Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам.
Известен гиперзвуковой самолет по патенту РФ на изобретение № 2010744. Корпус самолета выполнен в любом продольном сечении по кубической параболе с затупленной кормовой частью и углом стреловидности по передней кромке не менее 600. Руль высоты выполнен в виде шарнирно-закрепленной передней части корпуса.
Недостаток относительно низкая скорость полета самолета М=4…6..
Гиперзвуковой самолет (рис. 1) 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 два боевых лазера авиационного базирования 10. Внутри фюзеляжа 1 установлены бак окислителя 11 и бак горючего 12, трубопровод подвода окислителя 13, подсоединенный к баку окислителя 11, а к баку горючего 12 в его нижней части подстыкован трубопровод подвода горючего 14. Бак окислителя 11 соединен трубопроводом подвода окислителя 14 с ракетной двигательной установкой 8. Бак горючего 13 соединен трубопроводом подвода горючего 14 с ракетной двигательной установкой 8.

Камеры сгорания 9 выполнены прямоугольного поперечного сечения. Боевые лазеры авиационного базирования 10 содержат резонансные камеры 11, установленные на вы-ходе из камер сгорания 9. На крыльях 3 установлены лазеры наведения 16, а 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.
Фюзеляж 1 самолета установлен на шасси 21 (рис. 3).

Ракетная двигательная установка 8 (рис. 4) содержит две камеры сгорания 9 и турбонасосный агрегат (ТНА) 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу ТНА 23 крыльчатку насоса окислителя 24, крыльчатку насоса горючего 25, мотор-генератор 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 21 установлен коллектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 41, вход которого трубопроводом 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 крыльчатки насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 47 через клапан 48 тоже соединен с генератором 32, конкретно с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства 49, а на газогенераторе 31 — запальные устройства 50.

Электрогенератору 26 подстыкован кабель 51, который соединен через электрический выключатель 52 с электродами 53, установленными внутри резонансных камер 15.
К блоку управления 21 электрическими связями 54 подключены электрозапальные 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 газоводе 56 одной из камер сгорания 9 .
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 самолета.
К турбонасосному агрегату 22 за турбиной 31 подсоединен трубопровод отбора газа 60, содержащий регулятор отбора газа 61, другой конец этого трубопровода подсоединен к боевому лазеру авиационного базирования 15. Боевой лазер авиационного базирования 10 содержит два зеркала 62 и оптическую головку 63 для вывода лазерного луча. На самолете установлен источник питания 64, который через пусковое реле 65 соединен с мотор-генератором 26 для запуска ТНА 22.

Ориентировочные характеристики гиперзвукового самолета:
Скорость полета М=12
Стартовый вес, тн 150
Тяга ракетной двигательной установки, тн 2х 80
Время набора скорости М=12, сек 120
Компоненты ракетного топлива для ЖРД
Окислитель: кислород
Горючее: керосин
Мощность боевого лазера, Мвт 2Х25
Время непрерывной работы лазерного оружия, с 100
На гиперзвуковом самолете может быть дополнительно установлено обычное вооружение: пулеметы и авиационная пушка.
При запуске ракетной двигательной установки 8 (рис. 1…6) с блока управления 21 подаются сигналы на пусковое реле 65, которое подключает источник питания 64 к мотор-генератору 26, работающему в режиме электродвигателя. Мотор-генератор 26 раскручивает ротор ТНА 22. Давление окислителя и горючего на выходе из крыльчаток 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. Стартовый ракетный двигатель 4 запустился. Регулятором расхода 44 при помощи привода 45 осуществляют регулирование режима его работы.
При выключении стартового ракетного двигателя с блока управления 7 подается сигнал на клапаны 41, 46 и 48 и 55, которые закрываются. Открывается продувочный кл-пана 58 и инертный газ по продувочному трубопроводу 57 поступает в топливный коллектор 39 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.
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 21 подают продукты сгорания в одно из реактивных управляющих сопел 18.
Для использования боевого лазера авиационного базирования 15, замыкают контакты 52 и электрический ток по электрическим кабелям 51 подается на электроды 53, осуществляя накачку одного из газорязрядных лазеров 15 (боевой лазер авиационного базирования), где электроэнергия преобразуется в энергию лазерного луча. Лазерный луч выходит из оптической головки 63.
Приземление самолета осуществляется горизонтально на шасси 21.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить боевые возможности самолета за счет применения мощного лазерного оружия и его питания высокоэнергетичным газом от ТНА ракетного двигателя и электрической энергией от мотор-генератора, работающего в режиме генератора..
2. Повысить скорость полета гиперзвукового самолета до М =15.
3. Повысить потолок полета самолета до уровня космических высот, т. к. для его поле-та и управления не нужна атмосфера.
4. Ускорить процесс набора максимальной гиперзвуковой скорости.
5. Упростить схему питания топливом стартовых и маршевых двигателей.
6. Повысить надежность гиперзвукового самолета.
7. Увеличить мощность и удельные характеристики гиперзвукового самолета,
8. Уменьшить вес самолета.
9. Обеспечить надежное управление самолетом за счет применение двух систем управления: аэродинамической и газодинамической.
10. 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