RU24988U1 - AIRCRAFT - Google Patents
AIRCRAFTInfo
- Publication number
- RU24988U1 RU24988U1 RU2002102999/20U RU2002102999U RU24988U1 RU 24988 U1 RU24988 U1 RU 24988U1 RU 2002102999/20 U RU2002102999/20 U RU 2002102999/20U RU 2002102999 U RU2002102999 U RU 2002102999U RU 24988 U1 RU24988 U1 RU 24988U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- aircraft
- coaxial
- stage
- turbines
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 16
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 5
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 3
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 5
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 5
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims description 4
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 3
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 5
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 2
- 229920013627 Sorona Polymers 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 108010066114 cabin-2 Proteins 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
1. Летательный аппарат, содержащий корпус дискообразной формы с кабиной, встроенный в корпус двигатель, каналы всасывания и нагнетания, отличающийся тем, что каналы всасывания и нагнетания расположены вдоль вертикальной оси в центральной части дискообразного корпуса, причем канал всасывания выполнен цилиндрическим, в котором установлен двухступенчатый соосный жидкостный турбореактивный или двухступенчатый соосный воздушно-реактивный двигатель, с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси на угол до 45, в центральной части двигателя расположены соосные винты, жестко соединенные с турбинами правого и левого вращения, а канал нагнетания выполнен в форме полого усеченного конуса и напрямую соединен с каналом нагнетания, в котором установлена соосная винтовая система с винтами большего диаметра, которые смонтированы через специальный редуктор с вилами турбин правого и левого вращения, с возможностью наклона на углы атаки до 45несущих винтов относительно направления полета, в корпусе полого усеченного конуса летательного аппарата по его периметру установлен механизм управления шорами, выдвижные шоры с воздушной подушкой для управления полетом в противоположном от кабины конце корпуса установлен стабилизатор управления и размещены один или более реактивных двигателя.2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что снабжен двухступенчатым соосным жидкостным турбореактивным двигателем, ступени которого расположены одна во внутренней части другой, и снабжены турбинами правого и левого вращения, которые жестко соединены с соответствующими винтами, а их валы соединены через специальные редуктор1. Aircraft comprising a disk-shaped body with a cabin, an engine, suction and discharge channels integrated in the body, characterized in that the suction and discharge channels are arranged along a vertical axis in the central part of the disk-shaped body, the suction channel being made cylindrical in which a two-stage coaxial liquid turbojet or two-stage coaxial jet engine, with the possibility of rotation around the horizontal axis at an angle of up to 45, in the central part of the engine The spindle has coaxial screws rigidly connected to the turbines of the right and left rotation, and the discharge channel is made in the form of a hollow truncated cone and is directly connected to the discharge channel, in which a coaxial screw system with larger diameter screws that are mounted through a special gearbox with forks of the right turbines and left rotation, with the possibility of tilting at angles of attack of up to 45 rotors relative to the direction of flight, a mechanic is installed in the body of the hollow truncated cone of the aircraft around its perimeter gp blinders control retractable blinkers an air cushion for flight control in the opposite end of the housing of the cab mounted control stabilizer and one or more reactive dvigatelya.2 placed. The aircraft according to claim 1, characterized in that it is equipped with a two-stage coaxial liquid turbojet engine, the stages of which are located one in the inside of the other, and are equipped with right and left rotation turbines, which are rigidly connected to the corresponding screws, and their shafts are connected through a special gearbox
Description
Полезная модель относится к авиастроению, в частности к летальным аппаратам, обладающим одновременно свойствами самолета, вертолета и аппарата на воздушной подушке.The utility model relates to aircraft manufacturing, in particular to aircraft, which simultaneously have the properties of an airplane, a helicopter and an air cushion.
Известен летательный аппарат (патент Российской Федерации № 2061627, В 64С 29/00, 10.06.96г.), имеющий встроенные в корпус нагнетатели воздуха, которые создают подъемную силу на кольцевом крыле, а горизонтальное движение аппарат получает от сопел с возможностью изменения направления движения, с помощью рулевых щитов. Указанный летательный аппарат имеет малоэффективную управляемость, невысокую горизонтальную скорость и низкую надежность. Известен комбинированный самолет вертикального взлета и посадки (патент Российской Федерации № 2061625, В 64 С 27/00), содержащий все основные элементы самолета и вертолета, выполненные по одновинтовой схеме с рулевым, тянущим и двухлопастным несущими винтами, последний из которых убирается в полете. Недостатком указанного аппарата является сложность конструкции, наличие многочисленных узлов и деталей.Known aircraft (patent of the Russian Federation No. 2061627, 64C 29/00, 06/10/96), having built-in air blowers that create lift on the annular wing, and the device receives horizontal movement from nozzles with the possibility of changing the direction of movement, using steering shields. The specified aircraft has ineffective controllability, low horizontal speed and low reliability. Known combined vertical take-off and landing aircraft (patent of the Russian Federation No. 2061625, B 64 C 27/00), containing all the basic elements of the aircraft and helicopter, made in a single-rotor scheme with a tail, pull and two-blade rotors, the last of which is removed in flight. The disadvantage of this apparatus is the design complexity, the presence of numerous nodes and parts.
Наиболее близким к предлагаемому решению является летательный аппарат (патент Российской Федерации № 2131378, В 64 С 29/00, 10.06.99г. Бюл. № 16) содержащий корпус дискообразной формы с кабиной, нагнетатель воздуха, встроенный в корпус, двигатель, каналы всасывания и нагнетания. Каналы всасывания сообщены с атмосферой через сопла, а выход из нагнетателя происходит через переключающий направляющий аппарат каналами нагнетания со щелевыми каналами.Closest to the proposed solution is an aircraft (patent of the Russian Federation No. 2131378, 64 C 29/00, 06/10/99, Bull. No. 16) comprising a disk-shaped housing with a cabin, an air blower built into the housing, engine, suction channels and injection. The suction channels are connected to the atmosphere through nozzles, and the outlet from the supercharger occurs through a switching channel with discharge channels with slotted channels.
Указанный летательный аппарат имеет сложную извилистую систему каналов всасывания, нагнетания и переключающего аппарата, в которых на преодоление возникающих в них сопротивление расходуется почти вся мощность, развиваемая нагнетателем воздуха. Летательные аппараты подобного типа испытывались в Америке в течении 5 лет, но оторваться от земли не могли.The specified aircraft has a complex tortuous system of suction, discharge and switching channels, in which almost all the power developed by the air blower is consumed to overcome the resistance that arises in them. Aircraft of this type were tested in America for 5 years, but could not take off the ground.
Наиболее близким к предлагаемому двухступенчатому соосному жидкостному турбореактивному двигателю в полезной модели, является жидкостный реактивный двигатель ЖРД, содержащий охлаждаемую камеру, состоящую из сопла, камеры сгорания и смесительной головки, турбонасосный агрегат, регулятор соотношения компонентов со смесительной головкой (Авторское свидетельство СССР № 1774046, Кл. F02 К 9/48 от 07.11.92г. Бюл. № 41).The closest to the proposed two-stage coaxial liquid turbojet engine in a utility model is a liquid propellant liquid propellant rocket engine containing a cooled chamber consisting of a nozzle, a combustion chamber and a mixing head, a turbopump unit, a ratio control component with a mixing head (USSR Author's Certificate No. 1774046, Cl F02 K 9/48 of 11/07/92 Bul. No. 41).
Хотя в данном двигателе частично снижаются термические напряжения в стенках камеры, но полностью термические напряжения в камере не устраняются и лобовое сопротивление не уменьшается, а конструкция его не обладает достаточной силой тяги обеспечения полета предлагаемому летательному аппарату.Although the thermal stresses in the chamber walls are partially reduced in this engine, the thermal stresses in the chamber are not completely eliminated and the drag is not reduced, and its design does not have sufficient thrust to ensure the flight of the proposed aircraft.
Задача, на решение которой направлена полезная модель, является создание летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, имеющего простую и безопасную конструкцию, хорошую управляемость, высокую надежность и низкую стоимость в эксплуатации. Технический результат, достигаемый при этом, увеличение скорости подъема летательного аппарата и его горизонтальной скорости, возможность передвижения над землей и водой.The problem the utility model is aimed at is to create an aircraft with vertical take-off and landing, having a simple and safe design, good controllability, high reliability and low cost of operation. The technical result achieved in this case, an increase in the lifting speed of the aircraft and its horizontal speed, the ability to move above ground and water.
.Летательный аппарат содержит корпус дискообразной формы с кабиной, нагнетатель воздуха, встроенный в корпус, двигатель, каналы всасывания и нагнетания, отличающийся в следующих существенных признаках: каналы всасывания и нагнетания выполнены вдоль вертикальной оси и расположены в центральной части дискообразного корпуса, такое расположение каналов имеет наименьшее сопротивление движению воздуха, т.к. процесс всасывания происходит. The aircraft contains a disk-shaped body with a cabin, an air blower integrated in the body, engine, and suction and discharge channels, characterized in the following essential features: suction and discharge channels are made along the vertical axis and are located in the central part of the disk-shaped body, this channel arrangement has least resistance to air movement, as suction process takes place
вдоль одной вертикальной оси двумя винтами турбин правого и левого вращения и свободным зазором между корпусом летательного аппарата и двухступенчатым соосиым жидкостным турбореактивным двигателем. Следовательно, канал всасывания имеет большую площадь цилиндрического поперечного сечения, в котором установлен двухступенчатый соосный жидкостный турбореактивный или двухступенчатый соосный воздушно-реактивный двигатель с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси на угол до 45 градусов. В центральной части двигателя расположены соосные винты, жестко соединенные с турбинами правого и левого вращения. К каналу всасывания примыкает канал нагнетания, выполненный в форме расширяющегося полого усеченного конуса, диаметром превышающим канал всасывания. В канале нагнетания установлена соосная винтовая система с винтами большого диаметра, которые смонтированы через специальный редуктор с валами турбин правого и левого вращения, с возможностью наклона на углы атаки до 45 градусов несущих винтов относительно направления полета. В корпусе полого усеченного конуса летательного аппарата, по его периметру, установлены выдвижные шоры воздушной подушки с механизмом управления шорами.along one vertical axis, with two screws of the right and left rotation turbines and a free gap between the aircraft body and the two-stage coaxial liquid turbojet engine. Consequently, the suction channel has a large cylindrical cross-sectional area in which a two-stage coaxial liquid turbojet or two-stage coaxial jet engine is mounted with the possibility of rotation around the horizontal axis by an angle of up to 45 degrees. In the central part of the engine are coaxial screws rigidly connected to the turbines of the right and left rotation. An injection channel adjacent to the suction channel is made in the form of an expanding hollow truncated cone with a diameter exceeding the suction channel. A coaxial screw system with large-diameter screws is installed in the discharge channel, which are mounted through a special gearbox with turbine shafts of right and left rotation, with the possibility of tilting the rotors at angles of attack of up to 45 degrees relative to the direction of flight. In the body of the hollow truncated cone of the aircraft, along its perimeter, retractable air cushion blades with a blinker control mechanism are installed.
Для управления полетом летательного аппарата в противоположном от кабины конце корпуса установлен стабилизатор управления, а для увеличения горизонтальной скорости установлен один или более реактивных двигателей.To control the flight of the aircraft, a control stabilizer is installed at the end of the hull opposite the cockpit, and one or more jet engines are installed to increase horizontal speed.
Летательный аппарат снабжен двухступенчатым соосным жидкостным турбореаетивным двигателем, ступени которого расположены одна во внутренней части другой, и снабжены турбинами правого и левого вращения, которые жестко соединены с соответствующими винтами, а их валы соединены через специальные редуктора с осями соосных винтов большего диаметра, причем двухступенчатый турбореактивный двигатель снабжен аккумулятором давления, баком горючего с вытеснительной системой подачи топлива, редуктором, а так же аккумулятором давления с баком окислителя и вытеснительной системой подачи окислителя. При этом горючее и окислитель подаются одновременно в обе кольцевые смесительные камеры каждой ступени турбореактивного двигателя, за каждой кольцевой смесительной камерой симметрично расположены камеры сгорания с конусными соплами, которые взаимодействуют с турбинами правого и левого вращения.The aircraft is equipped with a two-stage coaxial liquid turbojet engine, the stages of which are located one on the inside of the other, and are equipped with right and left rotation turbines, which are rigidly connected to the corresponding screws, and their shafts are connected through special reducers with the axes of the coaxial screws of a larger diameter, with a two-stage turbojet the engine is equipped with a pressure accumulator, a fuel tank with a propellant fuel supply system, a gearbox, as well as a pressure accumulator with a tank of approx an oxidizer and an oxidizer displacement feed system. In this case, fuel and oxidizer are supplied simultaneously to both ring mixing chambers of each stage of a turbojet engine, and combustion chambers with cone nozzles that interact with right and left rotation turbines are symmetrically located behind each ring mixing chamber.
На фиг. 1 изображен летательный аппарат в разрезе по оси А-А на фиг. 2.In FIG. 1 shows an aircraft in section along the axis AA in FIG. 2.
На фиг. 2 изображен летательный аппарат, вид сверху.In FIG. 2 shows an aircraft, a top view.
На фиг. 3 изображен вид двухступенчатого соосного жидкостного турбореактивного двигателя по оси В-В на фиг. 4.In FIG. 3 is a view of a two-stage coaxial liquid turbojet engine along axis BB in FIG. 4.
На фиг. 4 изображен вид двухступенчатого соосного жидкостного турбореактивного двигателя в разрезе по оси Б-Б на фиг. 3.In FIG. 4 is a cross-sectional view of a two-stage coaxial liquid turbojet engine along axis BB in FIG. 3.
Летательный аппарат содержит: корпус 1 дискообразной формы, кабину 2, каналы всасывания 3, каналы нагнетания 4, двухступенчатый соосный жидкостный турбореактивный двигатель 5, двухступенчатый соосный воздушно-реактивный двигатель на чертежах не изображен, т.к. имеет аналогичную конструкцию двигателя 5, первая ступень двигателя 6, вторая ступень двигателя 7, конструкцией двухстуленчатого двигателя 5 предусмотрена установка второй ступени двигателя 7первой, а первой ступени 6-второй, в этом случае напорная сила всасываемого воздуха увеличивается и увеличивается фузоподъемность летательного аппарата, горизонтальная ось 8, вокруг которой система двухступенчатого соосного жидкостного турбореактивного двигателя 5 (механизм на чертежах не показан) имеет возможность поворота вокруг горизонтальной оси 8 на угол до 45 градусов, в двухступенчатом соосном жидкостном реактивном двигателе первая ступень 6 расположена во внутренней части второй ступени 7, которые представляют собой турбину 9 правого вращения, жестко соединенную с вином 9 правого вращения, а турбина 10 левого вращения жестко соединена с винтом 10, соосные винты 11The aircraft contains: a disk-shaped body 1, a cabin 2, suction channels 3, discharge channels 4, a two-stage coaxial liquid turbojet engine 5, a two-stage coaxial jet engine, not shown, because has a similar design of the engine 5, the first stage of the engine 6, the second stage of the engine 7, the design of the two-stage engine 5 provides for the installation of the second stage of the engine 7 first, and the first stage 6-second, in this case the pressure head of the intake air increases and the fuselage of the aircraft increases, the horizontal axis 8, around which the system of a two-stage coaxial liquid turbojet engine 5 (the mechanism is not shown in the drawings) has the ability to rotate around a horizontal si 8 at an angle of up to 45 degrees, in a two-stage coaxial liquid-propellant jet engine, the first stage 6 is located on the inside of the second stage 7, which is a right-rotation turbine 9 rigidly connected to a right-rotation wine 9, and a left-rotation turbine 10 is rigidly connected to a screw 10, coaxial screws 11
е l -9e l -9
большего диаметра, редуктор 12, редуктор 13, полный вал 14, вал 15, шоры 16, механизм управления шорами 17, стабилизатор управления 18, реактивные двигатели 19, корпус 20 двухступенчатого соосного жидкостного реактивного двигателя, аккумулятор давления 21, бак горючего 22, с вытеснительной системой подачи топлива 23, редущ-ор 24, аккумулятор давления 25, бак окислителя 26, с вытеснительной системой 27 подачи окислителя, редуктор 28, система подачи топлива и окислителя 29, кольцевая смесительная камера 30 первой ступени, кольцевая смесительная камера 31 второй ступени, камера сгорания 32 первой ступени, камера сгорания 33 второй ступени, конусные сопла 34 первой и второй ступени, которые взаимодействуют с турбиной 9 правого вращения и турбиной 10 левого вращения.larger diameter, gearbox 12, gearbox 13, full shaft 14, shaft 15, blades 16, blinkers control mechanism 17, control stabilizer 18, jet engines 19, two-stage coaxial liquid-propellant engine housing 20, pressure accumulator 21, fuel tank 22, with a displacement fuel supply system 23, pressure transmitter 24, pressure accumulator 25, oxidizer tank 26, with displacement oxidizer supply system 27, gearbox 28, fuel and oxidizer supply system 29, first stage annular mixing chamber 30, second stage annular mixing chamber 31 up, the combustion chamber 32 of the first stage, the combustion chamber 33 of the second stage, the cone nozzles 34 of the first and second stages, which interact with the turbine 9 of the right rotation and the turbine of 10 left rotation.
Эксплуатация летательного аппарата и его работа: аппарат устанавливается в положение вертикального взлета (фиг. 1), запускается двухступенчатый жидкостный турбореактивный двигатель 5, посредством которых турбиной 9 правого вращения, жестко соединенная с винтом 9 и турбиной 10 левого вращения с винтом 10. Воздух нагнетается по вертикальной оси аппарата. Соосные винты 11 большего диаметра через редуктора 12,13, раскручивают винты 11 в противоположные сороны. Производится взлет, набор высоты, далее разгон летательного аппарата горизонтально вперед путем накпона двухступенчатого жидкостного турбореактивного двигателя 5, вокруг горизонтальной оси 8 назад, на углы атаки до 45 градусов. Достигается определенная горизонтальная скорость, а управление полетом обеспечивается стабилизатором управления 18. Для достижения максимальной скорости включаются реактивные двигатели 19.Operation of the aircraft and its operation: the device is set to the vertical take-off position (Fig. 1), a two-stage liquid turbojet engine 5 is started, by means of which a right-hand turbine 9 is rigidly connected to a screw 9 and a left-hand turbine 10 with a screw 10. Air is pumped through vertical axis of the apparatus. Coaxial screws 11 of a larger diameter through the gear 12,13, untwist the screws 11 in the opposite sorona. Take-off, climb, and then acceleration of the aircraft horizontally forward by tilting a two-stage liquid turbojet engine 5, around the horizontal axis 8 backward, at angles of attack of up to 45 degrees. A certain horizontal speed is achieved, and flight control is provided by the stabilizer control 18. To achieve maximum speed, the jet engines 19 are turned on.
//X // X
C : M2r//i C: M2r // i
fmpa, . Sfee o/i/H&f B л. //.ИГfmpa,. Sfee o / i / H & f B l. //. IG
/Й/ / Th /
.. ..
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002102999/20U RU24988U1 (en) | 2002-02-12 | 2002-02-12 | AIRCRAFT |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002102999/20U RU24988U1 (en) | 2002-02-12 | 2002-02-12 | AIRCRAFT |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU24988U1 true RU24988U1 (en) | 2002-09-10 |
Family
ID=48284872
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002102999/20U RU24988U1 (en) | 2002-02-12 | 2002-02-12 | AIRCRAFT |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU24988U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8727266B2 (en) | 2008-05-30 | 2014-05-20 | Gilo Industries Limited | Flying machine comprising twin contra-rotating vertical axis propellers |
| RU2746285C1 (en) * | 2020-10-19 | 2021-04-12 | Юлай Масабихович Насибуллин | Autoplane |
-
2002
- 2002-02-12 RU RU2002102999/20U patent/RU24988U1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8727266B2 (en) | 2008-05-30 | 2014-05-20 | Gilo Industries Limited | Flying machine comprising twin contra-rotating vertical axis propellers |
| RU2520263C2 (en) * | 2008-05-30 | 2014-06-20 | Джило Индастриз Лимитед | Aircraft with two opposite-rotation propellers fitted on vertical shaft |
| RU2746285C1 (en) * | 2020-10-19 | 2021-04-12 | Юлай Масабихович Насибуллин | Autoplane |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8562284B2 (en) | Propulsive fan system | |
| US2762584A (en) | Vertically rising road operable aircraft | |
| US6966174B2 (en) | Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles | |
| EP3312087B1 (en) | An electric cold flow tipjet rotorcraft | |
| US2780424A (en) | Airplane for vertical take-off in horizontal attitude | |
| US5836542A (en) | Flying craft and a thruster engine suitable for use in such a craft | |
| US5039031A (en) | Turbocraft | |
| US5149012A (en) | Turbocraft | |
| US6793174B2 (en) | Pulsejet augmentor powered VTOL aircraft | |
| US8011614B2 (en) | Bird vortex flying machine | |
| WO2004092567A2 (en) | Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles | |
| US20100006695A1 (en) | Vertical take-off and landing vehicle which does not have a rotary wing | |
| US3699771A (en) | Rotary wing aircraft lift and propulsion method and systems | |
| US2971724A (en) | Annular wing flying machines | |
| US3442082A (en) | Turbine gas generator and work propulsion system for aircraft and other vehicles | |
| CN210391548U (en) | Bamboo dragonfly single-wing helicopter | |
| RU24988U1 (en) | AIRCRAFT | |
| US2687779A (en) | Combined propulsion and rotary wing sustentation unit for aircraft | |
| JP4944270B1 (en) | Turbo shaft engine V / STOL machine | |
| 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 | |
| US20080173769A1 (en) | Stabilized tilt rotor aircraft | |
| RU2368540C1 (en) | Hypersonic airplane and rocket propulsion system of airplane | |
| RU63772U1 (en) | REACTIVE AIR SCREW | |
| US2782861A (en) | Helicopter blades and thrust augmenters therefor | |
| RU2380282C1 (en) | Hypersonic aircraft and onboard combat laser |