Перехватчик космических бомбардировщиков

миниатюра

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам.
Перехватчик космических бомбардировщиков (рис. 1…5) содержит фюзеляж 1, носовую коническую часть 2, крылья 3, стабилизаторы 4, установленные на осях 5 с возможностью поворота. Оси 5 соединены с приводами 6. Привод 6 соединен с блоком управления 7. В задней части фюзеляжа 1 размещена ракетная двигательная установка 8, содержащая две камеры сгорания 9 и центральное тело 10.

Внутри фюзеляжа 1 установлены бак окислителя 11 с изоляцией бака 12, бак горючего 13, трубопровод окислителя 14, подсоединенный к баку окислителя 11, имеющий тепловую изоляцию 12. К баку горючего 13 в его ниж-ней части подстыкован трубопровод горючего 15. Бак окислителя 11 соединен трубопроводом окислителя 14 с ракетной двигательной установкой 8. Бак горючего 13 соединен трубопроводом горючего 15 с ракетной двигательной установкой. В задней верхней части перехватчика установлено хвостовое оперение 16. В передней части фюзеляжа 1 находится кабина пилота 17. В носовой конической части 2 радиально установлено четыре управляющих сопла 18 (рис. 2), соединенных с дополнительным газогенератором 19 и имеющих регуляторы 20. На крыльях 3 установлены газотурбинные двигатели 21.

Рис.1Рис.2
Ракетная двигательная установка 8 (рис. 5) содержит две камеры сгорания 9 и турбонасосный агрегат (ТНА) 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 центробежное рабочее колесо насоса окислителя 24, центробежное рабочее колесо насоса горючего 25, пусковую турбину 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30 с валом ТНА 23, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22. Камера сгорания 21 содержит сопло 33, выполненное из двух оболочек и зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 34, внутри которой выполнены наружная плита 35 и внутренняя плита 36 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 34 установлены форсунки окислителя 37 и форсунки горючего 38.Форсунки окислителя 37 сообщают полость «В» в внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 38 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 9 установлен кол-лектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 41, вход которого трубо-проводом горючего 42 соединен с выходом из крыльчатки насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 43 через регулятор расхода 44, имеющий привод 45 и клапан высокого давления 46 с газогенератором 32, конкретно — с полостью «Е». Выход из центоробежного рабочего колеса насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 47 через клапан 48 тоже соединен с генератором 32, конкретно с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 9 установлены запальные устройства 49, а на газогенераторе 31 — запальные устройства 50.
К пусковой турбине 26 подстыкован трубопровод высокого давления 51 с пусковым клапаном 52, с другой стороны к клапану 52 присоединен трубопровода подвода сжатого воздуха 53.
К блоку управления 21 электрическими связями 54 подключены запальные устройства 49 и 50, клапан горючего 41, клапан окислителя 48, привод регулятора расхода 45, клапан высокого давления 46, пусковой клапан 52 и регулятор 55, установленный в газово-де 56 одной из камер сгорания 9 .

Рис.3
К коллектору горючего 39 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Камеры сгорания 9 могут быть установлены на цапфах 59 для их качания при управлении курсом перехватчика гиперзвуковых самолетов.
Фюзеляж 1 установлен на шасси 60. В передней части фюзеляжа 1 установлен бое-вой лазер 61 (рис. 1 и 4). Перехватчик оснащен бортовым компьютером 62, к которому при помощи электрических связей 63 присоединены блок управления 7 и приемник системы глобального позиционирования 64. Ракетная двигательная установка 8 (конкретно — пусковая турбина 26) выполнен с возможностью соединения при помощи шланга 65 с наземной установкой сжатого воздуха 66 (рис. 4).

Рис.4
Ориентировочные характеристики гиперзвукового самолета:
Скорость полета М=30
Стартовый вес, тн 175
Тяга ракетной двигательной установки, тн 2х 200
Тяга газотурбинных двигателей 2х20
Время набора скорости М=30, сек 220
Вооружение лазер, мощность, Мвт 500
Компоненты ракетного топлива для ЖРД
Окислитель: кислород
Горючее: керосин
Стартует перехватчик, используя одновременно газотурбинные двигатели 21 и ракетную двигательную установку 8, работающую в режиме малого газа (10% от расчетной тяги) с наклонной полосы (рис. 5) навстречу космическому бомбардировщику, летящему на высоте 200 000 м со скоростью М = 15, и выходит сначала на высоту 20 000 м …30 000 м., развив скорость М = 6…8, а потом ракетную двигательную установку 8 постепенно выводят на максимальный режим по тяге, одновременно выключают газотурбинные двигатели 21. В течение примерно 220 с перехватчик набирает скорость М = 30.
При запуске ракетной двигательной установки 8 с блока управления 7 подаются сигналы на пусковой клапан 52. Воздух высокого давления с наземной системы 66 по шлангу 65 и по трубопроводу подвода сжатого воздуха 53 через клапан 52 и трубопровод высокого давления 51 подается на пусковую турбину 26 и раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из центробежных колес насосов окислителя 22 и горючего 23 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 41, 46 и 48. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 21 и газогенератор 32. Подается сигнал на запальные устройства 49 и 50, топливная смесь в камере сгорания 21 и в газогенераторе 32 воспламеняется. Ракетная двигательная установка 8 запустилась. Регулятором расхода 44 при помощи привода 45 осуществляют регулирование режима его работы.
При выключении ракетной двигательной установки с бортового компьютера 62 и далее с блока управления 7 подается сигнал на клапаны 41, 46 и 48 и 55, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 52 и инертный газ по продувочному трубопроводу 51 поступает в топливный коллектор 39 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.

Рис.5
При старте и разгоне гиперзвукового самолета управление углами полета осуществляется рассогласованием тяги камер сгорания 9 при помощи регулятора 55, уменьшающего подачу газа из газогенератора 32 в одну из камер сгорания 9. При полете в атмосфере управление самолетом выполняет блок управления 7 при помощи приводов 6, которые отклоняют стабилизаторы 4. При полете вне атмосферы (в космосе) или в разреженной атмосфере на высоте более 200 000 м запускают вспомогательный газогенератор 19 (фиг. 3) и при помощи регуляторов 20 подают продукты сгорания в одно из реактивных управляющих сопел 18.
Поражение цели осуществляют при помощи боевого лазера 61. Определение собственных координат осуществляет система глобального позиционирования GLONAS, а ко-ординат цели наземные и собственные РЛС. Приземление перехватчика осуществляется горизонтально на шасси 60 при этом работают только газотурбинные двигатели 21.
Запуск всех двигателей на старте исключает их незапуск в полете и исключает транспортировку сжатого воздуха на перехватчике для пусковой турбины 26.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить скорость полета гиперзвукового самолета до М = 30 и обеспечить перехват космических бомбардировщиков, летающих со скоростью М = 15.
2. Повысить потолок полета самолета до уровня космических высот, т. к. для его полета и управления не нужна атмосфера.
3. Ускорить процесс набора максимальной гиперзвуковой скорости.
4. Упростить схему питания топливом газотурбинных и ракетных двигателей и уменьшить расход компонентов топлива за счет экономии ракетного топлива на взлете и использования в качестве окислителя в газотурбинных двигателях атмосферного воздуха.
5. Повысить надежность перехватчика.
6. Увеличить мощность и удельные характеристики перехватчика,
7. Уменьшить вес перехватчика за счет использования системы запуска пусковых турбин от наземных средств.
8. Обеспечить надежное управление перехватчиком за счет применение двух систем управления: аэродинамической и газодинамической.
9. Улучшить запуск и выключение ракетной двигательной установки и обеспечить их очистку от остатков горючего после выключения продувкой полостей камер сгорания инертным газом.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.