RU2249536C1 - Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case - Google Patents

Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case Download PDF

Info

Publication number
RU2249536C1
RU2249536C1 RU2004102369/11A RU2004102369A RU2249536C1 RU 2249536 C1 RU2249536 C1 RU 2249536C1 RU 2004102369/11 A RU2004102369/11 A RU 2004102369/11A RU 2004102369 A RU2004102369 A RU 2004102369A RU 2249536 C1 RU2249536 C1 RU 2249536C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rigid
elastic
load
power belt
main
Prior art date
Application number
RU2004102369/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Ю.Г. Ишков (RU)
Ю.Г. Ишков
Original Assignee
Ишков Юрий Григорьевич
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Ишков Юрий Григорьевич filed Critical Ишков Юрий Григорьевич
Priority to RU2004102369/11A priority Critical patent/RU2249536C1/en
Priority to PCT/RU2004/000209 priority patent/WO2005073081A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2249536C1 publication Critical patent/RU2249536C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
    • B64B1/08—Framework construction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
    • B64B1/22—Arrangement of cabins or gondolas
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/58—Arrangements or construction of gas-bags; Filling arrangements

Abstract

FIELD: airship manufacture.
SUBSTANCE: proposed flying vehicle has outer skin made in form of elongated envelopes secured on load-bearing band and gondola. Outer skin embraces convex lattice-type skeletons forming primary structure of case; skeletons are made from longitudinal and transversal pneumatic members which are connected with compressed air source. Load-bearing band has through passage and ballast and fuel reservoirs. Mounted on gondola are cruise engines and landing gear. Gondola is suspended from rigid load-bearing keel beam by means of couplings of adjustable length. Rigid load-bearing keel beam is connected with load-bearing band and convex elastic upper envelope by means of flexible suspension made in form of longitudinally rigid members. Case is divided by internal envelope into compartment for bottles filled with lighter-than-air gas and compartment for hot exhaust gases. Control engines are located in swivel gondolas mounted on load-bearing band. Rectangular horizontal stabilizer is provided with control surfaces. Secured on horizontal stabilizer and aft portion of load-bearing band are main and auxiliary keels with main and auxiliary control surfaces.
EFFECT: enhanced reliability.
2 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к области дирижаблей полужесткой системы с термическим балластированном.The invention relates to the field of airships of a semi-rigid system with thermal ballast.

Известен из патента Великобритании №2245241, кл. В 64 В 1/08, опубликованного в 1992 г., полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат, содержащий корпус изменяемой формы с мягкой наружной оболочкой, жесткой силовой фермой килевой, дифференциальной емкостью, заполненной газом легче воздуха, носовым усилением, силовой установкой, гондолой и органами управления.Known from UK patent No. 2245241, class. 64 1/08, published in 1992, a semi-rigid controlled aerostatic aircraft comprising a variable-shaped hull with a soft outer shell, a rigid keel power farm, a differential capacity filled with gas lighter than air, a nose reinforcement, a power plant, a nacelle and organs management.

Недостатком указанного полужесткого управляемого летательного аппарата является невозможность его посадки на необорудованные площадки, соизмеримые с его линейными размерами и не требующие для его стоянки и длительного базирования использования специальных для этих целей сооружений и эллингов.The disadvantage of this semi-rigid controlled aircraft is the impossibility of landing on unequipped areas commensurate with its linear dimensions and not requiring the use of special structures and boathouses for this purpose and for long-term basing.

Наиболее близким по своей технической сущности к предложенному полужесткому управляемому аэростатическому летательному аппарату с изменяемой конфигурацией корпуса является известный аппарат из патента Российcкой федерации №2070130, В 64 В 1/08, 1994 г. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса содержит образующие его наружную обшивку удлиненные выпуклые верхнюю и нижнюю эластичные оболочки, закрепленные на замкнутом в плане, симметричном относительно продольной оси и имеющем носовую и кормовую решетчатые поперечные балки жестком полом силовом поясе, в полости которого размещены балластные и топливные емкости и сквозной коридор, сообщающийся посредством мягкого переходника с гондолой, подвешенной на тягах регулируемой длины к закрепленной на внутренней поверхности эластичной нижней оболочки жесткой силовой килевой балке, связанной посредством гибкой подвески в виде продольно жестких элементов регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой эластичной верхней оболочкой, размещенную в средней части корпуса эластичную внутреннюю оболочку, прикрепленную наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой эластичной верхней оболочки и упомянутой килевой балке и делящую внутреннюю полость корпуса на отсек для размещения эластичных баллонов, заполненных газом легче воздуха и охватываемый последним отсек для горячих выхлопных газов, имеющий приспособление для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с маршевыми двигателями силовой установки, смонтированные на жестком полом силовом поясе в поворотных гондолах управляющие двигатели, установленный на приведенном выше силовом поясе над решетчатой задней поперечной балкой жесткий горизонтальный стабилизатор с симметричными относительно продольной оси корпуса аэродинамическими вертикальными рулями и шасси.The closest in technical essence to the proposed semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull is the known device from the patent of the Russian Federation No. 2070130, 64 V 1/08, 1994. Semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull contains forming its outer the casing is elongated convex upper and lower elastic shells, mounted on a closed in plan, symmetrical about the longitudinal axis and having a bow and aft lattice cross beams with a rigid hollow power belt, in the cavity of which there are ballast and fuel tanks and a through corridor communicating by means of a soft adapter with a gondola suspended on rods of adjustable length to a rigid power keel beam fixed on the inner surface of the elastic lower shell connected by a flexible suspension in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length with the said power belt and a convex elastic upper shell, located in the middle part of the body an elastic inner shell attached by the outer edge and the central part respectively to the inner surface of the convex elastic upper shell and said keel beam and dividing the inner cavity of the body into a compartment for accommodating elastic cylinders filled with gas lighter than air and the latter enclosed by a hot exhaust gas having a device for intake and discharge of outboard air and a device for intake and discharge of hot exhaust gases, connected by means of gas pipelines from marching control engines mounted on a rigid hollow power belt in rotary nacelles mounted on the power belt above a lattice rear transverse beam a rigid horizontal stabilizer with aerodynamic vertical rudders and chassis symmetrical about the longitudinal axis of the body.

Недостатками этого ближайшего указанного выше технического решения является недостаточная жесткость и надежность в виду отсутствия каркаса корпуса, низкая удельная мощность двигателей силовой установки и недостаточные скорость полета и маневрирования.The disadvantages of this closest technical solution mentioned above are the lack of rigidity and reliability due to the lack of a frame of the hull, low power density of the engines of the power plant and insufficient speed of flight and maneuvering.

Задачей изобретения является повышение надежности, удобства эксплуатации, жесткости корпуса, скорости полета и маневренности и увеличение полезной удельной нагрузки.The objective of the invention is to increase the reliability, ease of use, body rigidity, flight speed and maneuverability and increase the useful specific load.

Указанные цели достигаются тем, что полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса, содержащий образующие его наружную обшивку удлиненные выпуклые верхнюю и нижнюю эластичные оболочки, закрепленные на замкнутом в плане, симметричном относительно продольной оси и имеющем носовую и кормовую решетчатые поперечные балки жестком полом силовом поясе, в полости которого размещены балластные и топливные емкости и сквозной коридор, сообщающийся посредством мягкого переходника с гондолой, подвешенной на тягах регулируемой длины к закрепленной на внутренней поверхности эластичной нижней оболочки жесткой силовой килевой балке, связанной посредством гибкой подвески в виде продольно жестких элементов регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой верхней эластичной оболочкой, размещенную в средней части корпуса эластичную внутреннюю оболочку, прикрепленную наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой эластичной верхней оболочки и упомянутой килевой балке и делящую внутреннюю полость корпуса на отсек для размещения эластичных баллонов, заполненных газом легче воздуха и охватываемый последним отсек для горячих выхлопных газов, имеющий приспособление для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с маршевыми двигателями силовой установки, смонтированные на жестком полом силовом поясе в поворотных гондолах управляющие двигатели, установленный на приведенном выше силовом поясе над решетчатой задней поперечной балкой жесткий горизонтальный стабилизатор с симметричными относительно продольной оси корпуса аэродинамическими вертикальными рулями и шасси, снабжен охватываемыми удлиненными выпуклыми верхней и нижней эластичными оболочками и образующими остов корпуса верхним и нижним выпуклыми решетчатыми каркасами из соединенных через смонтированные на жестком полом силовом поясе распределительные коллекторы, регуляторы давления и обратные клапаны с источником сжатого воздуха из расположенных с шагом “Т” продольных и расположенных с шагом “T1” поперечных эластичных трубчатых пневмоэлементов, превышающих их диаметр “d” соответственно в 3,0-7,7 и 3,5-8,0 раз, установленными последовательно и симметрично продольной оси корпуса на жестком горизонтальном стабилизаторе и кормовой части жесткого полого силового поясе основными и вспомогательными килями, симметричными относительно продольной оси корпуса, вспомогательными аэродинамическими вертикальными рулями, раскосами, связывающими жесткий полый силовой пояс с основными и вспомогательными килями и жестким горизонтальным стабилизатором, и закрепленными на последнем правым и левым рулями по тангажу и якорными лентами регулируемой длины, закрепленными на нижней поверхности вышеупомянутого силового пояса по его периметру, упомянутый стабилизатор выполнен прямоугольным, маршевые двигатели - турбовинтовыми с охватываемыми защитными обоймами тяговыми винтами и установлены на гондоле симметрично ее продольной оси, основные и вспомогательный аэродинамическиe вертикальные рули смонтированы соответственно на основных и вспомогательных килях, шасси - на гондоле, при этом удлинение корпуса “L” и давление “Р” воздуха в эластичных трубчатых пневмоэлементах превышают диаметр “D” корпуса в миделе и атмосферное давление “P1” соответственно в 2,8-6,5 и 1,2-2,3, а расстояние “S1” между осями вспомогательных килей и смещение “Н” нижней кромки жесткого полого силового пояса вверх относительно продольной оси корпуса меньше расстояния “S” между осями основных килей и диаметра “D” корпуса в миделе соответственно в 1,05-2,0 и 80-100 раз.These goals are achieved by the fact that a semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull, containing the elongated convex upper and lower elastic shells forming its outer skin, is mounted on a closed plan, symmetrical about the longitudinal axis and having a bow and stern lattice transverse beams with a hard floor a belt, in the cavity of which there are ballast and fuel tanks and a through corridor communicating by means of a soft adapter with a gondola, under a rigid power keel beam fixed on rods of adjustable length to a rigid power keel beam fixed on the inner surface of the elastic lower shell, connected by a flexible suspension in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length with the said power belt and a convex upper elastic shell, an elastic inner shell attached to the outer part of the body, attached to the outer the edge and the central part, respectively, to the inner surface of the convex elastic upper shell and said keel beam and dividing the front cavity of the housing to the compartment for accommodating flexible cylinders filled with gas lighter than air and the last hot exhaust compartment covered by the latter, having a device for intake and discharge of outboard air and a device for intake and discharge of hot exhaust gases, connected by gas lines to the main engines of the power plant, mounted control motors mounted on a rigid hollow power belt in rotary nacelles mounted on the power belt above the transverse lattice a rigid horizontal stabilizer with aerodynamic vertical rudders and chassis symmetrical with respect to the longitudinal axis of the casing, equipped with elongated convex upper and lower elastic shells and upper and lower convex lattice frameworks formed from the body through distribution manifolds, pressure regulators and pressure regulators and mounted on a rigid hollow power belt non-return valves with a source of compressed air from longitudinal and located at a step “T” m “T 1 ” of transverse elastic tubular pneumatic elements exceeding their diameter “d” by 3.0–7.7 and 3.5–8.0 times, respectively, mounted sequentially and symmetrically to the longitudinal axis of the hull on a rigid horizontal stabilizer and aft part of a rigid hollow power belt with main and auxiliary keels, symmetrical with respect to the longitudinal axis of the body, auxiliary aerodynamic vertical rudders, braces that connect a rigid hollow power belt with main and auxiliary keels and a rigid horizontal one a tabulator, and fixed on the last right and left rudders along the pitch and anchor tapes of adjustable length, fixed on the bottom surface of the aforementioned power belt along its perimeter, the said stabilizer is made rectangular, the main engines are turboprop with traction screws covered by protective clips and mounted on the gondola symmetrically to it the longitudinal axis, the main and auxiliary aerodynamic vertical rudders are mounted respectively on the main and auxiliary keels, the chassis on the gondo e, wherein the elongated body "L" and the pressure "P" in the elastic air tube Pneumoelements exceed the diameter "D" in the amidships hull and atmospheric pressure "P 1", respectively, and 1.2-2 2,8-6,5, 3, and the distance “S 1 ” between the axes of the auxiliary keels and the offset “H” of the lower edge of the rigid hollow power belt upward relative to the longitudinal axis of the body is less than the distance “S” between the axes of the main keels and the diameter “D” of the body in the midships, respectively, 1.05 -2.0 and 80-100 times.

Кроме того, в полужестком управляемом аэростатическом летательном аппарате с изменяемой конфигурацией корпуса гондола может быть выполнена с грузовым отсеком и передней и задней аппарелями.In addition, in a semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a changeable hull configuration, the nacelle can be made with a cargo compartment and front and rear ramps.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где: на фиг.1 схематично изображен управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса; на фиг.2 - вид сверху на фиг.1; на фиг; 3 - разрез фиг.1 по миделю; на фиг.4 - то же со снятыми выпуклыми верхней и нижней эластичными оболочками; на фиг.5 - узел А на фиг.4 в увеличенном масштабе; на фиг.6 - вид в плане на фиг.3; на фиг.7 - вид сверху на жесткий полый силовой пояс в разрезе и на фиг.8 схематично изображен вид спереди на управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса при длительной стоянке у земли.The invention is illustrated by drawings, where: in Fig.1 schematically shows a controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull; figure 2 is a top view of figure 1; on fig; 3 - section of figure 1 in the middle; figure 4 is the same with the removed convex upper and lower elastic shells; figure 5 - node a in figure 4 on an enlarged scale; figure 6 is a view in plan of figure 3; Fig.7 is a top view of a rigid hollow power belt in section and Fig.8 schematically depicts a front view of a controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull during prolonged parking at the ground.

Управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса состоит из наружной обшивки в виде удлиненных выпуклых верхней 1 и нижней 2 эластичных оболочек, закрепленных своими кромками на замкнутом в плане жестком полом силовом поясе 3, который симметричен относительно продольной оси и имеет носовую 4 и кормовую 5 жесткие решетчатые поперечные балки. Наружная обшивка охватывает образующие остов корпуса из верхнего 6 и нижнего 7 выпуклых решетчатых каркасов из продольных 8 и поперечных 9 эластичных трубчатых пневмоэлементов. Каждый из выпуклых решетчатых каркасов, образованных из продольных 8 и поперечных 9 эластичных трубчатых пневмоэлементов, соединен через смонтированные на жестком полом силовом поясе 3 и имеющие регуляторы 10 давления распределительные коллекторы 11 обратными клапаны (на чертежах условно не показанных) с ресивером 12 источника 13 сжатого воздуха. В жестком полом силовом поясе 3 имеется сквозной коридор 14 для прохода обслуживающего персонала и балластные 15 и топливные емкости 16. Сквозной коридор 14 сообщается посредством мягкого переходника 17 с гондолой 18. На гондоле 18 симметрично ее продольной оси установлены турбовинтовые маршевые двигатели 19 силовой установки с охватываемыми защитными обоймами 20 тяговыми винтами 21, а сама гондола 10 посредством гибких связей 22 регулируемой длины подвешена к жесткой силовой килевой балке 23. В свою очередь жесткая силовая килевая балка 23 связана при помощи гибкой подвески в виде продольно жестких элементов 24 регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой верхней эластичной оболочкой 1. Нижние концы продольно жестких элементов 24 регулируемой длины закреплены на барабанах приводных лебедок (на чертежах условно не показанных), установленных на жесткой силовой килевой балке 23, закрепленной на внутренней поверхности удлиненной выпуклой нижней 2 эластичной оболочки в ее нижней части. Полость корпуса разделена эластичной внутренней оболочкой 25, прикрепленной наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой верхней 1 эластичной оболочки и упомянутой килевой силовой балке 23 на отсек 26 для размещения мягких эластичных баллонов 27, заполненных газом легче воздуха и охватываемый последним отсек 28 для горячих выхлопных газов. Отсек 28 для горячих выхлопных газов имеет приспособление 29 для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление 30 для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с выхлопной системой маршевых двигателей 19 силовой установки. На гондоле 17 смонтировано шасси 31. Управляющие поворотные двигатели 32 размещены в поворотных гондолах 33, установленных на упомянутом выше силовом поясе 3 симметрично его продольной оси кормовой 5 жесткой решетчатой поперечной балкой. Жесткий горизонтальный стабилизатор 34 выполнен прямоугольным, снабжен правым 35 и левым 36 рулями по тангажу и установлен на вышеупомянутом силовом поясе 3 над его кормовой 5 жесткой решетчатой поперечной балкой. На жестком горизонтальном стабилизаторе 34 и кормовой части выше упомянутого силового пояса 3 закреплены симметрично относительно продольной оси корпуса соответственно основные 37 и вспомогательные 38 кили с основными 39 и вспомогательными 40 аэродинамическими вертикальными рулями. На нижней поверхности вышеупомянутого силового пояса 3 по его периметру закреплены якорные ленты 41 регулируемой длины. Удлинение корпуса "L" и давление “Р” воздуха в эластичных трубчатых пневмоэлементах превышают диаметр “D” корпуса в миделе и атмосферное давление “P1” соответственно в 2,8-6,5 и 1,2-2,3. Расстояние “S1” между осями вспомогательных 33 килей и смещение “Н” нижней кромки жесткого полого силового пояса 3 вверх относительно продольной оси корпуса меньше расстояния “S” между осями основных 32 килей и диаметра “D” корпуса в миделе соответственно в 1,05-2,0 и 80-100 раз.A controllable aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull consists of an outer casing in the form of elongated convex upper 1 and lower 2 elastic shells, fixed by their edges on a rigid hollow power belt 3 closed in plan, which is symmetrical about the longitudinal axis and has a bow 4 and aft 5 rigid lattice cross beams. The outer skin covers the core body of the upper 6 and lower 7 convex lattice frames of the longitudinal 8 and transverse 9 elastic tubular pneumatic elements. Each of the convex lattice frames formed from longitudinal 8 and transverse 9 elastic tubular pneumatic elements is connected through distribution manifolds 11 mounted on a rigid hollow power belt 3 and having pressure regulators 10 with check valves (not shown conventionally) in the receiver 12 of compressed air source 13 . In the rigid hollow power belt 3 there is a through passage 14 for the passage of maintenance personnel and ballast 15 and fuel tanks 16. The through passage 14 communicates via a soft adapter 17 with a nacelle 18. On the nacelle 18 symmetrical to its longitudinal axis turboprop propulsion engines 19 of the power plant are installed with protective clips 20 with traction screws 21, and the nacelle 10 itself, by means of flexible connections 22 of adjustable length, is suspended from a rigid power keel beam 23. In turn, a rigid power keel beam 23 is connected by and using a flexible suspension in the form of longitudinally rigid elements 24 of adjustable length with the said power belt and a convex upper elastic shell 1. The lower ends of the longitudinally rigid elements 24 of adjustable length are mounted on the drums of the drive winches (not shown conditionally in the drawings) mounted on a rigid power keel beam 23, fixed on the inner surface of the elongated convex lower 2 elastic shell in its lower part. The body cavity is divided by an elastic inner shell 25 attached to the inner surface of the convex upper 1 elastic shell and said keel force beam 23 to the compartment 26 for accommodating soft elastic cylinders 27 filled with gas lighter than air and covered by the last compartment 28 for hot exhaust gases. Compartment for hot exhaust gases has a device 29 for intake and discharge of outboard air and a device 30 for intake and discharge of hot exhaust gases, connected through gas pipelines to the exhaust system of main engines 19 of the power plant. A chassis 31 is mounted on the nacelle 17. The control rotary engines 32 are located in the rotary nacelles 33 mounted on the aforementioned power belt 3 symmetrically to its longitudinal axis of the stern 5 rigid lattice cross beam. The rigid horizontal stabilizer 34 is made rectangular, equipped with a right 35 and left 36 rudders in pitch and mounted on the aforementioned power belt 3 above its stern 5 rigid lattice cross beam. On the rigid horizontal stabilizer 34 and the aft of the above power belt 3 are fixed symmetrically relative to the longitudinal axis of the hull, respectively, the main 37 and auxiliary 38 keels with the main 39 and auxiliary 40 aerodynamic vertical rudders. On the lower surface of the aforementioned power belt 3, anchor tapes 41 of adjustable length are fixed along its perimeter. The lengthening of the body “L” and the air pressure “P” in the elastic tubular pneumatic elements exceed the diameter “D” of the body in the midsection and the atmospheric pressure “P 1 ”, respectively, 2.8–6.5 and 1.2–2.3. The distance “S 1 ” between the axes of the auxiliary 33 keels and the offset “H” of the lower edge of the rigid hollow power belt 3 upward relative to the longitudinal axis of the body is less than the distance “S” between the axes of the main 32 keels and the diameter “D” of the body in the midships, respectively, 1.05 -2.0 and 80-100 times.

Работает полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса следующим образом. Производится запуск маршевых двигателей 19 силовой установки. Затем заполняют ресивер 12 источника 13 сжатого воздуха под необходимым давлением сжатым воздухом. После чего из ресивера 12 через обратные клапаны, имеющие регуляторы 10 давления, и распределительные коллекторы 11 сжатым воздухом под давлением заполняют продольные 8 и поперечные 9 эластичные трубчатые пневмоэлементы образующих остов верхнего 6 и нижнего 7 выпуклых решетчатых каркасов. После достижения корпусом управляемого аэростатического летательного аппарата необходимой жесткости отсек 28 горячих выхлопных газов заполняют последними и обогревают мягкие эластичные баллоны 27, заполненные газом легче воздуха, отсека 26. После этого, используя аэростатические силы от нагретых выхлопных газов и газов легче воздуха, полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса поднимают на заданную высоту полета. Дополнительная подъемная сила, кроме того, может быть получена путем поворота управляющих поворотных двигателей 32 в вертикальное положение. На заданной высоте полета при помощи приспособления 30 для впуска и сброса горячих выхлопных газов их температура в отсеке 28 горячих выхлопных газов и количество доводятся до таких значений, при которых полная подъемная сила является суммой подъемной силы, создаваемой находящимся в мягких эластичных баллонах газом легче воздуха и подъемной силой горячих выхлопных газов находящихся в отсеке 28 горячих выхлопных газов. Повышение температуры горячих выхлопных газов находящихся в отсеке 28 горячих выхлопных газов ведет к увеличению высоты полета, а понижение температуры горячих выхлопных газов в указанном отсеке ведет к уменьшению высоты полета. Избыточное количество горячих выхлопных газов из отсека 28 горячих выхлопных газов выпускается через управляющий клапан приспособления 30 для впуска и сброса горячих выхлопных газов. Управление по тангажу осуществляют путем поворота в вертикальном направлении управляющих поворотных двигателей 32, правого 35 и левого 36 рулей по тангажу. Управление по курсу осуществляется смонтированными соответственно на основных 37 и вспомогательных 38 килях основными 39 и вспомогательными 40 аэродинамическими вертикальными рулями, а также за счет поворота в горизонтальном направлении управляющих поворотных двигателей 32. При подлете к пункту назначения уменьшается высота полета. Дальнейшее снижение полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с изменяемой конфигурацией корпуса осуществляется за счет дальнейшего снижения температуры горячих выхлопных газов в отсеке 28 горячих выхлопных газов. После касания поверхности Земли осуществляется якорение с использованием якорных лент 41 регулируемой длины. Производится выпуск горячих выхлопных газов из отсека 28 горячих выхлопных газов и сжатого воздуха из продольных 8 и поперечных 9 эластичных трубчатых пневмоэлементов, нижнего 7 выпуклого решетчатого каркаса. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса касается поверхности Земли шасси 31, установленным на гондоле 18. Производится разгрузка грузового отсека гондолы 18, при этом вес выгруженного груза компенсируется закачкой балласта в балластные 15 емкости жесткого полого силового пояса 3, который при этом опускается до контакта земном поверхности, а эластичная внутренняя 25 и нижняя 2 эластичные оболочки накрывают гондолу 28, защищая ее от внешней среды, причем в это же время нижние концы якорных лент 41 фиксируются в закрепленных на поверхности Земли захватах и натягиваются.A semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable hull configuration operates as follows. Marching engines of the 19th power plant are launched. Then fill the receiver 12 of the source 13 of compressed air under the necessary pressure with compressed air. Then, from the receiver 12 through the check valves having pressure regulators 10 and distribution manifolds 11, compressed longitudinal air 8 and transverse 9 elastic tubular pneumatic elements form the skeletons of the upper 6 and lower 7 convex lattice frames with compressed air under pressure. After the hull of the controlled aerostatic aircraft has reached the required stiffness, the hot exhaust gas compartment 28 is filled last and heated soft elastic cylinders 27 filled with gas lighter than air, compartment 26. After that, using aerostatic forces from heated exhaust gases and gases is lighter than air, a semi-rigid controlled aerostatic aircraft a device with a variable configuration of the hull is raised to a predetermined flight altitude. Additional lifting force, in addition, can be obtained by turning the control rotary motors 32 in a vertical position. At a given flight altitude, with the aid of the hot exhaust gas inlet and outlet device 30, their temperature in the hot exhaust gas compartment 28 and the amount are brought to such values that the total lift is the sum of the lift created by the gas in the soft elastic cylinders lighter than air and the lifting force of the hot exhaust gases located in the compartment 28 of the hot exhaust gases. An increase in the temperature of the hot exhaust gases located in the hot exhaust gas compartment 28 leads to an increase in the flight altitude, and a decrease in the temperature of the hot exhaust gases in the specified air compartment leads to a decrease in the flight altitude. Excessive amounts of hot exhaust gases from the hot exhaust gas compartment 28 are discharged through a control valve of the hot exhaust gas inlet and outlet device 30. Pitch control is carried out by turning in the vertical direction the control rotary engines 32, right 35 and left 36 rudders on pitch. Control over the course is carried out by the main 39 and auxiliary 40 aerodynamic vertical rudders mounted respectively on the main 37 and auxiliary 38 keels, as well as by turning the control rotary engines 32 in the horizontal direction. When approaching the destination, the flight altitude decreases. A further reduction in the semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable hull configuration is achieved by further lowering the temperature of the hot exhaust gases in the hot exhaust gas compartment 28. After touching the surface of the Earth, anchoring is carried out using anchor tapes 41 of adjustable length. Hot exhaust gases are produced from compartment 28 of hot exhaust gases and compressed air from longitudinal 8 and transverse 9 elastic tubular pneumatic elements, the lower 7 convex lattice frame. A semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull touches the Earth’s surface of the chassis 31 mounted on the nacelle 18. The cargo compartment of the nacelle 18 is unloaded, while the weight of the unloaded cargo is compensated by pumping ballast into the ballast 15 of the tank of a rigid hollow power belt 3, which then drops to contact of the earth's surface, and the elastic inner 25 and lower 2 elastic shells cover the nacelle 28, protecting it from the external environment, and at the same time the lower ends of the anchor tapes 41 are fixed in captures fixed on the surface of the Earth and are pulled.

Предлагаемая конструкция полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с изменяемой конфигурацией корпуса позволяет создать аэростатический летательный аппарат, предназначенный для осуществления пассажирских, грузопассажирских и грузовых перевозок, а также для осуществления работ иного назначения, например патрулирования, пожаротушения и т.п.The proposed design of a semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull allows you to create an aerostatic aircraft designed for passenger, cargo-passenger and cargo transportation, as well as for other purposes, such as patrolling, fire fighting, etc.

Claims (2)

1. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса, содержащий образующие его наружную обшивку удлиненные выпуклые верхнюю и нижнюю эластичные оболочки, закрепленные на замкнутом в плане, симметричном относительно продольной оси и имеющем носовую и кормовую решетчатые поперечные балки жестком полом силовом поясе, в полости которого размещены балластные и топливные емкости и сквозной коридор, сообщающийся посредством мягкого переходника с гондолой, подвешенной на тягах регулируемой длины к закрепленной на внутренней поверхности эластичной нижней оболочки жесткой силовой килевой балке, связанной посредством подвески в виде продольно жестких элементов регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой верхней эластичной оболочкой, размещенную в средней части корпуса эластичную внутреннюю оболочку, прикрепленную наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой эластичной верхней оболочки и упомянутой килевой балке и делящую внутреннюю полость корпуса на отсек для размещения эластичных баллонов, заполненных газом легче воздуха, и охватываемый последним отсек для горячих выхлопных газов, имеющий приспособление для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с маршевыми двигателями силовой установки, смонтированные на жестком полом силовом поясе в поворотных гондолах управляющие двигатели, установленный на приведенном выше силовом поясе над решетчатой задней поперечной балкой жесткий горизонтальный стабилизатор с симметричными относительно продольной оси корпуса аэродинамическими вертикальными рулями и шасси, отличающийся тем, что он снабжен охватываемыми удлиненными выпуклыми верхней и нижней эластичными оболочками и образующими остов корпуса верхним и нижним выпуклыми решетчатыми каркасами из расположенных с шагом Т продольных и с шагом T1, превышающих их диаметр d соответственно в 3,0-7,7 и 3,5-8,0 раз, поперечных эластичных трубчатых пневмоэлементов, соединенных через смонтированные на жестком полом силовом поясе распределительные коллекторы, регуляторы давления и обратные клапаны с источником сжатого воздуха, установленными последовательно и симметрично продольной оси корпуса на жестком горизонтальном стабилизаторе и кормовой части жесткого полого силового пояса соответственно основными и вспомогательными килями, симметричными относительно продольной оси корпуса, вспомогательными аэродинамическими вертикальными рулями, раскосами, связывающими жесткий полый силовой пояс с основными и вспомогательными килями и жестким горизонтальным стабилизатором, и закрепленными на последнем правым и левым рулями по тангажу и якорными лентами регулируемой длины, закрепленными на нижней поверхности вышеупомянутого силового пояса по его периметру, упомянутый стабилизатор выполнен прямоугольным, маршевые двигатели - турбовинтовыми с охватываемыми защитными обоймами тяговыми винтами и установлены на гондоле симметрично ее продольной оси, основные и вспомогательный аэродинамические вертикальные рули смонтированы соответственно на основных и вспомогательных килях, шасси - на гондоле, при этом удлинение корпуса L превышает диаметр D корпуса в миделе в 2,8-6,5 раза, давление Р воздуха в эластичных трубчатых пневмоэлементах превышает атмосферное давление P1 в 1,2-2,3 раза, а расстояние S1 между осями вспомогательных килей и смещение Н нижней кромки жесткого полого силового пояса вверх относительно продольной оси корпуса меньше расстояния S между осями основных килей и диаметра D корпуса в миделе соответственно в 1,05-2,0 и 80-100 раз.1. Semi-rigid controlled aerostatic aircraft with a variable configuration of the hull, comprising the elongated convex upper and lower elastic shells forming its outer skin, mounted on a planed plane symmetrical to the longitudinal axis and having a bow and stern lattice transverse beams with a rigid hollow power belt in the cavity which contains ballast and fuel tanks and a through corridor communicating via a soft adapter with a gondola suspended on rods of adjustable length They are attached to a rigid power keel beam fixed on the inner surface of the elastic lower shell, connected by means of a suspension in the form of longitudinally rigid elements of adjustable length with the said power belt and a convex upper elastic shell, an elastic inner shell located in the middle of the body, attached to the outer edge and the central part, respectively to the inner surface of the convex elastic upper shell and said keel beam and dividing the inner cavity of the housing into a compartment for flexible gas cylinders filled with gas lighter than air, and the hot exhaust gas compartment covered by the latter, having a device for intake and discharge of overboard air and a device for intake and discharge of hot exhaust gases, connected via gas pipelines to main propulsion engines mounted on a rigid floor belt in rotary nacelles control engines mounted on the above power belt above the lattice rear cross beam rigid horizontal stabilizer a torus with aerodynamic vertical rudders symmetrical with respect to the longitudinal axis of the casing and the chassis, characterized in that it is provided with covered elongated convex upper and lower elastic shells and upper and lower convex lattice frames forming the casing of the casing from longitudinal and with a step T1 step exceeding them diameter d is 3.0–7.7 and 3.5–8.0 times, respectively, of transverse elastic tubular pneumatic elements connected through distribution manifolds mounted on a rigid hollow power belt orors, pressure regulators and check valves with a source of compressed air mounted sequentially and symmetrically to the longitudinal axis of the body on a rigid horizontal stabilizer and aft of the rigid hollow power belt, respectively, with main and auxiliary keels, symmetrical with respect to the longitudinal axis of the body, auxiliary aerodynamic vertical rudders, braces connecting rigid hollow power belt with main and auxiliary keels and a rigid horizontal stabilizer, and fixed on the last right and left pitch and left rudders and adjustable length anchor tapes fixed on the lower surface of the aforementioned power belt along its perimeter, the said stabilizer is made rectangular, marching engines are turboprop with traction screws covered by protective clips and mounted on the nacelle symmetrically to its longitudinal axis, main and auxiliary aerodynamic vertical rudders are mounted respectively on the main and auxiliary keels, the chassis - on a gondola, while the elongation of the body ca L exceeds the diameter D of the hull in the midsection by 2.8-6.5 times, the air pressure P in the elastic tubular pneumatic elements exceeds the atmospheric pressure P 1 by 1.2-2.3 times, and the distance S 1 between the axes of the auxiliary keels and the offset H the lower edge of the rigid hollow power belt upward relative to the longitudinal axis of the hull is less than the distance S between the axes of the main keels and the diameter D of the hull in the midships, respectively, 1.05-2.0 and 80-100 times. 2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что гондола выполнена с грузовым отсеком и передней и задней аппарелями.2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the nacelle is made with a cargo compartment and front and rear ramps.
RU2004102369/11A 2004-01-29 2004-01-29 Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case RU2249536C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004102369/11A RU2249536C1 (en) 2004-01-29 2004-01-29 Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case
PCT/RU2004/000209 WO2005073081A1 (en) 2004-01-29 2004-05-31 Semi-rigid controllable aerostatic aircraft provided with a changeable shape body

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004102369/11A RU2249536C1 (en) 2004-01-29 2004-01-29 Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2249536C1 true RU2249536C1 (en) 2005-04-10

Family

ID=34825314

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004102369/11A RU2249536C1 (en) 2004-01-29 2004-01-29 Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2249536C1 (en)
WO (1) WO2005073081A1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7866601B2 (en) 2006-10-20 2011-01-11 Lta Corporation Lenticular airship
US8297550B2 (en) 2007-08-09 2012-10-30 Lta Corporation Lenticular airship and associated controls
USD670638S1 (en) 2010-07-20 2012-11-13 Lta Corporation Airship
US8596571B2 (en) 2011-03-31 2013-12-03 Lta Corporation Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures
US8894002B2 (en) 2010-07-20 2014-11-25 Lta Corporation System and method for solar-powered airship
CN104925257A (en) * 2015-07-03 2015-09-23 华中科技大学 Low-altitude and long-endurance aircraft
US9802690B2 (en) 2013-11-04 2017-10-31 Lta Corporation Cargo airship
CN109372159A (en) * 2018-10-29 2019-02-22 广东天赐湾实验室装备制造有限公司 It include the division wall skeleton structure of principal post

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104843167B (en) * 2015-05-18 2017-03-08 哈尔滨工业大学 Row's ring brace type blimp supporting construction based on S type rope network constraint

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4132718A1 (en) * 1991-10-01 1993-04-22 Guenter Schleicher Airship that requires no assistance from ground personnel - is shaped like stationary barrel with inserted dished dome
RU2005650C1 (en) * 1992-06-29 1994-01-15 Анатолий Гаврилович Серков Thermoairship
RU2034744C1 (en) * 1992-09-24 1995-05-10 Авиационный научно-технический комплекс "Крыло" Airship
RU2070136C1 (en) * 1994-11-03 1996-12-10 Юрий Григорьевич Ишков Semi-rigid aerostatic flying vehicle with variable-configuration case
JP3522711B2 (en) * 2001-05-11 2004-04-26 川崎重工業株式会社 airship

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8109462B2 (en) 2006-10-20 2012-02-07 Lta Corporation Lenticular airship
US8418952B2 (en) 2006-10-20 2013-04-16 Lta Corporation Lenticular airship
US7866601B2 (en) 2006-10-20 2011-01-11 Lta Corporation Lenticular airship
US8616503B2 (en) 2007-08-09 2013-12-31 Lta Corporation Lenticular airship and associated controls
US8297550B2 (en) 2007-08-09 2012-10-30 Lta Corporation Lenticular airship and associated controls
US9840318B2 (en) 2007-08-09 2017-12-12 Pierre Balaskovic Lenticular airship and associated controls
US9828082B2 (en) 2007-10-18 2017-11-28 Lta Corporation Airship having a cargo compartment
US8894002B2 (en) 2010-07-20 2014-11-25 Lta Corporation System and method for solar-powered airship
US8899514B2 (en) 2010-07-20 2014-12-02 Lta Corporation System and method for varying airship aerostatic buoyancy
USD670638S1 (en) 2010-07-20 2012-11-13 Lta Corporation Airship
US9745042B2 (en) 2011-03-31 2017-08-29 Lta Corporation Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures
US8596571B2 (en) 2011-03-31 2013-12-03 Lta Corporation Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures
US9802690B2 (en) 2013-11-04 2017-10-31 Lta Corporation Cargo airship
CN104925257A (en) * 2015-07-03 2015-09-23 华中科技大学 Low-altitude and long-endurance aircraft
CN109372159A (en) * 2018-10-29 2019-02-22 广东天赐湾实验室装备制造有限公司 It include the division wall skeleton structure of principal post
CN109372159B (en) * 2018-10-29 2024-04-05 广东天赐湾实验室装备制造有限公司 Partition wall skeleton structure comprising main column

Also Published As

Publication number Publication date
WO2005073081A1 (en) 2005-08-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9302758B2 (en) Super-rigid hybrid airship, its structural characteristics and a method of producing thereof
US9745042B2 (en) Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures
US8167236B2 (en) Hybrid lift air vehicle
US4052025A (en) Semi-buoyant aircraft
US8544797B2 (en) Cargo carrying air vehicle
US20070063099A1 (en) Buoyancy-assisted air vehicle and system and method thereof
US3486719A (en) Airship
JP2019048632A (en) Hybrid vtol vehicle
US20150203184A1 (en) Sail-equipped amphibious aerostat or dirigible
JP2014065321A (en) Departure/arrival ship-based aircraft, equipment for takeoff of aircraft from ship, and equipment for reducing rocking of hull
US20130068879A1 (en) Wing-in-ground effect vessel
RU2249536C1 (en) Semi-rigid controllable aerostatic flying vehicle at varying configuration of case
US3801044A (en) Ballooned, stol aircraft
US20060231678A1 (en) High speed airship
US6793180B2 (en) Lighter than air foldable airship
RU2070136C1 (en) Semi-rigid aerostatic flying vehicle with variable-configuration case
RU2111146C1 (en) High-altitude guided aerostatic flying vehicle
Whale British Airships, Past, Present & Future
RU2812823C1 (en) Semi-rigid airship
RU2178370C1 (en) Airship
CA2817640A1 (en) Sail-equipped amphibious aerostat or dirigible
Hecks Pressure airships: a review
NATIONAL AERONAUTICS AND SPACE ADMINISTRATION WASHINGTON DC Nomenclature for Aeronautics
Pagé Everybody's Aviation Guide: A Complete, Simplified Treatise in Question and Answer Form for Those Wishing to Obtain a General and Diversified Knowledge of Aeronautics and Aerodynamics. It Considers All Types of Aircraft, Both Lighter-than-air and Heavier-than-air Forms, Gives the Principles on which Their Operation is Based and Describes Construction of Principal Types of Dirigibles and Airplanes
Sandford Some Recent Developments in the Design of Rigid Airships

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20080601