RU2470834C1

RU2470834C1 - Aircraft

Info

Publication number: RU2470834C1
Application number: RU2011131638/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-07-27
Filing date: 2011-07-27
Publication date: 2012-12-27

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to VTOL aircraft. Proposed aircraft comprises axisymmetric airframe, fuel tank, instrumentation compartment, gas turbine engine arranged along airframe vertical axis and including compressor, combustion chamber, and jet nozzle. Engine segmented combustion chamber incorporates fuel systems including fuel rate regulator for every chamber section. Turbine comprises adjustable nozzle vanes, each being provided with drive. Adjustable distributor is arranged behind the compressor with every vane equipped with drive. Liquid-propellant rocket engine is mounted inside jet nozzle.

EFFECT: improved controllability.

9 dwg

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и может использоваться в ВВС. The invention relates to aircraft of vertical take-off and landing and can be used in the air force.

Задачи создания изобретения - улучшение летных характеристик и маневренности летательного аппарата, и его боевых свойств.The objective of the invention is to improve the flight characteristics and maneuverability of the aircraft, and its combat properties.

Известен летательный аппарат типа «летающей тарелки» по патенту США №6270036 В1, МПК⁷ В64С 15/00, 29/00, публ. 07.08.2001, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, проточную камеру с входным и выходным отверстиями, сообщенными атмосферой, нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.Known aircraft type "flying saucer" according to US patent No. 6270036 B1, IPC ⁷ B64C 15/00, 29/00, publ. 08/07/2001, comprising a round-shaped housing, a cabin with apparatus controls, a flow chamber with inlet and outlet openings in communication with the atmosphere, a supercharger consisting of a drive with an impeller, a main rotary ring with a drive, a control system with outlet channels, shutters and rotary shields.

В отличие от заявляемого, в приведенном летательном аппарате вращающееся кольцо большой площади расположено на внешней поверхности летательного аппарата в верхней его части. Подъемная сила в приведенном летательном аппарате создается за счет разницы давлений воздушного потока над аппаратом и под аппаратом, путем смывания вращающегося кольца струями сжатого воздуха.In contrast to the claimed, in the aircraft, a rotating ring of a large area is located on the outer surface of the aircraft in its upper part. The lifting force in the reduced aircraft is created due to the difference in pressure of the air flow above the device and under the device, by flushing the rotating ring with jets of compressed air.

Недостатком приведенного аппарата является низкая устойчивость аппарата при горизонтальном перемещении, вследствие взаимодействия набегающего воздушного потока со струями сжатого воздуха, омывающими вращающееся кольцо. Так как струи сжатого воздуха, омывающие вращающее кольцо, увлекаются этим кольцом в направлении его вращения, то в той области вращающегося кольца, где направление его вращения совпадает с направлением набегающего потока воздуха, суммарная скорость потока будет выше, чем в противоположной области вращающегося кольца, где направление его вращения противоположно направлению набегающего потока воздуха. Это приводит к неравномерному распределению давления среды по поверхности вращающегося кольца, что в свою очередь вызывает появление значительных кренящих моментов, парирование которых при данной конструкции аппарата возможно лишь путем введения в конструкцию приведенного летательного аппарата сложных специальных устройств.The disadvantage of this apparatus is the low stability of the apparatus during horizontal movement, due to the interaction of the incoming air flow with jets of compressed air washing the rotating ring. Since the jets of compressed air washing the rotary ring are carried away by this ring in the direction of its rotation, then in that region of the rotating ring, where the direction of its rotation coincides with the direction of the incoming air flow, the total flow velocity will be higher than in the opposite region of the rotating ring, where the direction of its rotation is opposite to the direction of the oncoming air flow. This leads to an uneven distribution of the pressure of the medium over the surface of the rotating ring, which in turn causes the appearance of significant heeling moments, the parry of which with this design of the device is possible only by introducing complex special devices into the design of the reduced aircraft.

Известен также летательный аппарат типа «летающей тарелки» по А.С. СССР №1496630, МКИ⁴ В64С 29/00, 39/06, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой, смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.Also known aircraft type "flying saucer" according to A.S. USSR No. 1496630, MKI ⁴ V64C 29/00, 39/06, comprising a round body, a cabin with apparatus controls, a horizontally arranged annular flow chamber with an input rectilinear channel having an inlet in communication with the atmosphere and an output rectilinear channel having exit openings connected to the atmosphere, a supercharger mounted on supports, consisting of a drive with an impeller, a main rotating ring with a drive located inside the annular flow chamber, and a control system with outlet channels, Lonka and pivoting flaps.

В приведенном летательном аппарате подъемная сила создается реактивной струей воздуха, которая создается рабочим колесом нагнетателя. Горизонтальное перемещение аппарата после вертикального взлета и набора высоты обеспечивается отклонением вектора тяги, что обуславливает низкую его маневренность и устойчивость.In a given aircraft, the lifting force is created by a jet of air, which is created by the impeller of the supercharger. Horizontal movement of the device after vertical take-off and climb is provided by the deviation of the thrust vector, which leads to its low maneuverability and stability.

Относительно низкая грузоподъемность обусловлена низким КПД рабочей текучей среды. Увеличение грузоподъемности приводит к нерациональному увеличению мощности двигателей и соответственно их габаритов, т.к. грузоподъемность в приведенном аппарате прямо пропорциональна мощности двигателей. Эффект Магнуса в приведенном летательном аппарате возникает при взаимодействии горизонтального вращающегося кольца с набегающим потоком воздуха и способствует снижению фронтального давления на аппарат за счет того, что внешняя поверхность вращающегося кольца сообщает набегающему спереди потоку воздуха дополнительную скорость вращательного движения. Причиной, препятствующей достижению технического результата, является то, что конструктивное решение в приведенном аппарате не позволяет в полной мере использовать возможность эффекта Магнуса для создания подъемной силы.Relatively low carrying capacity due to low efficiency of the working fluid. The increase in carrying capacity leads to an irrational increase in engine power and, accordingly, their dimensions, because load capacity in the given apparatus is directly proportional to the power of the engines. The Magnus effect in a given aircraft occurs when a horizontal rotating ring interacts with an incoming air stream and helps to reduce frontal pressure on the device due to the fact that the outer surface of the rotating ring imparts an additional rotational speed to the front air stream. The reason that impedes the achievement of the technical result is that the constructive solution in the above apparatus does not allow the full use of the possibility of the Magnus effect to create lift.

Известен летательный аппарат «Летающая тарелка» по патенту РФ №2264952. Этот аппарат содержит корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой; смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками, согласно изобретению, снабжен кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом, при этом дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении, входной и выходной прямолинейные каналы размещены вдоль продольной оси летательного аппарата, кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами, в которой имеется прорезь под вращающиеся кольца и кольцевую опору, нагнетатель установлен внутри выходного прямолинейного канала, опоры нагнетателя выполнены в виде полых пилонов, полости которых сообщены с полостью прямолинейного выходного канала через управляемые клапаны и с отводящими каналами системы управления, открытыми со стороны их свободных торцов, заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий, а поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала. Одно из выходных отверстий в выходном прямолинейном канале выполнено с нижней стороны летательного аппарата, геометрический центр которого совмещен с вертикальной осью летательного аппарата. В качестве привода вращающихся колец используют электрический привод, генератор которого связан с приводом нагнетателя. Привод размещен в полости, выполненной в кольцевой опоре. Благодаря тому, что в летательном аппарате для создания подъемной силы используются вращающиеся во взаимно противоположных направлениях кольца, расположенные внутри кольцевой проточной камеры и взаимодействующие с потоком воздуха, движущимся внутри этой камеры, причем направление вращения верхнего кольца совпадает с направлением движения воздушного потока в кольцевой проточной камере, достигается реализация эффекта Магнуса с наибольшей эффективностью.Known aircraft "Flying saucer" according to the patent of the Russian Federation No. 2264952. This apparatus comprises a round-shaped housing, a cabin with apparatus controls, a horizontally arranged annular flow chamber with an inlet rectilinear channel having an inlet in communication with the atmosphere and an outlet rectilinear channel having outlet openings in communication with the atmosphere; a supercharger mounted on bearings, consisting of a drive with an impeller, a main rotating ring with a drive located inside the annular flow chamber, and a control system with outlet channels, dampers and rotary shields, according to the invention, is equipped with an annular support and an additional rotating ring, which are installed inside annular flow chamber under the main rotating ring, while the additional rotating ring is connected with the drive of the main rotating ring with the possibility of rotation in The direction opposite to the main ring, the input and output rectilinear channels are placed along the longitudinal axis of the aircraft, the annular flow chamber has a partition connected to the input and output rectilinear channels, in which there is a slot for rotating rings and an annular support, the supercharger is installed inside the output rectilinear channel , the supercharger supports are made in the form of hollow pylons, the cavities of which are communicated with the cavity of the rectilinear output channel through the controlled valve s and with the outlet channels of the control system open from the side of their free ends, the dampers of the control system are located at the inlet of one of the outlet openings, and the rotary shields of the control system are located above the aperture in the flowing part of the outlet rectilinear channel. One of the outlet openings in the rectilinear outlet channel is made on the lower side of the aircraft, the geometric center of which is aligned with the vertical axis of the aircraft. As the drive of the rotating rings, an electric drive is used, the generator of which is connected to the drive of the supercharger. The drive is placed in a cavity made in an annular support. Due to the fact that the aircraft uses rings rotating in mutually opposite directions to create lift, located inside the annular flow chamber and interacting with the air flow moving inside this chamber, and the direction of rotation of the upper ring coincides with the direction of air flow in the annular flow chamber , the implementation of the Magnus effect is achieved with the greatest efficiency.

Известен летательный аппарат по патенту РФ на изобретение №2360839, прототип.Known aircraft according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2360839, prototype.

Этот аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота.This apparatus comprises an axisymmetric housing, a fuel tank and an instrument compartment, a gas turbine engine, comprising, in turn, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle, a gas turbine engine mounted along a vertical axis of the housing, having a combustion chamber of a gas turbine engine, fuel systems containing fuel flow controllers for each section and an adjustable nozzle apparatus of the turbine containing nozzle blades mounted for rotation.

Недостаток - плохая управляемость аппарата из-за перетекания потока выхлопных газов между модулями камер сгорания из-за разности давления в них при маневрировании.The disadvantage is the poor controllability of the apparatus due to the flow of exhaust gases between the modules of the combustion chambers due to the pressure difference in them during maneuvering.

Задача создания изобретения - усовершенствовать летательный аппарат типа «летающей тарелки», повысить управляемость аппарата.The task of creating the invention is to improve the aircraft type "flying saucer", to increase the controllability of the device.

Решение указанной задачи достигнуто в летательном аппарате, содержащем корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота, тем, что согласно изобретению приводом оборудована каждая сопловая лопатка, а после компрессора установлен регулируемый направляющий аппарат, каждая лопатка которого оборудована приводом.The solution to this problem was achieved in an aircraft containing an axisymmetric casing, a fuel tank and an instrument compartment, a gas turbine engine, which in turn contains a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle, a gas turbine engine installed along the vertical axis of the hull, having a combustion chamber of a gas turbine engine, made multi-section with fuel systems containing fuel flow regulators for each section and an adjustable nozzle apparatus of a turbine containing nozzle nozzles Patches mounted with the possibility of rotation, so that according to the invention each nozzle blade is equipped with a drive, and after the compressor an adjustable guide apparatus is installed, each blade of which is equipped with a drive.

Число сопловых лопаток может быть равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки могут быть размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор может быть выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя может быть установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла может быть установлен двигатель аварийной посадки.The number of nozzle blades may be equal to the number of sections of the combustion chamber. Nozzle blades can be placed between sections of the combustion chamber. The compressor can be made centrifugal with axial inlet and axial output. A fuel tank may be installed inside the gas turbine engine. An emergency landing engine may be installed inside the jet nozzle.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability.

Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - получением нового технического результата. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации этого проекта не требуется специальных материалов и технологий, ранее не применяющихся в технике.The novelty is confirmed by patent research, the inventive step is by obtaining a new technical result. Industrial applicability is due to the fact that the implementation of this project does not require special materials and technologies that have not previously been used in technology.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…9, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 9, where:

- на фиг.1 приведен чертеж летательного аппарата,- figure 1 shows a drawing of an aircraft,

- на фиг.2 приведен разрез по А-А,- figure 2 shows a section along aa,

- на фиг.3 приведен чертеж камеры сгорания и соплового аппарата,- figure 3 shows a drawing of a combustion chamber and a nozzle apparatus,

- на фиг.4 приведен разрез В-В летательного аппарата,- figure 4 shows a section bb of the aircraft,

- на фиг.5 приведена подробная схема боевого орбитального лазера с ядерной накачкой с двумя камерами сгорания в составе одного жидкостного ракетного двигателя,- figure 5 shows a detailed diagram of a combat orbital nuclear-pumped laser with two combustion chambers as part of one liquid rocket engine,

-на фиг.6 приведена упрощенная схема боевого орбитального лазера с ядерной накачкой с двумя соплами в составе одного жидкостного ракетного двигателя,- figure 6 shows a simplified diagram of a combat orbital laser with a nuclear pump with two nozzles as part of one liquid rocket engine,

- на фиг.7 приведен вид С,- figure 7 shows a view of C,

- на фиг.8 приведен вид D,- Fig.8 shows a view of D,

- на фиг.9 приведена схема боевого лазера с двумя жидкостными ракетными двигателями.- figure 9 shows a diagram of a combat laser with two liquid rocket engines.

Летательный аппарат (фиг.1…4) содержит: осесимметричный корпус 1, типа «летающая тарелка», в верхней части которого выполнен воздухозаборник 2 с обтекателем 3 конической формы в средней части, газотурбинный двигатель 4, установленный вдоль вертикальной оси корпуса 1. Газотурбинный двигатель 4 содержит компрессор 5, камеру сгорания 6, турбину 7 и реактивное сопло 8.The aircraft (Figs. 1 ... 4) contains: an axisymmetric case 1, of a “flying saucer” type, in the upper part of which an air intake 2 with a cone-shaped fairing 3 is made in the middle part, a gas turbine engine 4 mounted along the vertical axis of the housing 1. A gas turbine engine 4 comprises a compressor 5, a combustion chamber 6, a turbine 7, and a jet nozzle 8.

Компрессор 5 выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Камера сгорания 6 выполнена многосекционной: от 12 до 18 секций 9 (фиг.2), имеющих независимые системы подачи топлива 10 к форсункам 11. В состав систем подачи топлива 10 также входят топливные насосы 12 и фильтры 13. Фильтры 13 установлены в топливном баке 14, который выполнен вдоль вертикальной оси летательного аппарата в его центральной части, т.е внутри газотурбинного двигателя 4. Такая компоновка позволила уменьшить осевые габариты газотурбинного двигателя и увеличить его диаметр для получения большой мощности. Турбина 7 содержит регулируемый сопловой аппарат 15, выполненный с возможностью отдельного поворота его лопаток, и рабочее колесо 16, которое закреплено внутри вала 17. Вал 17 соединен по наружному диаметру с компрессором 5, для передачи крутящего момента. На поверхности вала 17 выполнены отверстия 18 и уплотнения 19 для отбора части продуктов сгорания из камеры сгорания 6 через регуляторы расхода 20 к боковым соплам 21.The compressor 5 is made centrifugal with axial inlet and axial output. The combustion chamber 6 is multi-sectional: from 12 to 18 sections 9 (FIG. 2) having independent fuel supply systems 10 to the nozzles 11. The fuel supply systems 10 also include fuel pumps 12 and filters 13. Filters 13 are installed in the fuel tank 14 , which is made along the vertical axis of the aircraft in its central part, that is, inside the gas turbine engine 4. This arrangement allowed to reduce the axial dimensions of the gas turbine engine and increase its diameter to obtain high power. The turbine 7 comprises an adjustable nozzle apparatus 15, capable of separately turning its blades, and an impeller 16, which is fixed inside the shaft 17. The shaft 17 is connected in outer diameter to the compressor 5, for transmitting torque. On the surface of the shaft 17, holes 18 and seals 19 are made for taking part of the combustion products from the combustion chamber 6 through flow regulators 20 to the side nozzles 21.

Вал 17 установлен в корпусе 1 на подшипниках 22, воспринимающих как радиальные, так и знакопеременные осевые нагрузки. Боковые сопла 20 установлены в двигательном отсеке 23, отсеки экипажа 24 содержат иллюминаторы 25. Под отсеком экипажа 24 выполнен грузовой отсек 26. Отсеки 23, 24 и 26 отделены от двигателя 4 защитной стенкой 27. Приборный отсек 28 размещен между топливным баком 8 и газотурбинным двигателем 4 и защищен от теплового излучения теплоизоляцией 29. Компрессор 5 уплотнен относительно корпуса 1 передним уплотнением 30. Внутри реактивного сопла 8 установлен жидкостный ракетный двигатель ЖРД 31, имеющий боевой лазер 32.The shaft 17 is installed in the housing 1 on bearings 22, perceiving both radial and alternating axial loads. Side nozzles 20 are installed in the engine compartment 23, crew compartments 24 contain portholes 25. Under the crew compartment 24 a cargo compartment 26 is made. Compartments 23, 24 and 26 are separated from the engine 4 by a protective wall 27. The instrument compartment 28 is located between the fuel tank 8 and the gas turbine engine 4 and is protected from thermal radiation by thermal insulation 29. The compressor 5 is sealed relative to the housing 1 by the front seal 30. Inside the jet nozzle 8, a liquid propellant liquid propellant rocket engine 31 having a combat laser 32 is installed.

Особенностью ЖРД 31 является то, что он (они) используется для создания тяги и для накачки боевого лазера 32. Поэтому следует использовать самый современный ЖРД 31 с высоким давлением в камере сгорания.A feature of the LRE 31 is that it (they) is used to create traction and to pump the combat laser 32. Therefore, the most modern LRE 31 with high pressure in the combustion chamber should be used.

Сопловой аппарат 15 турбины 7 (каждая лопатка) оборудован приводами поворота 33. Привода поворота 33 соединены с блоком управления 34 посредством электрических связей 35. К корпусу 1 летательного аппарата в нижней части шарнирно подсоединены три или четыре опоры 36 для его посадки.The nozzle apparatus 15 of the turbine 7 (each blade) is equipped with rotation drives 33. The rotation drives 33 are connected to the control unit 34 by electrical connections 35. Three or four bearings 36 are pivotally connected to the body of the aircraft in the lower part 36 for landing.

Основной особенностью летательного аппарата является то, что он содержит регулируемый направляющий аппарат 37, все лопатки которого также выполнены с возможностью независимого поворота на выходе из компрессора 5, при этом каждая лопатка направляющего аппарата имеет привод 38, соединенные электрическими связями 35 с блоком управления 34 (фиг.1). Имеется система наддува 39 с баллоном 40.The main feature of the aircraft is that it contains an adjustable guide apparatus 37, all of whose blades are also capable of independent rotation at the outlet of the compressor 5, with each blade of the guide apparatus having a drive 38 connected by electrical connections 35 to the control unit 34 (Fig. .one). There is a boost system 39 with a cylinder 40.

Боевой лазер с ядерной накачкой 32 содержит (фиг.5…9) резонатор 41, который, в свою очередь, содержит зеркала 42, диафрагму 43, объектив 44. Резонатор 41 установлен перпендикулярно газодинамическому тракту, который выполнен в виде сопла 45 камеры сгорания 46 жидкостного ракетного двигателя 31, установленного в карданной подвеске 47. Камера сгорания 46 жидкостного ракетного двигателя 31 содержит головку 48 и цилиндрическую часть 52. Сопло 50 содержит сужающуюся часть 51 и расширяющуюся часть 52. Расширяющаяся часть 52 выполнена круглого сечения - в критическом сечении и прямоугольного - в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению. Как сужающаяся 51, так и расширяющаяся часть 52 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (фиг.1) и содержат две стенки; внутреннюю стенку 53 и наружную стенку 54. На внутренней поверхности внутренней стенки 53 нанесен слой урана 235-55, а в саму внутреннюю стенку 52 внедрены частицы урана 238-56.A nuclear-pumped combat laser 32 contains (FIGS. 5 ... 9) a resonator 41, which, in turn, contains mirrors 42, an aperture 43, and a lens 44. The resonator 41 is mounted perpendicular to the gas-dynamic path, which is made in the form of a nozzle 45 of the liquid combustion chamber 46 a rocket engine 31 installed in the cardan suspension 47. The combustion chamber 46 of the liquid rocket engine 31 includes a head 48 and a cylindrical part 52. The nozzle 50 contains a tapering part 51 and an expanding part 52. The expanding part 52 is circular in critical shape section and rectangular - in the outlet section with a smooth transition from a circular to a rectangular cross section. As the tapering 51 and the expanding part 52 are made with the possibility of regenerative cooling (figure 1) and contain two walls; the inner wall 53 and the outer wall 54. A layer of uranium 235-55 is deposited on the inner surface of the inner wall 53, and uranium particles 238-56 are embedded in the inner wall 52 itself.

Резонатор 41 размещен перпендикулярно продольной оси сопла 45 камеры сгорания 46, предпочтительно в районе расширяющейся части 51.The resonator 41 is placed perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle 45 of the combustion chamber 46, preferably in the region of the expanding part 51.

Боевой лазер содержит теплообменник 57, установленный внутри цилиндрической части 49 камеры сгорания 46, и ядерный реактор 58. Ядерный реактор 58 соединен с теплообменником 57 трубопроводами циркуляции теплоносителя, подводящим 59 и отводящим 60. В подводящем трубопроводе 59 установлен насос 61.The combat laser includes a heat exchanger 57 mounted inside the cylindrical part 49 of the combustion chamber 46, and a nuclear reactor 58. The nuclear reactor 58 is connected to the heat exchanger 57 by coolant circulation pipelines, inlet 59 and outlet 60. A pump 61 is installed in the inlet pipe 59.

Боевой орбитальный лазер (фиг.4…6) может содержать один или два жидкостных ракетных двигателя 31, одну или две камеры сгорания 46 и турбонасосный агрегат (ТНА) 62. Турбонасосный агрегат 62, в свою очередь, содержит установленные на валу 63 ТНА 62 центробежное рабочее колесо насоса окислителя 64, центробежное рабочее колесо насоса горючего 65, датчик частоты вращения 66, дополнительный насос горючего 57, с валом дополнительного насоса горючего 68, соединенным мультипликатором 69, размещенным в корпусе 70 с валом ТНА 62, основную турбину 71, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 62. Газогенератор 72 установлен над основной турбиной 71 соосно с турбонасосным агрегатом ТНА 72. Камера сгорания 46 имеет силовой пояс 73, к ней прикреплен ТНА 72 при помощи тяг 74. Внутри камеры сгорания 46 выполнены наружная плита 75 и внутренняя плита 76 с зазором между ними (фиг.8). Внутри головки 48 камеры сгорания 46 установлены форсунки окислителя 77 и форсунки горючего 78. Форсунки окислителя 77 сообщают полость «Л» с внутренней полостью камеры сгорания 46 - «М», а форсунки горючего 78 сообщают полость «К» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 46 установлен коллектор горючего 69, от которого отходят топливопроводы 80 к нижней части сопла 73. К коллектору горючего 79 подключен выход из клапана горючего 81, вход которого трубопроводом горючего 82 соединен с выходом из центробежного рабочего колеса насоса горючего 65. Выход из дополнительного насоса горючего 67 соединен топливопроводом высокого давления 63 через регулятор расхода 84, имеющий привод 85 и клапан высокого давления 86 с газогенератором 72, конкретно - с полостью «Е». Выход из центробежного колеса насоса окислителя 64 трубопроводом окислителя 87 через клапан 88 тоже соединен с генератором 72, конкретно с его полстью «Ж». На головке 75 камеры сгорания 46 установлены запальные устройства 89, а на газогенераторе 71 - запальные устройства 90.Combat orbital laser (figure 4 ... 6) may contain one or two liquid rocket engines 31, one or two combustion chambers 46 and turbopump assembly (TNA) 62. Turbopump assembly 62, in turn, contains mounted on the shaft 63 of the TNA 62 centrifugal the impeller of the oxidizer pump 64, the centrifugal impeller of the fuel pump 65, the speed sensor 66, the additional fuel pump 57, with the shaft of the additional fuel pump 68 connected by a multiplier 69, located in the housing 70 with the shaft ТНА 62, the main turbine 71, made in parts of the turbopump assembly 62. The gas generator 72 is mounted above the main turbine 71 coaxially with the TNA 72 turbopump assembly. The combustion chamber 46 has a power belt 73, TNA 72 is attached to it by rods 74. An outer plate 75 and an inner plate 76 are made inside the combustion chamber 46. with a gap between them (Fig.8). Inside the head 48 of the combustion chamber 46, the oxidizer nozzles 77 and the fuel nozzles 78 are installed. The oxidizer nozzles 77 communicate the cavity “L” with the internal cavity of the combustion chamber 46 - “M”, and the fuel nozzles 78 communicate the cavity “K” with the internal cavity of the combustion chamber “D” ". On the outer surface of the combustion chamber 46, a fuel manifold 69 is installed, from which the fuel lines 80 extend to the lower part of the nozzle 73. An outlet from the fuel valve 81 is connected to the fuel manifold 79, the inlet of which is connected by a fuel pipe 82 to the outlet of the centrifugal impeller of the fuel pump 65. Exit from an additional fuel pump 67 is connected by a high pressure fuel line 63 through a flow regulator 84 having an actuator 85 and a high pressure valve 86 with a gas generator 72, specifically, with a cavity “E”. The exit from the centrifugal wheel of the oxidizer pump 64 through the oxidizer pipe 87 through the valve 88 is also connected to the generator 72, specifically with its half "Ж". Ignition devices 89 are installed on the head 75 of the combustion chamber 46, and ignition devices 90 are installed on the gas generator 71.

К датчику частоты вращения 66 подсоединена электрическая связь 91, которая соединена с блоком управления 92.An electrical connection 91 is connected to the speed sensor 66, which is connected to the control unit 92.

К блоку управления 92 электрическими связями 91 подключены электрозапальные устройства 89 и 90, клапан горючего 81, клапан окислителя 88, привод регулятора расхода 85, клапан высокого давления 86, пусковой клапан 93 и регулятор 94, при его наличии, установленный в газоводе 95 одной из камер сгорания 46. К коллектору горючего 79 подключен продувочный трубопровод 96 с клапаном продувки 97 и баллоном продувки 98. Боевой лазер 32 также содержит предназначенные для запуска ЖРД 31 баллон сжатого воздуха 99, с которым соединен трубопровод высокого давления 100, имеющий клапан 101. Другой конец трубопровода высокого давления 100 соединен с пусковой турбиной 102. К пусковой турбине 102 подсоединена выхлопная труба 103.Electrolap devices 89 and 90, a fuel valve 81, an oxidizer valve 88, a flow control valve 85, a high pressure valve 86, a start valve 93 and a regulator 94, if present, are installed in the gas duct 95 of one of the chambers combustion 46. A purge pipe 96 is connected to a fuel manifold 79 with a purge valve 97 and a purge cylinder 98. The battle laser 32 also includes a compressed air cylinder 99 for launching the liquid propellant rocket engine 31, to which a high pressure pipe 100 is connected, having th valve 101. The other end of the high pressure pipe 100 is connected to the starting turbine 102. An exhaust pipe 103 is connected to the starting turbine 102.

При взлете запускается при помощи стартера (на фиг.1…9 не показан) газотурбинный двигатель 4. Топливо из бака 4 топливными насосами подается в камеру сгорания 6 через форсунки 8 и воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 16 с валом 17. Вал 17 передает мощность компрессору 5. Продукты сгорания сбрасываются в реактивное сопло 8, создавая реактивную тягу не менее, чем вес летательного аппарата. Для управления курсом полета противоположные топливные насосы 12 переводят в разные режимы работы по расходу топлива, например, уменьшают расход топлива в левую секцию камеры сгорания 9 и увеличивают - в правую. Поворачивают приводами 38 направляющие лопатки 37, установленные перед модулем 9 камеры сгорания 6, в которую уменьшают подачу топлива. В сторону дросселирования (уменьшения проходного сечения) для пропорционального уменьшения расхода воздуха в этот модуль 9. Одновременно поворачивают сопловые лопатки соплового аппарата 31 приводами 32 (фиг.4), при этом поворачивают лопатки, размещенные по обе стороны от этого модуля камеры сгорания, для дросселирования проходного сечения. Последняя операция необходима для выдерживания оптимальных углов атаки газового потока при уменьшении его расхода и давления. В итоге правая половина сопла 8 будет создавать тягу, большую, чем левая, т.е:During take-off, a gas turbine engine 4 is started by means of a starter (not shown in FIGS. 1 ... 9). Fuel from the tank 4 is supplied by fuel pumps to the combustion chamber 6 through nozzles 8 and ignites. The combustion products unwind the impeller of the turbine 16 with the shaft 17. The shaft 17 transfers power to the compressor 5. The combustion products are discharged into the jet nozzle 8, creating a jet thrust no less than the weight of the aircraft. To control the course of the flight, the opposite fuel pumps 12 are transferred to different operating modes for fuel consumption, for example, reduce fuel consumption in the left section of the combustion chamber 9 and increase it in the right. The drives 38 rotate the guide vanes 37 mounted in front of the module 9 of the combustion chamber 6, into which the fuel supply is reduced. In the direction of throttling (decreasing the flow area) to proportionally reduce the air flow into this module 9. At the same time, the nozzle vanes of the nozzle apparatus 31 are rotated by the actuators 32 (Fig. 4), while the vanes located on both sides of this combustion chamber module are rotated to throttle passage section. The last operation is necessary to maintain optimal angles of attack of the gas stream while reducing its flow rate and pressure. As a result, the right half of the nozzle 8 will create a thrust greater than the left, i.e.:

R2>R1.R2> R1.

Суммарный вектор тяги R1 будет направлен под углом к оси летательного аппарата. Для горизонтального полета и маневров в горизонтальной плоскости используют боковые сопла 20, через которые сбрасывают 10…15% расхода продуктов сгорания, отбираемого из камеры сгорания 6 через отверстия «Б».The total thrust vector R1 will be directed at an angle to the axis of the aircraft. For horizontal flight and maneuvers in the horizontal plane, side nozzles 20 are used, through which 10 ... 15% of the consumption of combustion products taken from the combustion chamber 6 through openings “B” is discharged.

Для задействования боевого лазера 32 выполняют следующие операции (фиг.5…10). Сначала запускают ядерный реактор 48, потом жидкостный ракетный двигатель 31 (двигатели при наличии двух двигателей). Для запуска жидкостных ракетных двигателей 31 открывают клапан 92 и сжатый воздух по трубопроводу высокого давления 91 поступает в пусковую турбину 94. Потом открывают клапаны 71, 47 и 99 и включают запальники 79 и 80 (фиг.7). Топливо (окислитель и горючее) при сгорании в камере сгорания 999 сгорает при относительно низкой температуре до 500°С. Дальнейший подогрев продуктов сгорания до 3000…4000°С осуществляется теплообменником 47. Для этого включают насос 51, который осуществляет циркуляцию жидкого теплоносителя по трубопроводам циркуляции через теплообменник 47, перенося к нему тепловую энергию ядерного реактора 48. Кроме значительного нагрева, продукты сгорания подвергаются радиоактивному облучению, это способствует повышению мощности боевого лазера 32.To engage the combat laser 32 perform the following operations (figure 5 ... 10). First, a nuclear reactor 48 is launched, then a liquid-propellant rocket engine 31 (engines with two engines). To start the liquid-propellant rocket engines 31, the valve 92 is opened and the compressed air enters the starting turbine 94 through the high pressure pipe 91. Then, the valves 71, 47 and 99 are opened and the igniters 79 and 80 are turned on (Fig. 7). Fuel (oxidizer and fuel) during combustion in the combustion chamber 999 burns out at a relatively low temperature of up to 500 ° C. Further heating of the combustion products to 3000 ... 4000 ° C is carried out by the heat exchanger 47. To do this, include a pump 51, which circulates the liquid coolant through the circulation pipes through the heat exchanger 47, transferring the thermal energy of the nuclear reactor 48 to it. In addition to significant heating, the combustion products are exposed to radiation , this helps to increase the power of the combat laser 32.

Применение предложенного технического решения позволило:Application of the proposed technical solution allowed:

- значительно повысить боевую мощь летательного аппарата,- significantly increase the combat power of the aircraft,

- сделать аппарат неуязвимым для средств ПРО,- make the device invulnerable to missile defense,

- повысить маневренность аппарата,- increase the maneuverability of the apparatus,

- повысить обороноспособность страны,- increase the country's defense capability,

- эффективно уничтожать базы террористов в недоступных районах.- effectively destroy terrorist bases in inaccessible areas.

Claims

A flying saucer aircraft comprising an axisymmetric casing, a fuel tank and an instrument compartment, a gas turbine engine installed along the vertical axis of the hull, comprising, in turn, a compressor, a combustion chamber, a turbine, and a jet nozzle having a combustion chamber made in multi-section with fuel systems containing fuel flow controllers for each section, and an adjustable nozzle apparatus of a turbine containing nozzle blades mounted for rotation, characterized in that each nozzle blade is equipped with a drive, and after the compressor an adjustable guide apparatus is installed, each blade of which is equipped with a drive, and a liquid rocket engine is installed inside the jet nozzle.