbojet starters, after starting the turbojet engine, the power supply of all electrical equipment of the device comes from the generators built into the turbojet engine, and the external power source is turned off. The device is ready to fly.
Для совершения полета оператор, находясь в вертикальном положении, увеличивает подачу топлива к ТРД и поднимает вертикально платформу на несколько метров над землей. Для движения в переднем направлении оператор наклоняется вперед, платформа также наклоняется вперед, при этом запускается ракетный двигатель для движения вперед. Чем больше угол наклона оператора и платформы по отношению к вертикали, тем больше горизонтальная скорость. Система управления ракетным двигателем автоматически поддерживает заданный наклон. При необходимости увеличить высоту полета оператор с пульта управления увеличивает подачу топлива в блок ТРД, увеличивается их тяга в вертикальном направлении, и аппарат поднимается. Если нужно совершить маневр, например, вправо, оператор наклоняет рулевую колонку управления на соответствующий угол вправо, автоматически увеличивается тяга левого сопла ракетного двигателя и уменьшается тяга правого сопла, аппарат совершает поворот вправо. Аналогично совершается поворот влево. Во время полета на мониторе стойки управления высвечиваются следующие параметры: высота полета, скорость полета, наклон вперед (или назад), оставшийся запас топлива и окислителя, время полета.To complete the flight, the operator, while in a vertical position, increases the fuel supply to the turbojet engine and raises the platform vertically several meters above the ground. To move in the forward direction, the operator leans forward, the platform also leans forward, while the rocket engine is launched to move forward. The greater the angle of inclination of the operator and the platform relative to the vertical, the greater the horizontal speed. The rocket engine control system automatically maintains a given tilt. If it is necessary to increase the flight altitude, the operator from the control panel increases the fuel supply to the turbofan engine, their thrust increases in the vertical direction, and the device rises. If you need to make a maneuver, for example, to the right, the operator tilts the steering column to the right angle to the right, the thrust of the left nozzle of the rocket engine automatically increases and the thrust of the right nozzle decreases, the device rotates to the right. Similarly, a left turn is made. During flight, the following parameters are displayed on the control rack monitor: flight altitude, flight speed, forward (or backward) tilt, remaining fuel and oxidizer supply, and flight time.
Если во время полета выходит из строя один из турбореактивных двигателей, блок управления автоматически кратковременно отключает все электромагнитные муфты, связывающие сопла ракетных двигателей с их механическими силовыми роторными гироскопами. За это время под действием силы тяжести сопел и встроенных пружин все сопла из горизонтального положения переходят в вертикальное положение по отношению к земле, и электромагнитные муфты снова включаются. Теперь механические силовые роторные гироскопы с помощью водил будут удерживать сопла ракетных двигателей в вертикальном положении. Блок управления ракетными двигателями автоматически подает сигналы на максимальное открытие электромагнитных клапанов подачи топлива и окислителя обоих ракетных двигателей для осуществления аварийной мягкой посадки вместе с оставшимся в строю ТРД.If during the flight one of the turbojet engines fails, the control unit automatically briefly disconnects all electromagnetic couplings connecting the nozzles of the rocket engines with their mechanical rotor power gyroscopes. During this time, under the influence of gravity of the nozzles and built-in springs, all nozzles from a horizontal position pass into a vertical position with respect to the ground, and the electromagnetic couplings are switched on again. Now, mechanical power rotor gyroscopes with the help of a carrier will hold the nozzles of rocket engines in an upright position. The rocket engine control unit automatically sends signals to the maximum opening of the fuel solenoid valves and the oxidizer of both rocket engines for emergency soft landing along with the remaining turbojet engine.
Такая конструкция летающей платформы упрощает управление аппаратом, делает его естественным, не требующим много времени для освоения, обеспечивает динамическую стабилизацию во время полета и повышает безопасность в случае отказа одного из двигателей, обеспечивающих поддержание аппарата в воздухе.This design of the flying platform simplifies the control of the device, makes it natural, does not require much time to master, provides dynamic stabilization during flight and increases safety in the event of failure of one of the engines ensuring the maintenance of the device in the air.
ЛитератураLiterature
1. Plsecki Frank N., Flying platform, US Patent No. 3184163 A, 1965.1. Plsecki Frank N., Flying platform, US Patent No. 3,184,163 A, 1965.
2. Williams Sam В., Airborne vehicle, US Patent No. 4447024 A, 1984.2. Williams Sam B., Airborne vehicle, US Patent No. 4,447,024 A, 1984.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017125345U RU178178U1 (en) | 2017-07-14 | 2017-07-14 | INDIVIDUAL Flying Jet Propulsion Platform |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017125345U RU178178U1 (en) | 2017-07-14 | 2017-07-14 | INDIVIDUAL Flying Jet Propulsion Platform |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU178178U1 true RU178178U1 (en) | 2018-03-26 |
Family
ID=61703855
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017125345U RU178178U1 (en) | 2017-07-14 | 2017-07-14 | INDIVIDUAL Flying Jet Propulsion Platform |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU178178U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110435938A (en) * | 2019-07-24 | 2019-11-12 | 西北工业大学 | A kind of low cost test platform aircraft of rocket recovery technology |
| CN112046775A (en) * | 2019-06-06 | 2020-12-08 | 宋延军 | Vertical soft landing auxiliary system and landing method for jet aircraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4447024A (en) * | 1982-02-08 | 1984-05-08 | Williams International | Airborne vehicle |
| RU2190560C2 (en) * | 2000-11-28 | 2002-10-10 | Григорчук Владимир Степанович | Flying vehicle with gas-turbo-ion engines |
| RU2301762C2 (en) * | 2005-09-16 | 2007-06-27 | Нургазиз Фаттахович Нигматуллин | Aircraft of simplified arrangement |
| WO2014205419A1 (en) * | 2013-06-20 | 2014-12-24 | Homer Nicholas Wright | Personal fluid-jet thrust pack which provides rotation for a rider about three axes |
-
2017
- 2017-07-14 RU RU2017125345U patent/RU178178U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4447024A (en) * | 1982-02-08 | 1984-05-08 | Williams International | Airborne vehicle |
| RU2190560C2 (en) * | 2000-11-28 | 2002-10-10 | Григорчук Владимир Степанович | Flying vehicle with gas-turbo-ion engines |
| RU2301762C2 (en) * | 2005-09-16 | 2007-06-27 | Нургазиз Фаттахович Нигматуллин | Aircraft of simplified arrangement |
| WO2014205419A1 (en) * | 2013-06-20 | 2014-12-24 | Homer Nicholas Wright | Personal fluid-jet thrust pack which provides rotation for a rider about three axes |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112046775A (en) * | 2019-06-06 | 2020-12-08 | 宋延军 | Vertical soft landing auxiliary system and landing method for jet aircraft |
| CN110435938A (en) * | 2019-07-24 | 2019-11-12 | 西北工业大学 | A kind of low cost test platform aircraft of rocket recovery technology |
| CN110435938B (en) * | 2019-07-24 | 2020-09-01 | 西北工业大学 | Low-cost test platform aircraft of rocket recovery technology |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6981993B2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft and its operating process | |
| KR102421773B1 (en) | Multi-rotor aerial vehicle | |
| US6969027B2 (en) | Vertical takeoff and landing apparatus | |
| US20180319486A1 (en) | Thrusting rockets for enhancing emergency autorotation | |
| US5289994A (en) | Equipment carrying remote controlled aircraft | |
| CN104477377B (en) | A kind of multi-modal all-rounder of combined type | |
| US5906335A (en) | Flight direction control system for blimps | |
| US3023980A (en) | Turbo-fan lift device | |
| JP4223921B2 (en) | Vertical take-off and landing flight device | |
| RU2148536C1 (en) | Recoverable booster of first stage of launch vehicle | |
| US20130068876A1 (en) | Flying Vehicle | |
| JP2002068095A (en) | Airship-shaped space craft | |
| RU178178U1 (en) | INDIVIDUAL Flying Jet Propulsion Platform | |
| US2763447A (en) | High altitude observation means | |
| RU2674622C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2609539C1 (en) | Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage | |
| EP4069586B1 (en) | An unmanned aerial vehicle | |
| RU196251U1 (en) | Unmanned Helicopter "SHADOW" | |
| RU2546027C2 (en) | Lens-shape hybrid airship | |
| RU2717406C1 (en) | Reusable space system and method for control thereof | |
| RU2543471C2 (en) | Multifunctional gyroplane | |
| CN108639386B (en) | Space rescue aircraft and space aircraft comprising same | |
| US4409658A (en) | Apparatus for landing loads from transport aircraft, especially low flying aircraft | |
| US4838501A (en) | Balopod (hybrid flying machine) | |
| CN103832582A (en) | Multifunctional helicopter |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20180206 |