RU2277059C2 - Flying vehicle - Google Patents
Flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2277059C2 RU2277059C2 RU2003127779/11A RU2003127779A RU2277059C2 RU 2277059 C2 RU2277059 C2 RU 2277059C2 RU 2003127779/11 A RU2003127779/11 A RU 2003127779/11A RU 2003127779 A RU2003127779 A RU 2003127779A RU 2277059 C2 RU2277059 C2 RU 2277059C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft according
- gas
- nozzle
- acceleration
- ejector
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к авиации. The present invention relates to aviation.
ПрототипPrototype
Летательный аппарат, содержащий корпус для полезного груза и устройство эжекторного разгона газа (Авт. св. СССР №342809).An aircraft containing a body for a payload and an ejector acceleration device for gas (Avt. St. USSR No. 342809).
Недостаток прототипа заключается в том, что он требует много энергозатрат.The disadvantage of the prototype is that it requires a lot of energy.
АналогAnalogue
Известен аэростат - летательный аппарат легче воздуха, подъемная сила которого создается заключенным в оболочку газом с плотностью меньшей, чем плотность воздуха. Управляемый аэростат с движителем называется дирижаблем.A balloon is known - an aircraft is lighter than air, the lifting force of which is created by a gas enclosed in a shell with a density lower than the density of air. A controlled balloon with an engine is called an airship.
(Политехнический словарь. М.: Советская энциклопедия, 1977).(Polytechnical Dictionary. M.: Soviet Encyclopedia, 1977).
Недостаток аналога заключается в том, что он требует много легкого газа и не может свободно менять высоту.The disadvantage of the analogue is that it requires a lot of light gas and cannot freely change its height.
Целью изобретения является энергосбережение и расширение области применения.The aim of the invention is energy saving and expanding the scope.
Для указанной цели:For the indicated purpose:
1. Летательный аппарат, содержащий корпус для полезного груза и устройство эжекторного разгона газа, отличающийся тем, что устройство эжекторного разгона газа содержит не менее чем два сопла, герметично соединенные между собой, и не менее чем одну вакуумируемую полость, сообщенную с емкостью.1. Aircraft containing a body for a payload and a device for ejector acceleration of gas, characterized in that the device for ejector acceleration of gas contains at least two nozzles hermetically connected to each other, and at least one evacuated cavity in communication with the tank.
2. Летательный аппарат по пункту 1, отличающийся тем, что устройство эжекторного разгона газа содержит не менее чем два последовательно установленных устройства эжекторного разгона газа.2. Aircraft according to
3. Летательный аппарат или по пункту 1, или по пункту 2, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло устройства эжекторного газа сообщено отсекателем, сообщенным или с соплом запуска устройства эжекторного разгона, или с не менее чем с одним соплом навигации, или с рессивером высокого давления, или с любым из этих сочетаний.3. Aircraft according to
4. Летательный аппарат по пункту 3, отличающийся тем, что отсекатель выполнен с возможностью изменения отсекаемой площади газового потока вплоть до полного отсечения всего потока.4. The aircraft according to paragraph 3, characterized in that the cutter is configured to change the cut-off area of the gas stream up to the complete cutoff of the entire stream.
5. Летательный аппарат по пункту 1, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло навигации выполнено в виде не менее чем двух сопел, герметично соединенных между собой.5. The aircraft according to
6. Летательный аппарат по пункту 2, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло навигации выполнено в виде не менее чем двух сопел, герметично соединенных между собой.6. The aircraft according to paragraph 2, characterized in that at least one navigation nozzle is made in the form of at least two nozzles hermetically connected to each other.
7. Летательный аппарат по пункту 3, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло навигации выполнено в виде не менее чем двух сопел, герметично соединенных между собой.7. The aircraft according to paragraph 3, characterized in that at least one navigation nozzle is made in the form of at least two nozzles hermetically connected to each other.
8. Летательный аппарат по пункту 4, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло навигации выполнено в виде не менее чем двух сопел, герметично соединенных между собой.8. The aircraft according to
9. Летательный аппарат или по пункту 1, или по пункту 2, или по пункту 5, или по пункту 6, отличающийся тем, что корпус для полезного груза размещен внутри вакуумируемой емкости.9. Aircraft either according to
10. Летательный аппарат по пункту 3, отличающийся тем, что корпус для полезного груза размещен внутри вакуумируемой емкости.10. Aircraft according to paragraph 3, characterized in that the housing for the payload is placed inside the evacuated tank.
11. Летательный аппарат по пункту 4, отличающийся тем, что корпус для полезного груза размещен внутри вакуумируемой емкости.11. The aircraft according to
12. Летательный аппарат по пункту 5, отличающийся тем, что корпус для полезного груза размещен внутри вакуумируемой емкости.12. Aircraft according to paragraph 5, characterized in that the body for the payload is placed inside the evacuated tank.
13. Летательный аппарат по пункту 7, отличающийся тем, что корпус для полезного груза размещен внутри вакуумируемой емкости.13. The aircraft according to paragraph 7, characterized in that the housing for the payload is placed inside the evacuated tank.
14. Летательный аппарат по пункту 8, отличающийся тем, что корпус для полезного груза размещен внутри вакуумируемой емкости.14. The aircraft according to paragraph 8, characterized in that the housing for the payload is placed inside the evacuated tank.
15. Летательный аппарат или по пункту 1, или по пункту 2, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло устройства эжекторного разгона выполнено с возможностью изменения геометрических параметров.15. Aircraft according to either
16. Летательный аппарат по пункту 3, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло устройства эжекторного разгона выполнено с возможностью изменения геометрических параметров.16. The aircraft according to paragraph 3, characterized in that at least one nozzle of the ejector acceleration device is configured to change geometric parameters.
17. Летательный аппарат по пункту 4, отличающийся тем, что не менее чем одно сопло устройства эжекторного разгона выполнено с возможностью изменения геометрических параметров.17. The aircraft according to
18. Летательный аппарат по пункту 4, отличающийся тем, что выполнен симметричным по горизонтальной оси.18. The aircraft according to
19. Летательный аппарат по пункту 4, отличающийся тем, что выполнен симметричным по вертикальной оси.19. The aircraft according to
20. Летательный аппарат по пункту 8, отличающийся тем, что выполнен симметричным по вертикальной и горизонтальной осям.20. The aircraft according to paragraph 8, characterized in that it is made symmetrical along the vertical and horizontal axes.
21. Летательный аппарат по пункту 18, отличающийся тем, что сообщения потоков вакуума и потоков газа имеют каждый свою замкнутую систему с не менее чем одним устройством перекрытия.21. The aircraft according to
22. Летательный аппарат по пункту 20, отличающийся тем, что сообщения потоков вакуума и потоков газа имеют каждый свою замкнутую систему с не менее чем одним устройством перекрытия.22. The aircraft according to
Предлагаемое изобретение изображено на фиг.1 - 9.The invention is shown in figures 1 to 9.
На фиг.1 изображен летательный аппарат, у которого на корпусе 1 установлено устройство эжекторного разгона газа 2, которое состоит из герметично установленных между собой сопел 3, 4, 5 и 6, которые имеют критические сечения 7, 8, 9 и 10. Между соплами 3 и 4 имеется вакуумируемая полость 11. На корпусе 1 установлен рессивер-емкость 12 (фиг.1), который может быть выполнен в виде набора емкостей 16 (фиг.2), причем внутренний объем емкостей рессивера-емкости 12 или емкостей 16 больше вакуумируемого объема вытеснения, необходимого для поднятия полезного груза и самого аппарата на заданную высоту. Устройство эжекторного разгона газа 2 имеет также сопло запуска 13, которое установлено перед критическим сечением сопла 3 коаксиально и не герметично и сообщено через газовод 14 с источником повышенного давления 15. На фиг.1 рессивер-емкость 12 выполнен в виде одной большой емкости, которая через вакуумовод 17, дополнительный вакуумовод 18 и устройство перекрытия 19 сообщена с вакуумируемой полостью 11. На фиг.2 дополнительные вакуумоводы 18 сообщены со всеми емкостями 16.Figure 1 shows an aircraft in which an ejector gas acceleration device 2 is installed on the
Одно из сопел устройства эжекторного разгона газа 2 снабжено отсекателем 20 (фиг.3), который через газовод 21 сообщен с устройством перекрытия 22, которое регулирует направление и расход газа (фиг.3). Изменение зазора 23 между соплом 6 устройства эжекторного разгона 24 и отсекателем 20 регулируется при помощи лепесткового устройства с системой управления (на фиг. не показано).One of the nozzles of the ejector acceleration device for gas 2 is equipped with a cutoff 20 (Fig. 3), which is connected through the
Между устройствами эжекторного разгона 24 и 25 имеется негерметичный зазор 26. Критическое сечение 27 сопла 28 больше критического сечения 29 сопла 30. Сопло 13 установлено на сопле 30 при помощи кронштейна 31. Устройство эжекторного разгона 24 установлено на сопле 28 при помощи кронштейна 32.There is an
На фиг.4 газовод 21 снабжен соплом навигации 33, которое может быть выполнено в виде герметично соединенных между собой сопел. Газовод 21 сообщен с рессивер высокого давления 34 через перекрывающее устройство 35, которое через перекрывающиее устройство 36 сообщено с газоводом 14. In figure 4, the
На фиг.5 изображено устройство эжекторного разгона 37, состоящее из герметично соединенных между собой сопел 40 и 38, между которыми имеется вакуумируемая полость 41, сообщенная через устройство перекрытия 42 с емкостью 16. Устройство перекрытия 39, установленное на сопле 38, регулирует расход через устройство эжекторного разгона 37 при помощи системы управления. Figure 5 shows the
На фиг.6 изображен вариант компоновки летательного аппарата, когда корпус 1 размещен внизу, а рессивер-емкость 12 отделен от корпуса 1 газоводом 21 с устройствами перекрытия 22. Figure 6 shows a variant of the layout of the aircraft, when the
На фиг.7 изображен вариант, когда сопла 13 и 3 выполнены лепестковыми и имеют устройства изменения геометрических параметров сопел. Figure 7 shows a variant when the
На фиг.8 изображен вариант, когда газоводы 21 сообщены между собой через сообщения 43 для потоков газа с устройствами перекрытия. На фиг.8 также показан вариант, когда емкости 16 сообщены сообщением для потоков волн вакуума 44 с перекрывающим устройством 46. При этом корпус 1 находится между емкостями 16.On Fig shows a variant when the
На фиг.9 изображен вариант компоновки, когда корпус 1 размещен внутри емкости 16.Figure 9 shows the layout, when the
Летательный аппарат работает следующим образом.The aircraft operates as follows.
На фиг.1 включается источник повышенного давления 15. По газоводу 14 воздух подается в сопло запуска 13 под высоким давлением. Поток воздуха, вышедший с большой скоростью из сопла запуска 13, перед критическим сечением 10 смешивается с воздухом, который засасывается через зазор между соплом 3 и соплом запуска 13 из внешней атмосферы за счет эффекта эжекции. Через критическое сечение 10 воздух проходит с усредненной скоростью, но достаточной, чтобы создать эффект эжекции в пространстве между критическими сечениями 10 и 9. В результате в полости 11 создается некоторое разрежение, которое в сопле 3 создает больший перепад давления, чем это было в момент запуска. В результате в критическом сечении 10 увеличивается расход воздуха, идущего в сопло 3 из окружающей среды. Это приводит к усилению эффекта вакуумирования полости 11, а также вакуумовода 17 с рессивером 12.In Fig. 1, the source of increased pressure 15 is turned on. Through the
Так как критические сечения 7, 8 и 9 не меньше критического сечения 10, то запирания потока не будет. Сопла 4, 5 и 6 являются сверхзвуковыми и спрофилированы так, чтобы сверхзвуковой поток только притормаживался перед критическими сечениями 9, 8 и 7, не переходя на дозвуковой режим течения, а за ними опять разгонялся до больших сверхзвуковых скоростей. На Фиг.2 изображен вариант, когда рессивер 12 выполнен в виде маленьких емкостей 16, соединенных между собою вакуумоводами 18. Это позволяет использовать менее прочный и более легкий материал в режиме удержания формы при давлении извне. В зазор 26 поступает из атмосферы воздух за счет эффекта эжекции. На Фиг.3 изображен вариант, когда часть периферийного потока отсекается отсекателем 20, который конструктивно может обеспечить изменение площади отсекаемого потока вплоть до полного его отсечения и направления всего воздуха в газовод 21, используя весь поток для крейсерского режима или в обычных соплах, или в поворотных заслонках (устройствах перекрытия 22), или в сопле запуска 13, или во всех сразу.Since the
На фиг.4 изображена возможная компоновка газового тракта 21 между корпусом 1 и рессивером 12. На этой же фиг.изображен рессивер 34 сжатого воздуха, который можно использовать на режиме запуска или эжекторно (на фиг. не показано) подавать на крейсерском режиме в газовод 14 на входе в источник давления 15 или перед соплом 13.Figure 4 shows a possible arrangement of the
На фиг.5 изображен вариант, когда сопло 38 на режиме запуска может быть заглушено перекрывающим устройством 39, а весь воздух через полость идет в одну из емкостей 16. После выхода на рабочий режим перекрывающее устройство 39 открывается, а перекрывающее устройство 42 закрывается сразу или после создания в емкости 16 вакуума.Figure 5 shows the option when the
На фиг.6 изображен возможный вариант компоновки основных элементов летательного аппарата, когда корпус 1 находится под рессивером 12.Figure 6 shows a possible layout of the main elements of the aircraft, when the
На фиг.6 изображен возможный вариант компоновки основных элементов летательного аппарата, когда корпус 1 находится под рессивером 12. Для того, чтобы изменить высоту полета, открывается клапан стравливания и в рессивере 12 или в емкостях 16 устанавливается необходимая плотность. Если аппарат необходимо опять поднять вверх, то открывается устройство перекрытия 19, которое открывается только в момент вакуумирования рессиверов 12 или емкостей 16. Летательный аппарат может быть выполнен симметричным относительно или вертикальной оси, или горизонтальной оси, или вертикальной и горизонтальной осей, что и показано на фиг.8.Figure 6 shows a possible layout of the main elements of the aircraft when the
На Фиг.8 изображен летательный аппарат, у которого корпус 1 для полезного груза размещен симметрично всех осей координат трехмерного пространства, что делает аппарат более устойчивым в горизонтальном положении.On Fig depicts an aircraft in which the
Так как летательный аппарат имеет или сообщения 43 для потоков газа, или сообщения 44 для потоков волн вакуума, или те и другие, которые имеют свою замкнутую систему с устройствами перекрытия 45 и 46 соответственно, и со своими системами обходных путей, то в случае повреждений всегда есть дублирующие обходы и способы локализации этих повреждений. А полная симметрия позволяет в случае необходимости полную переориентацию вплоть до наоборот, что делает аппарат по сравнению с другими известными летательными аппаратами более неуязвимым.Since the aircraft has either
Технический эффект заключается в том, что одноразовое вакуумирование емкостей за счет эжекции позволяют аппарату, как поплавку, подняться вверх с полезным грузом и плавать на этой высоте сколь угодно долго, а при использовании крейсерских сопел, направленно перемещаться. Замкнутость потока во время подъема позволяет сделать эжекторное вакуумирование наиболее экономичным.The technical effect consists in the fact that one-time evacuation of containers due to ejection allows the device, like a float, to rise up with a payload and swim at this height for as long as you like, and when using cruising nozzles, move directionally. Closed flow during lifting allows you to make ejector evacuation the most economical.
Исполнение летательного аппарата симметричным делает его менее уязвимым и более маневренным.The execution of the aircraft symmetrical makes it less vulnerable and more maneuverable.
Расширена область применения: мы получили новый тип управляемого аэростата с движителем, называемого дирижаблем, но с вакуумируемыми полостями, которые позволяют менять высоту в зависимости от количества вакуумируемых емкостей.The scope of application has been expanded: we have received a new type of controlled balloon with an engine, called an airship, but with evacuated cavities that allow you to change the height depending on the number of evacuated containers.
Claims (22)
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003127779/11A RU2277059C2 (en) | 2003-09-16 | 2003-09-16 | Flying vehicle |
| PCT/RU2004/000210 WO2004112968A1 (en) | 2003-06-25 | 2004-06-01 | Shesterenko nozzle |
| EA200600063A EA008458B1 (en) | 2003-06-25 | 2004-06-01 | Shesterenko nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003127779/11A RU2277059C2 (en) | 2003-09-16 | 2003-09-16 | Flying vehicle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003127779A RU2003127779A (en) | 2005-03-27 |
| RU2277059C2 true RU2277059C2 (en) | 2006-05-27 |
Family
ID=35559934
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003127779/11A RU2277059C2 (en) | 2003-06-25 | 2003-09-16 | Flying vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2277059C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2618183C2 (en) * | 2012-01-23 | 2017-05-02 | Сергей Николаевич Шестеренко | Heat exchanger heating method of the houses heating system and other objects and device for the method implementation |
| RU192800U1 (en) * | 2019-06-19 | 2019-10-01 | Общество с ограниченной ответственностью "ВНХ-Энерго" | Traction device |
| RU2712332C1 (en) * | 2018-10-15 | 2020-01-28 | Роберт Александрович Болотов | Air-jet engine |
-
2003
- 2003-09-16 RU RU2003127779/11A patent/RU2277059C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2618183C2 (en) * | 2012-01-23 | 2017-05-02 | Сергей Николаевич Шестеренко | Heat exchanger heating method of the houses heating system and other objects and device for the method implementation |
| RU2712332C1 (en) * | 2018-10-15 | 2020-01-28 | Роберт Александрович Болотов | Air-jet engine |
| RU192800U1 (en) * | 2019-06-19 | 2019-10-01 | Общество с ограниченной ответственностью "ВНХ-Энерго" | Traction device |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003127779A (en) | 2005-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7162859B2 (en) | Variable cycle propulsion system with gas tapping for a supersonic airplane, and a method of operation | |
| ES2890927T3 (en) | Ejector and lift body configurations | |
| US3034747A (en) | Aircraft with discoid sustaining airfoil | |
| US3524611A (en) | Controllable air duct for vertical and short take-off and landing type of air vehicle | |
| US20020139894A1 (en) | Roadable aircraft boat that flies in a wind of its own making | |
| KR102518099B1 (en) | Inlet flow restrictor | |
| WO2006116907A1 (en) | Air compression aeroengine | |
| US6016991A (en) | Evacuated rotating envelope aircraft | |
| US2971724A (en) | Annular wing flying machines | |
| RU2277059C2 (en) | Flying vehicle | |
| RU2549588C2 (en) | Vtol hydroplane and engine thrust vector deflector | |
| WO2023124099A1 (en) | Dual-duct hybrid power device, flying vehicle, and control method | |
| US20190301400A1 (en) | Rockets embedded scramjet nozzle (resn) | |
| US3482804A (en) | Jet-propelled aeroplanes | |
| JP2014080938A (en) | Space propulsion and endurance space (stratospheric endurance flight) system | |
| ES2353029T3 (en) | VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING VEHICLE WITHOUT ROTATING SUSTAINATION PLANS. | |
| US2793494A (en) | Jet nozzles and jet propulsion units provided with means for deviating the jet | |
| US3078061A (en) | Pulse-jet aircraft and engine and diffusion systems for use therein | |
| US3386688A (en) | Aircraft provided with an engine and a retractable fairing therefor | |
| RU2417926C2 (en) | Shesterenko's flight vehicle | |
| US20210206484A1 (en) | Combination compressed-fluid ejector and propeller propulsion system | |
| JP2017007482A (en) | Vertical flight system under application of propulsion principle (pressure thrust) mainly of rocket and recyclable space shuttle such as by (compressed) air circulation under local conversion of (a part) of said system | |
| RU2612036C1 (en) | Aircraft module pulling lifting force | |
| US3070328A (en) | Propulsion system for aircraft | |
| US1853361A (en) | Propulsion and steering means for aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120917 |