RU2380282C1 - Hypersonic aircraft and onboard combat laser - Google Patents
Hypersonic aircraft and onboard combat laser Download PDFInfo
- Publication number
- RU2380282C1 RU2380282C1 RU2008116403/11A RU2008116403A RU2380282C1 RU 2380282 C1 RU2380282 C1 RU 2380282C1 RU 2008116403/11 A RU2008116403/11 A RU 2008116403/11A RU 2008116403 A RU2008116403 A RU 2008116403A RU 2380282 C1 RU2380282 C1 RU 2380282C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- fuel
- combat
- gas
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам.The invention relates to aviation, namely to hypersonic aircraft.
Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №2010744. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 60°. Руль высоты выполнен в виде шарнирно закрепленной передней части корпуса.Known hypersonic aircraft according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 20100744. The aircraft body is made in any longitudinal section along a cubic parabola with a blunt stern and a sweep angle along the leading edge of at least 60 °. The elevator is made in the form of a pivotally mounted front of the housing.
Недостаток - относительно низкая скорость полета самолета М=4…6..The disadvantage is the relatively low flight speed of the aircraft M = 4 ... 6 ..
Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение №210407, содержащий фюзеляж, крылья стартовые и маршевые двигательные установки. Стартовые двигательные установки выполнены в виде газотурбинных двигателей - ГТД, а маршевые двигатели - в виде прямоточных двигателей, конкретно в запатентованной разработке предложено применить пульсирующие детонационные воздушно-реактивные двигатели.Known hypersonic aircraft according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 210407, containing the fuselage, the wings of the launch and mid-flight propulsion systems. Starting propulsion systems are made in the form of gas turbine engines - gas turbine engines, and marching engines - in the form of ramjets, specifically in a patented development it is proposed to use pulsating detonation air-jet engines.
Недостатки этого самолета: относительно низкая скорость полета самолета и длительное время его разгона до гиперзвуковых скоростей из-за низкой тяги ГТД.The disadvantages of this aircraft: the relatively low flight speed of the aircraft and its long acceleration to hypersonic speeds due to the low thrust of the gas turbine engine.
Задачи создания гиперзвукового самолета: улучшение боевых качеств самолета.The tasks of creating a hypersonic aircraft: improving the combat qualities of the aircraft.
Решение указанной задачи достигнуто в гиперзвуковом самолете, содержащем фюзеляж, носовую коническую часть, крылья, стабилизаторы, топливные баки, ракетную двигательную установку и трубопроводы подвода компонентов топлива к ней, тем, что на верхней части фюзеляжа вдоль его продольной оси установлен боевой лазер авиационного бвзирования, ракетная двигательная установка установлена в задней части фюзеляжа и содержит турбонасосный агрегат, с установленными на валу крыльчатками окислителя и горючего, турбиной, пусковой турбиной и соосно установленным газогенератором, две камеры сгорания и плоское центральное тело между ними, турбонасосный агрегат и боевой лазер авиационного базирования соединены трубопроводом отбора газа, содержащим регулятор расхода газа. На крыльях самолета установлены лазеры прицеливания. В носовой конической части радиально установлены четыре управляющих реактивных сопла, соединенных через регуляторы с вспомогательным газогенератором. В газоводе одной из камер сгорания установлен регулятор.The solution to this problem was achieved in a hypersonic aircraft containing a fuselage, a nose conical part, wings, stabilizers, fuel tanks, a rocket propulsion system and pipelines for supplying fuel components to it, in that a combat laser of aviation bwsing is installed on the upper part of the fuselage along its longitudinal axis, a rocket propulsion system is installed in the rear of the fuselage and contains a turbopump assembly, with oxidizer and fuel impellers mounted on the shaft, a turbine, a starting turbine and coaxially an installed gas generator, two combustion chambers and a flat central body between them, a turbopump unit and an aircraft-based combat laser are connected by a gas sampling pipeline containing a gas flow regulator. Aircraft lasers are mounted on the wings of the aircraft. Four control jet nozzles are connected radially in the nose conical part, which are connected through regulators to an auxiliary gas generator. A regulator is installed in the gas duct of one of the combustion chambers.
Решение указанных задач достигнуто в боевом лазере авиационного базирования за счет того, что он выполнен газодинамическим и соединен трубопроводом отбора газа, содержащим регулятор расхода газа, с турбонасосным агрегатом за турбиной.The solution of these problems was achieved in an aircraft-based combat laser due to the fact that it is gas-dynamic and connected by a gas extraction pipe containing a gas flow regulator to a turbopump assembly behind the turbine.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень тем, что новая совокупность существенных признаков позволила получить новый технический эффект, а именно - уменьшение времени разгона самолета до гиперзвуковых скоростей и увеличение скорости полета. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации изобретения не требуется создания новых неизвестных из уровня техники деталей и узлов и новых технологий.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability. The novelty is confirmed by patent research, the inventive step is that a new set of essential features made it possible to obtain a new technical effect, namely, a decrease in the acceleration time of an airplane to hypersonic speeds and an increase in flight speed. Industrial applicability is due to the fact that the implementation of the invention does not require the creation of new unknown from the prior art parts and assemblies and new technologies.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 4, where:
на фиг.1 приведена схема гиперзвукового самолета,figure 1 shows a diagram of a hypersonic aircraft,
на фиг.2 приведен разрез А-А,figure 2 shows a section aa,
на фиг.3 приведен вид самолета сзади,figure 3 shows a rear view of the aircraft,
на фиг.4 - схема ракетной двигательной установки самолета и энергопитания боевого лазера авиационного базирования.figure 4 is a diagram of a rocket propulsion system of an airplane and power supply of an aircraft-based combat laser.
Гиперзвуковой самолет (фиг.1) содержит фюзеляж 1, носовую коническую часть 2, крылья 3, стабилизаторы 4, установленные на осях 5 с возможностью поворота. Оси 5 соединены с приводами 6. Привод 6 соединен с блоком управления 7. В задней части фюзеляжа 1 размещена ракетная двигательная установка 8, содержащая две камеры сгорания 9 и центральное тело 10. Внутри фюзеляжа 1 установлены бак окислителя 11 и бак горючего 12, трубопровод подвода окислителя 13, подсоединенный к баку окислителя 11, а к баку горючего 12 в его нижней части подстыкован трубопровод подвода горючего 14. Бак окислителя 11 соединен трубопроводом подвода окислителя 14 с ракетной двигательной установкой 8. Бак горючего 13 соединен трубопроводом подвода горючего 14 с ракетной двигательной установкой 8.Hypersonic aircraft (figure 1) contains the
В верхней части фюзеляжа 1 находится боевой лазер авиационного базирования 15, на концах крыльев 3 - лазеры наведения 16, а в передней части фюзеляжа 1 находится кабина пилота 17. В носовой конической части 2 радиально установлено четыре управляющих сопла 18 (фиг.2), соединенных с дополнительным газогенератором 19 и имеющих регуляторы 20. Фюзеляж 1 самолета установлен на шасси 21 (фиг.3).In the upper part of the
Ракетная двигательная установка 8 (фиг.4) содержит две камеры сгорания 9 и турбонасосный агрегат (ТНА) 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 крыльчатку насоса окислителя 24, крыльчатку насоса горючего 25, пусковую турбину 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30, с валом ТНА 23, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22. Камера сгорания 21 содержит сопло 33, выполненное из двух оболочек с зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 34, внутри которой выполнены наружная плита 35 и внутренняя плита 36 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 34 установлены форсунки окислителя 37 и форсунки горючего 38. Форсунки окислителя 37 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 38 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 21 установлен коллектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 41, вход которого трубопроводом горючего 42 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 43 через регулятор расхода 44, имеющий привод 45 и клапан высокого давления 46 с газогенератором 32, конкретно - с полостью «Е». Выход из крыльчатки насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 47 через клапан 48 тоже соединен с генератором 32, конкретно - с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства 49, а на газогенераторе 31 - запальные устройства 50.The rocket propulsion system 8 (Fig. 4) contains two
К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод высокого давления 51 с пусковым клапаном 52, предназначенный для запуска пусковой турбины 26. Другой конец трубопровода высокого давления 52 соединен с баллоном сжатого воздуха 53.A
К блоку управления 21 электрическими связями 54 подключены электрозапальные устройства 49 и 50, клапан горючего 41, клапан окислителя 48, привод регулятора расхода 45, клапан высокого давления 46, пусковой клапан 52 и регулятор 55, установленный в газоводе 56 одной из камер сгорания 9.Electrolap
К коллектору горючего 39 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Камеры сгорания 9 могут быть установлены на цапфах 59 для их качания при управлении курсом самолета.A
К турбонасосному агрегату 22 за турбиной 31 подсоединен трубопровод отбора газа 60, содержащий регулятор отбора газа 61, другой конец этого трубопровода подсоединен к боевому лазеру авиационного базирования 15, к которому также подсоединено выхлопное устройство 62. Боевой лазер авиационного базирования содержит оптическую головку 63 для вывода лазерного луча. A gas take-
Ориентировочные характеристики гиперзвукового самолета:Approximate characteristics of a hypersonic aircraft:
Компоненты ракетного топлива для ЖРДPropellant Components for LRE
На гиперзвуковом самолете может быть дополнительно установлено обычное вооружение: пулеметы и авиационная пушка.Conventional armaments can be additionally installed on a hypersonic aircraft: machine guns and an aircraft gun.
При запуске ракетной двигательной установки 21 с блока управления 7 подаются сигналы на пусковой клапан 52. Воздух высокого давления с наземной системы по трубопроводу высокого давления 51 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток насосов окислителя 22 и горючего 23 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 41, 46 и 48. Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 21 и газогенератор 32. Подается сигнал на запальные устройства 49 и 50, топливная смесь в камере сгорания 21 и в газогенераторе 32 воспламеняется. Стартовый ракетный двигатель 4 запустился. Регулятором расхода 44 при помощи привода 45 осуществляют регулирование режима его работы.When starting the
При выключении стартового ракетного двигателя с блока управления 7 подается сигнал на клапаны 41, 46 и 48 и 55, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 52, и инертный газ по продувочному трубопроводу 51 поступает в топливный коллектор 39 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.When you turn off the starting rocket engine from the control unit 7, a signal is supplied to the
При старте и разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги камер сгорания 9 при помощи регулятора 55, уменьшающего подачу газа из газогенератора 32 в одну из камер сгорания 9. При полете в атмосфере управление самолетом выполняет блок управления 7 при помощи приводов 6, которые отклоняют стабилизаторы 4. При полете вне атмосферы (в космосе) или в разреженной атмосфере на высоте более 200000 м запускают вспомогательный газогенератор 19 (фиг.3) и при помощи регуляторов 20 подают продукты сгорания в одно из реактивных управляющих сопел 18.At the start and acceleration of a hypersonic aircraft, the flight angles are controlled by mismatching the thrust of the
Для использования боевого лазера авиационного базирования 15 открывают регулятор отбора газа 61, и газ высокого давления и температуры (до 20% от общего расхода газа, вырабатываемого газогенератором 22) по трубопроводу отбора газа 60 поступает в боевой лазер авиационного базирования 15, где энергия газа преобразуется в энергию лазерного луча. Отработанный газ сбрасывается в систему сброса газа 62. Лазерный луч выходит из оптической головки 63.To use an aviation-based
Приземление самолета осуществляется горизонтально на шасси 21.Landing of the aircraft is carried out horizontally on the
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Повысить боевые возможности самолета за счет применения мощного лазерного оружия и его питания высокоэнергетичным газом от ТНА ракетного двигателя.1. To increase the combat capabilities of the aircraft through the use of powerful laser weapons and their high-energy gas supply from the TNA of a rocket engine.
2. Повысить скорость полета гиперзвукового самолета до М=12.2. Increase the flight speed of a hypersonic aircraft to M = 12.
3. Повысить потолок полета самолета до уровня космических высот, т.к. для его полета и управления не нужна атмосфера.3. Raise the ceiling of the flight of the aircraft to the level of space heights, because its flight and control do not need an atmosphere.
4. Ускорить процесс набора максимальной гиперзвуковой скорости.4. Accelerate the process of gaining maximum hypersonic speed.
5. Упростить схему питания топливом стартовых и маршевых двигателей.5. Simplify the fuel supply scheme of starting and mid-flight engines.
6. Повысить надежность гиперзвукового самолета.6. Improve the reliability of hypersonic aircraft.
7. Увеличить мощность и удельные характеристики гиперзвукового самолета,7. Increase the power and specific characteristics of a hypersonic aircraft,
8. Уменьшить вес самолета.8. Reduce the weight of the aircraft.
9. Обеспечить надежное управление самолетом за счет применения двух систем управления: аэродинамической и газодинамической.9. Ensure reliable control of the aircraft through the use of two control systems: aerodynamic and gas-dynamic.
10. Улучшить запуск и выключение ракетной двигательной установки и обеспечить их очистку от остатков горючего после выключения продувкой полостей камер сгорания инертным газом.10. Improve the launch and shutdown of a rocket propulsion system and ensure that they are cleaned of fuel residues after being turned off by blowing the cavities of the combustion chambers with inert gas.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008116403/11A RU2380282C1 (en) | 2008-04-24 | 2008-04-24 | Hypersonic aircraft and onboard combat laser |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008116403/11A RU2380282C1 (en) | 2008-04-24 | 2008-04-24 | Hypersonic aircraft and onboard combat laser |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2380282C1 true RU2380282C1 (en) | 2010-01-27 |
Family
ID=42122058
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008116403/11A RU2380282C1 (en) | 2008-04-24 | 2008-04-24 | Hypersonic aircraft and onboard combat laser |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2380282C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2482581C2 (en) * | 2011-08-23 | 2013-05-20 | Николай Борисович Болотин | Combat laser |
RU2495352C2 (en) * | 2011-09-01 | 2013-10-10 | Николай Борисович Болотин | Mobile weapon laser system |
RU2496078C2 (en) * | 2011-08-03 | 2013-10-20 | Николай Борисович Болотин | Mobile combat laser complex |
-
2008
- 2008-04-24 RU RU2008116403/11A patent/RU2380282C1/en active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2496078C2 (en) * | 2011-08-03 | 2013-10-20 | Николай Борисович Болотин | Mobile combat laser complex |
RU2482581C2 (en) * | 2011-08-23 | 2013-05-20 | Николай Борисович Болотин | Combat laser |
RU2495352C2 (en) * | 2011-09-01 | 2013-10-10 | Николай Борисович Болотин | Mobile weapon laser system |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2384473C2 (en) | Hypersonic airplane with combat air craft laser | |
US9249758B2 (en) | Propulsion assembly and method | |
US8256203B1 (en) | Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters | |
US6793174B2 (en) | Pulsejet augmentor powered VTOL aircraft | |
US6976654B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
RU2366593C1 (en) | Military-space airplane with aviation-based fighting laser | |
US3699771A (en) | Rotary wing aircraft lift and propulsion method and systems | |
JP5922591B2 (en) | Packaged propellant air-induced variable thrust rocket engine | |
KR101126861B1 (en) | Combined cycle engine for hypersonic air-breathing and it's engine mode | |
RU2380282C1 (en) | Hypersonic aircraft and onboard combat laser | |
JPH0849999A (en) | Missile by air suction type propulsion assistance | |
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 | |
RU2602656C1 (en) | Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine | |
US5131223A (en) | Integrated booster and sustainer engine for a missile | |
US8308104B2 (en) | Aircraft having a rotating turbine engine | |
RU2380288C1 (en) | Combat aircraft and its combat laser system | |
JP2009114998A (en) | Pulse detonation engine | |
RU2368540C1 (en) | Hypersonic airplane and rocket propulsion system of airplane | |
RU2742515C1 (en) | Compound propulsion system of reusable first stage launcher | |
RU2378158C1 (en) | Hypersonic aircraft and its jet engine | |
RU2410291C1 (en) | Supersonic missile with powdered metallic fuel engine | |
RU2603305C1 (en) | Return carrier rocket stage | |
RU2380651C1 (en) | Multistaged air-defense missile | |
RU2609547C1 (en) | Return stage of rocket vehicle and method of its operation | |
US4007892A (en) | Aircraft flight method and apparatus for boosting an aircraft to a very high altitude and thereafter boosting the aircraft to a high rate of forward speed |