Летающая тарелка султанова а.з.

Летающая тарелка султанова а.з.

Реферат

 

Летающая тарелка представляет летательный аппарат, содержащий корпус, двигатель, компрессор, соединенный с двигателем, трубу, внутри которой расположены двигатель и компрессор. Один конец трубы выполнен в виде диффузора, а другой конец в виде реактивного сопла, двигатель выполнен парового роторного типа и предназначен для работы на перегретой воде. Компрессор выполнен объемно-роторного типа и соединен с указанным двигателем посредством пустотелого вала. Указанный корпус имеет покрытый листовым металлом несущий каркас и жесткую потолочную основу, выполненные из стальной трубы круглой, овальной или прямоугольной формы. Аппарат имеет первую камеру сгорания и первую нагнетательную трубу, предназначенную для соединения первой камеры сгорания с указанным компрессором, и не менее четырех дополнительных реактивных сопел, каждое из которых является концом трубки, закрепленной в шаровой поворотной основе и предназначенной для взаимодействия со второй нагнетательной трубой, также соединенной с камерой сгорания для осуществления вертикального полета. Изобретение направлено на решение задачи повышения безопасности и надежности полета. 4 з.п. ф-лы. 6 ил.

Изобретение относится к самолето- вертолетостроению.

Летающая тарелка по простоте конструкции и работе станет проще детской игрушки.

Из-за несовершенности, ненадежности, неэффективности современные летательные аппараты часто терпят катастрофу, унося жизнь невинных людей.

Все беды современных летательных аппаратов заключаются в том, что для создания эффективной силы реакции отбрасываемой струи газов - m V (произведению ее массы m на скорость V) не используются эффективные изобретения, чтобы летательные аппараты смогли бы взлетать и садиться вертикально и летать с необходимой скоростью (включая сверхзвуковую) горизонтально весьма надежно.

Масса m воздуха, поступающего в современные ТРД, использующегося в современных летательных аппаратах, содержащих до двух десятков тысяч деталей [2, стр. 38] , сжимается неэффективным крыльчатым компрессором и направляется в камеру сгорания, где сжигается топливo. Продукты сгорания, принудительно охлаждаясь, резко снижая эффективность, проходя через турбину, имея температуру 950 - 1000К (700 - 727^oC), выбрасываются из реактивного сопла со скоростью 410 м/с [1, стр. 14], создавая реактивную тягу с эффективным КПД = 0,25 [5, стр. 41].

В камере сгорания температура сгорания керосина составляет 2600 - 2700К [5, стр. 174], чтобы не деформировать лопаток турбины, температуру принудительно понижают до 1200 - 1300К [5, стр. 75], резко снижая эффективность.

Реальная возможность строительства летающей тарелки с высокими возможностями проявляется с использованием изобретений автора "Паровой роторный двигатель Султанова А.З." - патент РФ N 1807219 (работающий образец имеется) и к нему касающихся изобретений - "Роторный двигатель Султанова А.З." - патент РФ N 2016246, "Реверсивный распределитель рабочего тела Султанова А.З," - а. с. N 1820010, "Механизм реверсирования роторного двигателя" - патент N 2015350. Эффективный коэффициент предложенного роторного двигателя составляет _e= 0,7 и более, и в одном агрегате легко получить 5 млн.кВт мощности, удельный расход топлива - около 140 гкВт/ч. Роторный двигатель будет работать в качестве объемного роторного насоса-компрессора с необходимой производительностью и давлением с объемным КПД наполнения _н= 1, а поршневого - 0,9 [3, стр. 18].

Из-за отсутствия эффективных, простых по конструкции, надежных топливных насосов используются плунжерные, шестеренчатые, центробежные [5, стр. 241].

Известен самолет [ист. 1] ИЛ-76, содержащий фюзеляж, крыло с четырьмя ТРД, каждый содержащий до двух десятков тысяч деталей [2, стр. 38] с эффективным КПД = 0,25 [5, стр. 41].

Недостатками являются: - торчащие крылья длиной 50,5 м, площадью 300 м², при длине фюзеляжа 46,6 м, площадь стабилизатора 63 м², высота самолета 14,76 м, трехосныe тяжелые шасси, при полете для его постоянной перевозки расходуется львиная доля топлива, при взлетной массе 170 т топливо составляет 84,6 т, а полезный груз всего 47 т, объем фюзеляжа около 800 м³, масса пустого самолета около 38 т; - он не может вертикально взлетать, поэтому для разбега необходимa железобетонная полоса длиной 1600 м, построенная с огромными затратами и обслуживающим персоналом и т.д.

Известен вертолет [6, стр. 76] МИ-76 (прототип), содержащий корпус, двигатель, несущий винт.

Недостатками являются: - несущий винт с большим диаметром, сомнительной надежностью и ресурсом, не отвечающий безопасности полета, притом он не может поворачиваться на угол 90^o. Винт взбалтывает и отбрасывает воздух, не создавая реальное давление, а отброшенный воздух, задевая корпус, снижает эффективность; - ограниченная грузоподъемность - 40 т, дальность полета до 2000 км со скоростью около 370 км, поэтому он используется для перевозки некоторых грузов и войны.

У автора имеется изобретение "Самолет Султанова А.З." - а.с. N 1832098, но он не может стать летающей тарелкой.

Если только промышленность начнет внедрять ветродвигатели автора: "Карусельный ветродвигатель" - патент РФ N 2006665, а.с. N 1372094, а.с. N 1373861, а.с. N 1548503 с коэффициентами использования ветра _в= 3 и более, а коэффициент использования ветра современными ветродвигателями _н= 0,45 или в (3 : 0,45 = 6,6) 6,6 раза большей эффективностью, полученной энергией, разлагая воду на составные части - кислород и водород и их сжигая в роторных двигателях (упомянуто выше), в конце XX и начале XXI века все летающие тарелки будут обслуживать людей планеты Земля и наступит первозданная экология.

Только 850 карусельных ветродвигателей автора стоимостью строительства одной АЭС, расположенные вокруг Москвы, в течение года будут вырабатывать 44 трлн кВт электроэнергии, обеспечивать электроэнергией Москву - все ТЭЦ, ТЭС, которые в 1995 г. выработали 43,5 трлн кВт электроэнергии.

Для достижения поставленной задачи важным является то, что летающая тарелка содержит корпус, несущий винт, отличающийся тем, что внутри корпуса устанавливается труба, содержащая диффузор, оканчивающийся реактивным соплом, внутри которого помещаются паровой роторный двигатель, взаимодействующий через вал с объемным роторным насосом-компрессором, жесткий корпус летающей тарелки выполняется из стальной опорной трубы - круглой, овальной или прямоугольной формы, а жесткая стальная потолочная рама, выполненная по форме как опорная труба, соединенная стальными опорными трубами, образующими стальной жесткий каркас, покрытый листовым металлом; камера сгорания вертикального полета соединяется нагнетательной трубой патрубка насоса-компрессора, а от камеры сгорания отходят трубы, не менее четырех, оканчивающиеся со сферическими опорами, взаимодействующими шаровыми поворотными опорами, к которым закрепляются трубки оканчивающимися реактивными соплами; вторая ветвь нагнетательного патрубка насоса-компрессора, оканчивающейся камерой сгорания горизонтального полета, оканчивается реактивным соплом горизонтального полета; на кронштейны, закрепленные на трубки реактивных сопел, шарнирно соединяются горизонтальные тяги вертикального полета, другие концы которых шарнирно соединяются с нижним концом рычага управления, закрепленного к шарику, взаимодействующему со сферической опорой, закрепленной кронштейнами к опорной раме.

На фиг. 1 изображена летающая тарелка с вертикальным разрезом и вид сверху каркаса.

На фиг. 2 - крепление реактивного сопла вертикального полета.

На фиг. 3 - управление реактивными соплами вертикального полета.

На фиг. 4, 5, 6 - вертикальный разрез одной секции роторного двигателя и насоса-компрессора в трех положениях по патенту N 1807219.

Летающая тарелка (л.т., фиг. 1 - 6), содержащая корпус 1, опорную раму 2, выполненную из замкнутой трубы в виде круглой (фиг. 1в, концентрично может располагаться 2, 3 и более - пунктирный круг), овальной или прямоугольной формы, потолочную раму 3, выполненную по форме опорной рамы 2, соединенной с ней при помощи трубчатых четырех опор 4, служащих как прочный каркас-ресивер (емкость для сжатого воздуха), покрытый листовой сталью. Внутри каркаса образуются кабина экипажа, пассажирский отсек (второй этаж), машинный, грузовой отсеки, стоящие на стояке-опоре (колеса и другие типы не показаны).

В машинном отсеке устанавливаются два "Роторных двигателя Султанова А.З. " 5 с конусными обтекателями - патент РФ N 2016219 с эффективным КПД = 0,7 и более (эффективный КПД ВРД - воздушного РД - 0,25 [5, стр. 41], содержащий в 2-камерных двигателях, компрессорах около 10 неломающихся деталей, в одном агрегате легко получить 5 млн. кВт мощности. Пустотелый вал 6 соединяется с роторным насосом-компрессором 7 - это "Паровой роторный двигатель Султанова А. З." - патент РФ N 1807219, работающий в режиме самого эффективного объемного воздушного насоса-компрессора с КПД наполнения = 1 (поршневого - 0,9) [3 стр. 13] , (шестеренчатого - 0,7) [3 стр. 16], КПД наполнения осевого лопастного воздушного компрессора, используемых на современных летательных аппаратах только относительный внутренний КПД = 0,6 [4, стр. 183]. Промежуток между двигателем 5 и компрессором 7 закрывается чехлом 8. Двигатель 5 и компрессор 7 помещаются внутри трубы 9, выполненной диффузором 10 и реактивным соплом 11.

Всасывающий патрубок 12 (фиг. 4) выходит в трубу 9, а нагнетательный патрубок 13 оканчивается (фиг. 1a) камерой сгорания 14 горизонтального полета, выполненной с реактивными соплами Лаваля 15, топливные форсунки 16. Ответвления нагнетательного патрубка 13 - трубка 17 оканчивается камерой сгорания 18 вертикального полета с топливными форсунками 19.

Внутренние стенки камер сгорания 14, 18 облицовываются камерой, выдерживающей самую высокую температуру - более 2700К, а температура камеры сгорания ВРТ не превышает 950 - 1000К [5, стр. 183], резко снижающий эффективность и КПД.

От камеры сгорания 18 расходятся трубы 20 (не менее 4), оканчивающиеся сферическими корпусами 21 (фиг. 1в, 2), взаимодействующими поворотными шаровыми опорами 22, выполненными с отверстиями, к которым крепятся трубы 23, оканчивающиеся реактивными соплами 24, к которым крепятся кронштейны 25 с отверстиями, взаимодействующими с горизонтальными тягами 26, другие концы которых шарнирно соединены с нижним концом рычага 27 (фиг. 3), закрепленным на шарик 28, взаимодействующий со сферической опорой 29, закрепленной кронштейнами (известны) на трубы 20.

Для облегчения понятия роторного двигателя (упомянутые патенты) предлагаются поперечные разрезы (фиг. 4, 5, 6) одной секции камеры, содержащей трубчатый корпус 30, к которому закреплен всасывающий патрубок 12, входящий в трубу 9, нагнетательный патрубок 13, продолжение которого (фиг. 1a) оканчивается камерой сгорания 14 горизонтального полета. Ротор 31 выполняется с радиальной поверхностью "ав" в секторе "аов" - угол с радиусом R = R' + e (фиг. 6), выполненной с уплотнителями 32, а на торце ротора 31 устанавливаются кольцевые уплотнители 33 (фиг. 4), взаимодействующие с плоскостями крышек корпуса 30. Между внутренней поверхностью корпуса 30 и поверхностью ротора 31 образуется серпообразная рабочая камера 34, разделенная заслонкой 35. Если с радиусом r от центра o провести окружность (пунктирные линии фиг. 5, 6), тогда камера сгорания 34 превращается в кольцевую (для расчета) с толщиной h.

Площадь сечения всасывающего патрубка 12 равняется площади сечения кольцевой рабочей камеры с толщиной h, длиной L ротора 31. Поэтому коэффициент наполнения рабочей камеры 34 равняется _н= 1, поэтому патрубки 12, 13 выполняются без клапанов.

Для запуска двигателя 5 (фиг. 5, 6, 7) трубчатый водяной котел-змеевик (не показан), помещенный внутри пустотелого вала 6, нагревается факелами форсунок, помещенных внутри пустотелого вала 6. При нагреве воды в котле-змеевике до 300^oC ее давление повышается до 180 ат (кгс/см²) и более. Отходящими газами нагреваются полый вал 6, ротор 31, корпус 30. При помощи "Реверсивного распределителя рабочего тела Султанова А.З." - а.с. N 1820010 нагретая вода во время рабочего хода (фиг. 6) впрыскивается в рабочую камеру 34, которая быстрее горения рабочего тела в ДВС и горения пороха огнестрельного оружия, превращаясь в перегретый пар, отнимая тепло двигателя, т.е. его охлаждая, вращает ротор 31. Отработавший пар, охлаждаясь в радиаторе (известно), превращаясь в конденсат, роторным насосом подается в двигатель. Двигатель работает без парового и пароперегревательного котлов.

При вращении ротора 31 (фиг. 1 - 6), выполненного с уплотнителями 32, 33, через всасывающий патрубок 12 воздух из трубы 9 заполняет рабочую камеру 34, разделенную заслонкой 35. Сжатый воздух через нагнетательный патрубок 13, через трубку 17 заполняет камеру сгорания 18, облицованную керамикой, выдерживающей любую высокую температуру (самое узкое место в ВРД).

При сжигании керосина поступающего из форсунок 19, с температурой 2700 К, не менее 2 ат (2 кгс/см²), через трубы 20 и трубки 23, закрепленные на шаровые опоры 22, взаимодействующие сферическими корпусами 21, выбрасываются через реактивные сопла 24 со скоростью 756 м/с, создавая необходимую тягу, и корпус 1 начинает вертикальный полет.

Для горизонтального полета рычаг 27 (фиг. 3), закрепленный на шарик 28, взаимодействующий со сферической опорой 29, закрепленной кронштейном (известно) на трубы 20, поворачивается вправо (фиг. 3в). При этом горизонтальные тяги 26, концы которых шарнирно соединены с нижним концом рычага 27 и кронштейнами 25, поворачивают реактивные сопла 24 влево и начинается горизонтальный полет со скоростью V (фиг. 1a).

Для повышения горизонтальной скорости V открывается задвижка (известно) нагнетательного патрубка 13 компрессора и сжатый воздух заполняет камеру сгорания 14. Как только поджигается (известно) топливо, поступающее из форсунок 16, под высокой температурой 2700К и давлением не менее 2 кгс/см², через сопла Лаваля 15 и 11, создавая необходимую тягу, выбрасываются в атмосферу (стрелки). Из форсажной камеры ТРД (рис. 1.6) под давлением 0,7 - 0,8 кгс/см² [5, стр. 189] , температурой 2200 - 2300К [5, стр. 184, рис. 8.8] продукты выбрасываются в атмосферу.

Воздух, поступающий через диффузор 10, закрепленный на опорную раму 2, на которую закреплены при помощи трубчатых опор 4, потолочная трубчатая рама 3, двигаясь по трубе 9, охлаждая двигатель 5, чехол 8, компрессор 7, камеру сгорания 14, сопла Лаваля 15, резко нагреваясь по крайней мере до 900^oC и более (при 900^oC скорость воздуха достигает 600 м/с) [5, стр. 42], через сопла 11, создавая необходимую тягу, выбрасывается в атмосферу, двигая летающую тарелку с любой скоростью, включая сверхзвуковую.

Возможности объемного роторного насоса-компрессора при параметрах: R - внутренний радиус корпуса 30 (фиг. 4, 5, 6) - R = 0,5 м, r - радиус ротора - r = 0,2 м, длина ротора - L = 1 м, частота вращения ротора - n = 3000 об/мин (частота вращения вала ТРД - n = 5000 - 18000 об/мин) [5, стр. 202], диаметр - 1,2 - 1,5 м, длина 5 - 6 м, малая тяга - 1,5 тс, средняя тяга 1,5 - 7 тс, большая тяга 7 - 12 тс [5, стр. 73].

Площадь S сечения одной кольцевой камеры 34 S = (R² - r²) = 3,14 (0,5² - 0,2²) = 0,66 м², объем кольцевой камеры Q = SL = 0,66 х 1 = 0,66 м³.

Производительность воздуха одной камерой за одну секунду - Q = Q n = 0,66 3000/60 = 33 м³/с, масса (вес) - Q = Q n = 33 1,3 = 43 кг/с.

Тяга G_т, возникающая в соплах 11, 24, при давлении в камерах сгорания 14, 18 P = 2 кгс/см² и скоростях истечения V = 600 м/с - G = G V = 43 600 = 25800 кгс или G = 25,8 тс или в 25,8 : 7 + 12/2 = 2,7 раза больше большой тяги ТРД.

Тяга четырехкамерного насоса-компрессора составит - G = G 4 = 25,8 4 = 103,2 тс, или в 103,2 : 7 + 12/2 = 10 раз больше большой тяги [5, стр. 73] . Pасчет велся с массой воздуха, вырабатываемого насосом-компрессором 7.

При сжигании керосина в рабочих камерах 14, 18 температура продуктов сгорания поднимется более 2700К, а давление до 10 ат, скорость продуктов сгорания в реактивном сопле составит не менее V = 756 м/с [5 стр. 54]. При такой скорости (массу воздуха возьмем столько, сколько вырабатывает насос-компрессор 7) тяга составит: G_т = G V = 43 756 = 32508 кгс или G = 32,5 тс, при работе четырьмя камерами насоса-компрессора тяга составит: G₄ = G_т 4 = 32,5 4 = 130,0 тс.

Для абсолютной безопасности на летающую тарелку будут устанавливаться 2 двигателя с общей тягой G₂ = G₄ 2 = 130 2 = 260 тс, а скорость полета около 600 км/ч.

Удельный расход топлива лучшими ТРД составляет - q = 0,7 - 0,8 кг/ч на 1 кг тяги [2, стр. 68] или 0,08 - 0,1 кг/(Н.ч.) [5, стр. 78], а удельный расход роторного двигателя (упомянуто) около 140 г/кВтч, следовательно, общий расход топлива будет в (750 : 140 = 5) 5 раз меньше.

Примем взлетную массу л. т. 200 т при диаметре одной опорной рамы 2 (может 2, 3 и т. д.) D = 20 м (фиг. 1в), диаметр стальной трубы - 0,3 м, толщина стенки - 1 см, а масса опоры рамы с одной трубой составит - 2,1 т, примем общую массу корпуса 1 20 т, двух двигателей - 8 т, общую массу л.т. без топлива примем 35 т.

Площадь л. т. - при средней высоте 4,5 м - объем составит - 300 4,5 = 1350 м³ (объем фюзеляжа самолета ИЛ-76 - 800 м³).

Между Москвой и С. Петербургом в конце XX столетия проектируется скоростная железная дорога, по которой поезда будут двигаться со скоростью 350 км/ч. Каждый может представить стоимость стройки, но никто не может представить соблюдение безопасности! Строительство летающих тарелок, предназначенных для обслуживания всей Российской Федерации, потребует даже меньше средств, чем упомянутой стройки, но после ввода л.т. наступит первозданная экология.

В качестве топлива будут использоваться кислород и водород, получаемые разложением воды, при помощи электроэнергии, получаемой "Карусельными ветродвигателями" автора - патент N 2006665 РФ а.с. 1372094, а.с. N 1548503.

Москву будут обеспечивать электроэнергией 850 карусельных ветродвигателей, вырабатывающих 44 млрд. кВт электроэнергии в течение года, в 1995 г. все ТЭС, ТЭЦ Москвы выработали 43,5 млрд. кВт.

Стоимость строительства 850 ветродвигателей составляет стоимость строительства одной АЭС.

Летающие тарелки займут не только поверхность Земли, но и космические просторы.

Конструкция и работа л.т. проще детской игрушки.

Опытно-работающий образец с присутствием автора будет построен в течение 3-х месяцев.

Источники информации 1. И.С. Васин и др. Аэродинамика самолета ИЛ-76Т. - М.: Транспорт, 1983.

2. К. А. Гильзин. Двигатели невиданных скоростей. - М.: Машиностроение, 1965.

3. В.И.Тур и др. Насосы и насосные станции. - Стройиздат, 1977.

4. С. В. Бальян. Техническая термодинамика и тепловые двигатели. - Л.: Машиностроение, 1975.

5. Н.А.Максимов. Двигатели самолетов и вертолетов. - М.: Военное издательство, 1977.

6. Политехнический словарь. - М.: Советская энциклопедия, 1980.

Формула изобретения

1. Летающая тарелка, содержащая корпус, двигатель, компрессор, соединенный с двигателем, трубу, внутри которой расположены двигатель и компрессор, один конец трубы выполнен в виде диффузора, а другой конец в виде реактивного сопла, отличающаяся тем, что двигатель выполнен парового роторного типа и предназначен для работы на перегретой воде, компрессор выполнен объемно-роторного типа и соединен с указанным двигателем посредством пустотелого вала.

2. Летающая тарелка по п.1, отличающаяся тем, что указанный корпус имеет покрытый листовым металлом несущий каркас и жесткую потолочную основу, выполненные из стальной трубы круглой, овальной или прямоугольной формы.

3. Летающая тарелка по п.2, отличающаяся тем, что она имеет первую камеру сгорания и первую нагнетательную трубу, предназначенную для соединения первой камеры сгорания с указанным компрессором, и не менее четырех дополнительных реактивных сопел, каждое из которых является концом трубки, закрепленной в шаровой поворотной основе и предназначенной для взаимодействия со второй нагнетательной трубой, также соединенной с камерой сгорания для осуществления вертикального полета.

4. Летающая тарелка по п.3, отличающаяся тем, что она снабжена рычагом управления, кронштейнами, сферическими поворотными опорами, предназначенными для установки указанными дополнительных реактивных сопел, и горизонтальными тягами, причем рычаг управления установлен в сферической опоре и имеет нижний конец, который шарнирно соединен с тягами для управления дополнительными реактивными соплами.

5. Летательная тарелка по п.2, отличающаяся тем, что она имеет вторую камеру сгорания и вторую нагнетательную трубу, предназначенную для соединения второй камеры сгорания с указанным компрессором, причем основное реактивное сопло расположено на выходе из второй камеры сгорания и предназначено для осуществления горизонтального полета.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6