RU2111146C1

RU2111146C1 - High-altitude guided aerostatic flying vehicle

Info

Publication number: RU2111146C1
Application number: RU94019769/28A
Authority: RU
Inventors: Юрий Григорьевич Ишков
Original assignee: Юрий Григорьевич Ишков
Priority date: 1994-05-26
Filing date: 1994-05-26
Publication date: 1998-05-20
Also published as: RU94019769A; WO1995032893A1; AU2581095A

Abstract

FIELD: aerostatic guide flying vehicles with thermostatic balancing. SUBSTANCE: high-altitude guided flying vehicle includes aerostatic casing with varying configuration and volume which is made from convex upper and lower envelopes and cylindrical envelope secured by their edges on upper and lower tori; these envelopes form cavity where lighter-then-air gas bottles are arranged. Cavity of aerostatic casing is provided with hot gas and outside air supply systems for change of aerostatic lift force. The following components are mounted on casing: propulsion engine plant, nacelle with control system and cargo compartment on whose framework winches are secured; winches are connected with lower torus by means of suspension made in form of longitudinal rigid members of adjustable length. Lower torus is secured to upper torus by means of vertical suspension made in form of longitudinal rigid members of adjustable length. Casing is also provided with devices for rigid securing of tori; lighter-than-air gas bottles are embraced by grids made from longitudinal rigid members. EFFECT: enhanced reliability. 7 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к аэростатическим летательным аппаратам с термостатическим балластированием. The invention relates to aerostatic aircraft with thermostatic ballasting.

Известен из патента СССР N 1838175, кл. B 64 B 1/40, 1993 высотный аэростатический баллон большой грузоподъемности, содержащий две оболочки: внешнюю - заполненную воздухом и внутреннюю - заполненную газом легче воздуха, приспособление для подачи воздуха в объем, ограниченный внешней оболочкой, и выпуска воздуха из указанного объема. Known from USSR patent N 1838175, class. B 64 B 1/40, 1993 a high-altitude high-capacity aerostatic balloon containing two shells: an outer one filled with air and an inner one filled with gas lighter than air, a device for supplying air to the volume bounded by the outer shell, and discharging air from the indicated volume.

Недостатками аэростатических летательных аппаратов, использующих вышеуказанные аэростатические баллоны, является то, что для создания летательного аппарата достаточно большой грузоподъемности требуется использование нескольких таких баллонов, скрепленных друг с другом. При этом необходимо использование для установки силовых агрегатов, гондолы, узлов управления, шасси и элементов, обеспечивающих коммерческую нагрузку, несущего массивного жесткого элемента, расположенного ниже уровня вышеуказанных аэростатических баллонов. The disadvantages of aerostatic aircraft using the above aerostatic balloons, is that to create an aircraft with a sufficiently large carrying capacity requires the use of several such cylinders, bonded to each other. At the same time, it is necessary to use a load-bearing massive rigid element located below the level of the aforementioned aerostatic balloons to install power units, a nacelle, control units, a chassis and elements providing a commercial load.

Наиболее близким техническим решением к предложенному является известный из патента США N 4326681, кл. B 64 B 1/58, 1982 высотный управляемый аэростатический аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах, соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску. The closest technical solution to the proposed is known from US patent N 4326681, cl. B 64 B 1/58, 1982 high-altitude controlled aerostatic apparatus comprising a housing of perpendicularly fixed upper and lower tori, respectively convex upper and lower shells, forming a cavity in which at least one gas cylinder is lighter than air, a supply system it contains hot gases and outside air for changing the aerostatic lifting force of the hull, a marching power plant, a nacelle with a control system, a cargo compartment and its suspension.

Недостатками этого дирижабля являются: невозможность создания большой аэростатической подъемной силы, необходимой для компенсации массы его коммерческой нагрузки, преимущественно за счет нагретого газа, недостаточно большая высота полета, невозможность управления летательным аппаратом в вертикальном направлении преимущественно за счет изменения массы и температуры находящегося в полости аэростатического корпуса нагретого газа или воздуха, вследствие невозможности компенсации расширения воздуха и газов при увеличении допустимой высоты полета летательного аппарата и улучшения стабилизации последнего на предельной высоте полета. The disadvantages of this airship are: the impossibility of creating a large aerostatic lift necessary to compensate for the mass of its commercial load, mainly due to heated gas, the insufficient flight altitude, the inability to control the aircraft in the vertical direction mainly due to changes in the mass and temperature of the aerostatic body located in the cavity heated gas or air, due to the inability to compensate for the expansion of air and gases with an increase in permissible the flight altitude of the aircraft and improving the stabilization of the latter at the maximum flight altitude.

Указанные цели достигаются за счет того, что высотный управляемый аэростатический аппарат, содержащий корпус из закрепленных по периметру на верхнем и нижнем торах соответственно выпуклых верхней и нижней оболочек, образующих полость, в которой размещен по крайней мере один баллон для газа легче воздуха, систему подачи в нее горячих газов и забортного воздуха для изменения аэростатической подъемной силы корпуса, маршевую силовую установку, гондолу с системой управления, грузовым отсеком и ее подвеску, снабжен цилиндрической оболочкой, торцевые кромки которой закреплены по периметру на верхнем и нижнем торах, приспособлением для жесткого скрепления последних друг с другом и вертикальной подвеской нижнего тора к верхнему тору в виде продольно-жестких элементов регулируемой длины, и изготовленными из продольно-жестких элементов регулируемой длины сетками, закрепленными верхними и нижними частями соответственно на внутренней поверхности верхней оболочки и лебедках, жестко установленных на силовых элементах гондолы, которая соединена с нижним тором посредством подвески, выполненной из продольно-жестких элементов регулируемой длины, каждый баллон для газа легче воздуха размещен в указанных сетках из продольно-жестких элементов регулируемой длины, нижняя оболочка закреплена на гондоле по контуру грузового отсека, а верхний и нижний торы имеют эксцентриситет, равный 0,01 - 0,05. These goals are achieved due to the fact that the high-altitude controlled aerostatic apparatus containing a housing of perpendicularly mounted on the upper and lower tori respectively convex upper and lower shells, forming a cavity in which at least one cylinder for gas is placed lighter than air, the supply system in hot gases and outside air for changing the aerostatic lifting force of the hull, the marching power plant, a nacelle with a control system, a cargo compartment and its suspension, is equipped with a cylindrical shell, the end edges of which are fixed around the perimeter on the upper and lower tori, a device for rigidly fastening the latter to each other and a vertical suspension of the lower torus to the upper torus in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length, and made of longitudinally rigid elements of adjustable length, grids fixed by upper and lower parts, respectively, on the inner surface of the upper shell and winches, rigidly mounted on the power elements of the nacelle, which is connected to the lower torus by means of a suspension ki made of longitudinally rigid elements of adjustable length, each gas cylinder is lighter than air placed in the indicated nets of longitudinally rigid elements of adjustable length, the lower shell is fixed to the nacelle along the contour of the cargo compartment, and the upper and lower tori have an eccentricity of 0, 01 - 0.05.

Кроме того, каждый тор выполнен полым и составным из жестко соединенных друг с другом секций и снабжен приспособлением для изменения давления в нем и имеет скрепленные с ним по его периметру кольца жесткости, а каждый продольно-жесткий элемент регулируемой длины вертикальной подвески нижнего тора к верхнему тору закреплен одним из концов на лебедке, смонтированной на нижнем торе, на котором также закреплен другой конец этого же элемента, предварительно пропущенный через направляющий блок, закрепленный на верхнем торе. In addition, each torus is made hollow and composite of sections rigidly connected to each other and is equipped with a device for changing the pressure in it and has stiffening rings fastened to it along its perimeter, and each longitudinally rigid element of adjustable length of the vertical suspension of the lower torus to the upper torus fixed at one end to a winch mounted on the lower torus, on which the other end of the same element is also fixed, previously passed through a guide block mounted on the upper torus.

Следует отметить также, что газонепроницаемая цилиндрическая оболочка может быть выполнена гофрированной с поперечным расположением складок, а высотный управляемый аэростатический аппарат снабжен силовой установкой вертикальной тяги. It should also be noted that the gas-tight cylindrical shell can be made corrugated with a transverse folds, and high-altitude controlled aerostatic apparatus is equipped with a power unit of vertical thrust.

Конструкция предлагаемого высотного управляемого аэростатического аппарата показана на нижеследующих чертежах. The design of the proposed high-altitude controlled aerostatic apparatus is shown in the following drawings.

На фиг.1 схематично изображен общий вид высотного управляемого аэростатического аппарата в разрезе при скрепленных торах; на фиг. 2 - разрез кромки аэростатического аппарата при скрепленных торах; на фиг. 3 - разрез кромки корпуса при разведенных торах; на фиг.4 схематично изображен общий вид высотного управляемого аэростатического аппарата в разрезе при разведенных торах; на фиг.5 - горизонтальный разрез корпуса со смещением грузового отсека в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа. Figure 1 schematically shows a General view of a high-altitude controlled aerostatic apparatus in the context with fastened tori; in FIG. 2 - section of the edge of the aerostatic apparatus with fastened tori; in FIG. 3 - section of the edge of the body with divorced tori; figure 4 schematically shows a General view of a high-altitude controlled aerostatic apparatus in the context with divorced tori; figure 5 is a horizontal section of the housing with the displacement of the cargo compartment in the direction perpendicular to the plane of the drawing.

Высотный управляемый аэростатический аппарат состоит из корпуса, содержащего силовые, верхний 1 и нижний 2, торы с эксцентриситетом (отношение диаметра их поперечного сечения к максимальному диаметру), равным 0,01 - 0,05. Верхний 1 и нижний 2 торы выполнены полыми из жестко соединенных друг с другом секций, имеют приспособления для изменения давления в них (на фиг. условно не показано), снабжены расположенными по их периметру и скрепленными с ними кольцами 3 жесткости, и соединенными друг с другом посредством вертикальной подвески, выполненной из продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины. Изменение длины продольно-жестких элементов 4 производится посредством лебедок 5, закрепленных на нижнем 2 торе. Свободные концы продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины пропущены через направляющие блоки 6, установленные на верхнем 1 торе, и закреплены на нижнем 2 торе, которые снабжены приспособлениями 7 для их жесткого скрепления друг с другом. The high-altitude controlled aerostatic apparatus consists of a casing containing power, upper 1 and lower 2, tori with eccentricity (the ratio of the diameter of their cross section to the maximum diameter) equal to 0.01 - 0.05. The upper 1 and lower 2 tori are hollow from sections rigidly connected to each other, have devices for changing the pressure in them (not shown conventionally in Fig.), Are equipped with stiffening rings 3 located along their perimeter and connected to each other by means of a vertical suspension made of longitudinally rigid elements 4 of adjustable length. Changing the length of the longitudinally rigid elements 4 is carried out by means of winches 5, mounted on the lower 2 torus. The free ends of longitudinally rigid elements 4 of adjustable length are passed through guide blocks 6 mounted on the upper 1 torus and fixed on the lower 2 torus, which are equipped with devices 7 for their rigid fastening to each other.

Грузовой отсек 8 имеет жесткий каркас и газонепроницаемые стенки с теплоизоляцией (на чертежах условно не показаны), размещен в полости 9 корпуса. В грузовом отсеке 8 расположены помещения 10 для сменного экипажа, пассажиров, топлива, вспомогательных механизмов и силовых установок, компрессоров систем распределения нагретого газа, элементов системы управления, ремонтных средств (на фиг. условно не показаны) и сменный спускаемый модуль 11. Грузовой отсек 8 соединен с гондолой 12 управления и маршевой силовой установкой 13, причем как вариант выполнения гондолы 12 управления и маршевой силовой установки 13 может быть использован модифицированный фрагмент серийно производимого самолета. Грузовой отсек 8 посредством подвески из продольно-жестких элементов 14 регулируемой длины закреплен на нижнем 2 торе, при этом продольно-жесткие элементы 14 регулируемой длины одними концами попарно закреплены на нижнем 2 торе, а другими концами на силовых элементах грузового отсека 8, каждый из этих концов в диаметрально противоположной точке относительно парного ему продольно-жесткого элемента 14 регулируемой длины, при этом каждый из этих элементов 14 снабжен приспособлением для регулировки их натяжения (на фиг. условно не показано). The cargo compartment 8 has a rigid frame and gas-tight walls with thermal insulation (not shown conditionally in the drawings), located in the cavity 9 of the housing. In cargo compartment 8 there are rooms 10 for interchangeable crew, passengers, fuel, auxiliary mechanisms and power plants, compressors of heated gas distribution systems, control system elements, repair tools (not shown conditionally in FIG.) And a removable descent module 11. Cargo compartment 8 connected to the control nacelle 12 and the marching power plant 13, and as an embodiment of the control nacelle 12 and the marching power plant 13, a modified fragment of a mass-produced aircraft can be used. The cargo compartment 8 by means of a suspension of longitudinally rigid elements 14 of adjustable length is fixed on the lower 2 torus, while longitudinally rigid elements 14 of adjustable length are fixed at one end in pairs on the lower 2 torus and the other ends on the power elements of the cargo compartment 8, each of these ends at a diametrically opposite point relative to a pair of longitudinally rigid element 14 of adjustable length, with each of these elements 14 being equipped with a device for adjusting their tension (not shown conditionally in Fig.).

На верхнем 1 и нижнем 2 торах по их периметру закреплены кромками соответственно выпуклые верхняя 15, нижняя 16 и цилиндрическая 17 оболочки. Нижняя 16 оболочка меньшей кромкой закреплена по периметру грузового отсека 8. Цилиндрическая оболочка 17 для удобства складывания при скреплении верхнего 1 и нижнего 2 торов друг с другом выполнена гофрированной с поперечным расположением складок. On the upper 1 and lower 2 tori along their perimeter, the convex upper 15, lower 16 and cylindrical 17 shells are fixed along the edges, respectively. The lower shell 16 with a smaller edge is fixed around the perimeter of the cargo compartment 8. The cylindrical shell 17 for the convenience of folding when bonding the upper 1 and lower 2 tori with each other is corrugated with a transverse folds.

Баллоны 18 для газа легче воздуха выполнены коническими или цилиндрическими с конической нижней частью, при этом верхние торцы баллонов 18 выполнены в виде сферических куполов. Баллоны 18 размещены в сетках 19 из продольно-жестких элементов регулируемой длины, например из лент или тросов. Cylinders 18 for gas lighter than air are made conical or cylindrical with a conical lower part, while the upper ends of the cylinders 18 are made in the form of spherical domes. Cylinders 18 are placed in grids 19 from longitudinally rigid elements of adjustable length, for example from tapes or cables.

Каждая сетка 19 имеет размер, который обеспечивает объем охватываемого ею баллона 18 соответствующей предельной высоте полета высотного управляемого аэростатического аппарата. Each grid 19 has a size that provides the volume of the balloon 18 that it covers, corresponding to the maximum flight altitude of a controlled aerostatic apparatus.

Баллоны 18 закреплены на внутренней поверхности верхней 15 оболочки. Сетки 19 своими нижними частями закреплены в лебедках 20, установленных на силовых элементах грузового отсека 8, а верхними частями на внутренней поверхности верхней 15 оболочки. The cylinders 18 are fixed on the inner surface of the upper shell 15. The nets 19 are fixed with their lower parts in the winches 20 mounted on the power elements of the cargo compartment 8, and the upper parts on the inner surface of the upper shell 15.

Корпус имеет систему подачи нагретого газа и забортного воздуха в его полость 9 (на фиг. условно не показана), преимущественно от маршевой силовой установки 13. The housing has a system for supplying heated gas and outboard air into its cavity 9 (not shown conventionally in Fig.), Mainly from the propulsion system 13.

На корпусе установлены аэродинамические средства управления в виде стабилизаторов, являющиеся жестким развитием силовых верхнего 1 и нижнего 2 торов с вертикальными 21 и горизонтальными 22 рулями, расположенными преимущественно в носовой и кормовой частях корпуса, который также имеет активные средства управления в виде носовых поворотных силовых установок 23 и силовых установок 24 вертикальной тяги. Aerodynamic controls in the form of stabilizers are installed on the hull, which are a rigid development of the power upper 1 and lower 2 tori with vertical 21 and horizontal 22 rudders, located mainly in the fore and aft parts of the hull, which also has active controls in the form of bow rotary power plants 23 and power plants 24 vertical traction.

Взлетно-посадочные устройства высотного управляемого аэростатического аппарата выполнены в виде шасси 25, размещенных в пилонах 26, смонтированных на каркасе грузового отсека 8, кроме того, шасси 25 установлены на нижнем 2 торе и сменном спускаемом модуле 11. The take-off and landing devices of the high-altitude controlled aerostatic apparatus are made in the form of a chassis 25, placed in pylons 26 mounted on the frame of the cargo compartment 8, in addition, the chassis 25 is mounted on the lower 2 torus and a removable descent module 11.

Работа высотного управляемого аэростатического аппарата осуществляется следующим образом. The work of high-altitude controlled aerostatic apparatus is as follows.

Перед началом работы баллоны 18 для газа легче воздуха заполняются последним, например гелием, в количестве, необходимом для создания аэростатической подъемной силы, уравновешивающей собственный вес высотного управляемого аэростатического аппарата, при этом в наземном положении и при полетах на малых высотах сетки 19 намотаны на лебедки 20, а верхний 1 и нижний 2 торы сведены и скреплены друг с другом. Аэростатическая подъемная сила, необходимая для уравновешивания коммерческого груза и подъема аппарата, создается путем подачи нагретого газа в полость 9. В качестве нагретых газов используют выхлопные газы силовых установок, в частности маршевой силовой установки 13, или забортный воздух, нагретый посредством воздухонагревателей (условно не показанных), использующих тепло выхлопных газов силовых установок или специально для этого предназначенных горелок (условно не показанных). Before starting work, gas cylinders 18 are lighter than air filled with the last, for example helium, in an amount necessary to create an aerostatic lifting force, balancing the own weight of the high-altitude controlled aerostatic apparatus, while in the ground position and when flying at low altitudes, the net 19 is wound on winches 20 , and the upper 1 and lower 2 tori are brought together and fastened together. The aerostatic lifting force necessary to balance the commercial load and lift the apparatus is created by supplying heated gas to the cavity 9. The exhaust gases of the power plants, in particular the propulsion system 13, or the outside air heated by air heaters (not shown conditionally shown) are used as heated gases. ) using heat from exhaust gas from power plants or specially designed burners (not shown conditionally).

Управление по высоте полета осуществляется путем подачи в полость 9 корпуса определенного количества нагретого газа, выпуска последнего и/или подачи холодного забортного воздуха - "холодной" продувки, а также путем создания положительной или отрицательной подъемной силы силовыми установками 24 вертикальной тяги и частично носовыми поворотными силовыми установками 23. The flight altitude control is carried out by supplying a certain amount of heated gas to the body cavity 9, releasing the latter and / or supplying cold outboard air - “cold” blowing, as well as by creating a positive or negative lifting force by the power units 24 of vertical thrust and partially by nose rotary power settings 23.

Управление по курсу и тонгажу производится посредством вертикальных 21 и горизонтальных 22 рулей и носовой поворотной силовой установки 23. The course and tonnage control is carried out by means of vertical 21 and horizontal 22 rudders and a bow rotary power unit 23.

При скоростях полета до 40 км/час, в частности в режиме "висения", управление летательным аппаратом осуществляется посредством регулирования величины аэростатической подъемной силы за счет изменения количества и температуры нагретого газа в полости 9 корпуса и использования активных средств управления, а на скоростях полета, превышающих 40 км/час, начинают действовать аэродинамические средства управления. С увеличением высоты полета объем газа легче воздуха, находящийся в баллонах 18 для газа легче воздуха, увеличивается, поэтому раскрываются приспособления 7 жесткого скрепления верхнего 1 и нижнего 2 торов. Одновременно с вышесказанным при помощи лебедок 5 увеличивается длина продольно-жестких элементов 4 вертикальной подвески и при помощи лебедок 20 увеличивается длина сеток 19, что обуславливает увеличение объема баллонов 18. По мере необходимости, через систему подачи нагретый газ подается в полость 9 корпуса и одновременно с этим с такой же скоростью увеличивают длины продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески и сеток 19 и объемы баллонов 18 для газа легче воздуха для продолжения полета на выбранной высоте или при наборе высоты полета вплоть до предельной. At flight speeds of up to 40 km / h, in particular in the "hover" mode, the aircraft is controlled by adjusting the aerostatic lifting force by changing the quantity and temperature of the heated gas in the cavity 9 of the hull and using active controls, and at flight speeds, exceeding 40 km / h, aerodynamic controls begin to operate. With increasing flight altitude, the volume of gas lighter than air, which is located in cylinders 18 for gas lighter than air, increases, therefore, devices 7 for rigid fastening of the upper 1 and lower 2 tori are revealed. Simultaneously with the above, with the help of winches 5, the length of the longitudinally rigid elements 4 of the vertical suspension increases and with the help of winches 20 the length of the nets 19 increases, which leads to an increase in the volume of cylinders 18. As necessary, heated gas is supplied through the supply system to the cavity 9 of the housing and simultaneously with this increases at the same speed the lengths of longitudinally stiff elements 4 of adjustable length of the vertical suspension and grids 19 and the volumes of gas cylinders 18 are lighter than air to continue flying at a selected height or at climb up to the limit.

Для уменьшения высоты полета снижают количество нагретого газа, подаваемого в полость 9 корпуса, при этом, в случае необходимости, производится "холодная" продувка забортным воздухом, и одновременно посредством лебедок 20 уменьшают длину сеток 19, а лебедками 5 уменьшают длину продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески. При этом, благодаря снижению температуры находящегося в полости 9 нагретого газа и увеличению давления забортного воздуха, уменьшается объем баллонов 18 для газа легче воздуха и их нижние части подтягиваются вверх, а верхний 1 и нижний 2 торы сближаются, обуславливая, тем самым, складывание цилиндрической 17 оболочки. При полном сближении торов производится их жесткое скрепление друг с другом при помощи приспособлений 7. Дальнейшее уменьшение высоты полета производится снижением температуры нагретого газа в полости 9 корпуса путем "холодной" продувки и активных средств управления. To reduce the flight altitude, the amount of heated gas supplied to the cavity 9 of the hull is reduced, while, if necessary, a “cold” blowing is carried out with outside air, and at the same time, by means of the winches 20, the length of the nets 19 is reduced, and the length of the longitudinally rigid elements 4 by winches 5 adjustable length of the vertical suspension. At the same time, due to a decrease in the temperature of the heated gas located in the cavity 9 and an increase in the pressure of the outside air, the volume of gas cylinders 18 is lighter than air and their lower parts are pulled up, and the upper 1 and lower 2 tori come together, thereby causing folding 17 shell. With full convergence of the tori, they are rigidly bonded to each other using devices 7. A further decrease in the flight altitude is made by lowering the temperature of the heated gas in the cavity 9 of the housing by means of "cold" purging and active controls.

Транспортировка грузов производится следующим образом: высотный управляемый летательный аппарат посредством маршевой силовой установки подводится к месту нахождения грузов, стабилизируется при помощи активных средств управления путем использования силовых установок 24 вертикальной тяги и носовых поворотных установок 23 на безопасной высоте. Опускается сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство (на фиг. условно не показано). Груз загружается на сменный спускаемый модуль 11 или закрепляется на грузозахватном устройстве. Увеличивают аэростатическую подъемную силу подачей в полость 9 корпуса на величину, равную весу груза. Высотный управляемый аэростатический летательный аппарат вновь стабилизируют при помощи активных средств, сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство с грузом подтягивается к корпусу и фиксируется в этом положении, при этом модуль 11 размещается в грузовом отсеке 8, а крупногабаритные и иные грузы, закрепленные на грузозахватном устройстве, фиксируются вне корпуса и увеличивают затем аэростатическую подъемную силу путем подачи нагретого газа в полость 9 на величину, обеспечивающую подъем высотного управляемого аэростатического летательного аппарата на выбранную высоту статического потолка. Cargo transportation is carried out as follows: a high-altitude controlled aircraft through a marching power plant is brought to the location of the cargo, stabilized by active controls by using power plants 24 vertical thrust and bow rotary systems 23 at a safe height. A removable descent module 11 or a load gripping device is omitted (not shown conventionally in Fig.). The load is loaded on a removable descent module 11 or secured to a load gripping device. The aerostatic lifting force is increased by feeding into the cavity 9 of the body by an amount equal to the weight of the load. The high-altitude controlled aerostatic aircraft is again stabilized by active means, the removable descent module 11 or the load gripping device is pulled to the body and fixed in this position, while the module 11 is placed in the cargo compartment 8, and bulky and other loads fixed on the load gripping device are fixed outside the body and then increase the aerostatic lifting force by supplying heated gas into the cavity 9 by an amount that ensures the rise of a high-altitude controlled balloon flying aircraft to the selected height of the static ceiling.

Груз транспортируют до места разгрузки или монтажа. При полетах на высотах до 6000 м над уровнем моря высотный управляемый аэростатический летательный аппарат находится в "сомкнутом" состоянии с жестко скрепленными друг с другом верхним 1 и нижним 2 торами, а корпус имеет при этом дискообразную форму. Перемещение высотного управляемого аэростатического летательного аппарата осуществляется за счет тяги, создаваемой маршевой силовой установкой 13. При полетах на высотах свыше 6000 м над уровнем моря верхний 1 и нижний 2 торы разводятся. Одновременно с лебедок 20 разматывают сетки 19 и увеличивается объем баллонов 18 для газа легче воздуха, корпус при этом приобретает цилиндрическую форму. При полетах высотного управляемого летательного аппарата в средних широтах северного полушария на высотах 9 - 14000 м. над уровнем моря высотный управляемый аэростатический летательный аппарат входит в естественные потоки воздуха, движущиеся в восточном направлении, а при полетах в средних широтах северного полушария на высотах 20 - 23000 м над уровнем моря в период с мая по сентябрь последний входит в естественные потоки воздуха, движущиеся в западном направлении, благодаря этому высотный управляемый аэростатический летательный аппарат может перемещаться как с неработающей, так и работающей на малой мощности маршевой силовой установкой 13, включение которой в подобных случаях производится лишь при необходимости коррекции положения высотного управляемого аэростатического летательного аппарата относительно естественных потоков воздуха и при изменениях направления полета, а также при необходимости поддержания выбранной высоты полета. The cargo is transported to the place of unloading or installation. When flying at altitudes up to 6000 m above sea level, a high-altitude guided aerostatic aircraft is in a “closed” state with upper 1 and lower 2 tori rigidly fastened to each other, and the hull has a disk-like shape. The movement of the high-altitude controlled aerostatic aircraft is carried out due to the thrust created by the marching power plant 13. When flying at altitudes above 6000 m above sea level, the upper 1 and lower 2 tori are divorced. At the same time, the grids 19 are unwound from the winches 20 and the volume of the gas cylinders 18 is increased lighter than air, while the body acquires a cylindrical shape. When flying a high-altitude guided aircraft in the middle latitudes of the northern hemisphere at altitudes of 9-14000 m above sea level, a high-altitude guided aerostatic aircraft enters the natural air flows moving eastward, and when flying in the middle latitudes of the northern hemisphere at altitudes of 20-23000 m above sea level in the period from May to September, the latter enters into the natural air currents moving in a westerly direction, thanks to this high-altitude controlled aerostatic aircraft can t move both with idle and low-power marching propulsion system 13, the inclusion of which in such cases is performed only if it is necessary to correct the position of the high-altitude controlled aerostatic aircraft relative to natural air flows and when the direction of flight changes, and if it is necessary to maintain the selected altitude flight.

По достижении места разгрузки или монтажа производится снижение высотного управляемого аэростатического летательного аппарата. При этом уменьшение аэростатической подъемной силы производится путем прекращения подачи нагретого воздуха в полость 9 корпуса и "холодной" продувки указанной полости подачей забортного воздуха. По мере охлаждения газа легче воздуха и повышения давления забортного воздуха с понижением высоты полета уменьшается объем баллонов 18 для газа легче воздуха, сетки 19 наматываются на лебедки 20. Одновременно при помощи лебедок 5 уменьшается длина продольно-жестких элементов 4 регулируемой длины вертикальной подвески вплоть до смыкания верхнего 1 и нижнего 2 торов, а затем посредством приспособлений 5 производят жесткое скрепление последних друг с другом. Upon reaching the place of unloading or installation, a reduction in altitude controlled aerostatic aircraft is performed. At the same time, the aerostatic lifting force is reduced by stopping the supply of heated air to the body cavity 9 and the “cold” purging of the specified cavity by supplying outboard air. As the gas cools lighter than air and the pressure of the outside air increases with decreasing flight height, the volume of cylinders 18 for gas is lighter than air, the nets 19 are wound on winches 20. At the same time, using winches 5, the length of longitudinally-rigid elements 4 of adjustable length of the vertical suspension is reduced until it closes upper 1 and lower 2 tori, and then by means of devices 5 produce a rigid fastening of the latter with each other.

После достижения высотным управляемым летательным аппаратом места разгрузки стабилизируется его положение посредством активных средств управления. Сменный спускаемый модуль 11 или закрепленный на грузозахватном устройстве груз спускается на место разгрузки или монтажа, а затем осуществляют разгрузку или устанавливают в требуемое положение и одновременно уменьшают аэростатическую подъемную силу, как уже указывалось ранее. После окончания разгрузочных или монтажных операций сменный спускаемый модуль 11 или грузозахватное устройство возвращают в первоначальное положение и фиксируют. В тех случаях, когда сменный спускаемый модуль 11 выполнен в виде переносного объекта различного назначения, он устанавливается в заданном месте и отсоединяется от высотного управляемого аэростатического летательного аппарата. After reaching the place of unloading by a high-altitude controlled aircraft, its position is stabilized by means of active controls. The replaceable descent module 11 or the load fixed on the load gripping device is lowered to the place of unloading or installation, and then they are unloaded or installed in the required position and at the same time the aerostatic lifting force is reduced, as already mentioned. After the completion of unloading or installation operations, the removable descent module 11 or the load gripping device is returned to its original position and fixed. In those cases when the removable descent module 11 is made in the form of a portable object for various purposes, it is installed in a predetermined location and disconnected from the high-altitude controlled aerostatic aircraft.

Предложенная конструкция высотного управляемого аэростатического аппарата позволяет создать универсальную конструкцию последнего с изменяющимися конфигурацией и объемом аэростатического корпуса, способного осуществлять полеты и перевозить коммерческие грузы как в нижних, так и в верхних слоях атмосферы, используя при этом для перемещения в широтных направлениях в средних широтах северного полушария Земли естественные широтные потоки воздуха, что обусловит сокращение расхода топлива и соответственно снизит стоимость перевозок. The proposed design of a high-altitude controlled aerostatic apparatus allows you to create a universal design of the latter with varying configuration and volume of the aerostatic body, capable of flying and transporting commercial cargo both in the lower and upper layers of the atmosphere, while using it for moving in latitudinal directions in the middle latitudes of the northern hemisphere Earth's natural latitudinal air flow, which will lead to a reduction in fuel consumption and, accordingly, reduce the cost of transportation.

Claims

1. A high-altitude controlled aerostatic aircraft comprising a body of perpendicularly mounted upper and lower tori along the perimeter of the upper and lower shells, which form a cavity in which at least one gas cylinder is lighter than air, a system for supplying hot gases and outboard air to change the aerostatic lifting force of the hull, marching power plant, a nacelle with a control system, a cargo compartment and its suspension, characterized in that it is equipped with a cylindrical shell, end the edges of which are fixed around the perimeter on the upper and lower tori, a device for rigid fastening of the latter to each other, a vertical suspension of the lower torus to the upper torus in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length and made of longitudinally rigid elements of adjustable length, grids fixed by upper and the lower parts, respectively, on the inner surface of the upper shell and winches, rigidly mounted on the power elements of the nacelle, which is connected to the lower torus by means of a suspension, made of longitudinally rigid elements of adjustable length, each gas cylinder is lighter than air placed in the indicated nets of longitudinally rigid elements of adjustable length, the lower shell is fixed to the nacelle along the cargo compartment, and the upper and lower tori have an eccentricity of 0.01 - 0.05.

2. The apparatus according to claims 1 and 2, characterized in that the upper and lower tori are made of sections rigidly connected to each other.

3. The device according to paragraphs. 1 to 3, characterized in that each torus is equipped with stiffening rings fastened with it, located along the perimeter of the torus.

4. The apparatus according to claims 1 to 3, characterized in that each torus is hollow and equipped with a device for changing the pressure in it.

5. The apparatus according to claims 1 to 4, characterized in that each longitudinally rigid element of adjustable length of the vertical suspension of the lower torus to the upper torus is fixed at one end on a winch mounted on the lower torus, and the other end is passed through a guide block mounted on upper torus, and fixed on the lower torus.

6. The apparatus according to claims. 1 to 5, characterized in that the gas-tight cylindrical shell is made corrugated with a transverse folds.

7. The apparatus according to claims 1 to 6, characterized in that it is equipped with a vertical thrust propulsion system.