Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и может использоваться в ВВС.Задачи создания изобретения улучшение летных характеристик и маневренности летательного аппарата. и его боевых свойств.
Летательный аппарат (рис. 1…9 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.
Компрессор 5 выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Камера сгорания 6 выполнена многосекционной: от 12 до 18 секций 9 (рис. 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 цен-тральной 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 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.
Вал 17 установлен в корпусе 1 на подшипниках 22, воспринимающих как радиальные так и знакопеременные осевые нагрузки. Боковые сопла 20 установлены в двигатель-ном отсеке 23, отсеки экипажа 24 содержит иллюминаторы 25. Под отсеком экипажа 24 выполнен грузовой отсек 26. Отсеки 23, 24 и 26 отделены от двигателя 4 защитной стен-кой 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.
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..
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.
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 35с блоком управления 34 (рис. 1). Имеется система наддува 39 с баллоном 40.

Боевой лазер с ядерной накачкой 32 содержит (рис. 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 48и 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 прямо-угольному сечению. Как сужающаяся 51, так и расширяющаяся часть 52 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (рис. 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.
Резонатор 41 размещен перпендикулярно продольной оси сопла 45 камеры сгорания 46, предпочтительно в районе расширяющейся части 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.

Боевой орбитальный лазер (рис. 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 (рис. 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.
К датчику частоты вращения 66 подсоединена электрическая связь 91, которая соединена с блоком управления 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.
При взлете запускается при помощи стартера (на рис. 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 увеличивая – 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. Одно-временно поворачивают сопловые лопатки соплового аппарата 31 приводами 32 (рис. 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:
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».
Для задействования боевого лазера 32 выполняют следующие операции (рис. 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 (рис. 7). Топливо (окислитель и горючее) при сгорании в камере сгорания 999 сгорает при относительно низкой температуре до 500 град. С. Дальнейший подогрев продуктов сгорания до 3 000 …4 000 град. 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.
Применение предложенного технического решения позволило:
— значительно повысить боевую мощь летательного аппарата ,
— сделать аппарат неуязвимым для средств ПРО,
-повысить маневренность аппарата,
-повысить обороноспособность страны,
— эффективно уничтожать базы террористов в недоступных районах.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович