Спосіб подачі компонентів палива в камеру згоряння двигуна літального апарата

Спосіб подачі компонентів палива в камеру згоряння двигуна літального апарата, що включає витіснення компонентів палива з паливних баків по трубопроводах їхньої подачі в камеру згоряння двигуна, який відрізняється тим, що в паливних порожнинах в процесі подачі компонентів палива в камеру згоряння двигуна створюють керований обертальний рух компонентів палива, наприклад в трубопроводах їхньої подачі за рахунок протікання компонентів палива через шнеки, для одержання керованого обертання літального апарата навколо його центра маси в протилежному від обертання компонентів палива напрямку. Винахід відноситься до авіаційної та ракетної галузей і може бути використаний при подачі компонентів палива з паливних баків в камеру згоряння двигуна та для керування польотом ракети на рідких компонентах палива, літака з рідинним ракетним двигуном і т. п. В сучасній ракетній та авіаційній техніці одним із шляхів покращення енергомасових характеристик літального апарату і його двигунної установки є мінімізація витрат компонентів палива при забезпеченні необхідних параметрів польоту літального апарату . Найближче за все до запропонованого способу подачі компонентів палива в камеру згоряння двигуна літального апарату (прототип) є спосіб подачі рідких компонентів палива в системі подачі палива з акумулятором стисненого газу, коли газ, який подають в паливні баки рідинної ракети, застосовується для витіснення компонентів палива з паливних баків по трубопроводам подачі в камеру згоряння двигуна ["Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", під ред. В.М. Кудрявцева, видавництво "Высшая школа", м. Москва, 1983 р., стор. 453]. Однак при такому способі подачі компонентів палива в камеру горяння двигуна - складової частини двигунної установки - присутні суттєві витрати компонентів палива на керування польотом рідинної ракети і конструкція камери згоряння, яка використовується в такій двигунній установці, ускладнена через застосування цієї камери згоряння для керування польотом ракети . В основу винаходу поставлено задачу вдосконалення способу подачі компонентів палива в камеру згоряння двигуна літального апарату для чого створюють в паливних порожнинах двигунної установки (в трубопроводах подачі компонентів палива, в паливних баках) в процесі подачі компонентів палива в камеру згоряння двигуна керований по напрямку і швидкості обертальний рух компонентів палива, наприклад створюють обертальний рух компонентів палива в трубопроводах їхньої подачі за рахунок протікання компонентів палива через шнеки, і таким чином у повній відповідності з законом про незмінність моменту імпульсу замкнутої системи (а літальний (19) UA (11) 76129 (13) C2 (21) 2003065592 (22) 17.06.2003 (24) 17.07.2006 (46) 17.07.2006, Бюл. № 7, 2006 р. (72) Єрмоленко Іван Миколайович (73) Єрмоленко Іван Миколайович (56) "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей". Под ред. Кудрявцева В.М. М.: Высшая школа, 1983, стр. 452-455 Яблонский А.А. "Курс теоретической механики; Ч.ІІ; Динамика", М.: Высшая школа, 1984, стр. 220225 RU 2089743 C1, 10.09.1997 3 76129 4 апарат умовно можна вважати замкнутою систез трубопроводами подачі палива з паливного бака мою) створюють обертання літального апарату до камери згоряння двигуна літального апарату, а навколо його центра маси з потрібною швидкістю, людину, що пересувається по зазначеній на потрібний кут і в протилежному від обертання платформі, вихором рідкого компонента палива зі згаданих компонентів палива напрямку. змінними напрямком і швидкістю його обертання, Можливість здійснення такого способу подачі який утворюється наприклад в трубопроводі компонентів палива в камеру згоряння двигуна подачі палива з паливного баку в камеру згоряння літального апарату підтверджують дані, що після проходження зазначеного палива через рознаведені в книзі "Курс теоретической механики; ташований в цьому трубопроводі подачі шнек з Часть 2; Динамика", видавництво "Высшая школа", керованим кутом нахилу його лопаток, то в м. Москва, 1984 р., параграф 83 "Примеры примерезультаті отримаємо спосіб керування кутовим нения теоремы об изменении кинетического моположенням літального апарату в просторі за рамента механической системы", пример 48, стор. хунок реалізації керованого по напрямку і 220, а саме - дані про те, як в прикладі з пересушвидкості обертання вихора рідкого компонента ванням людини по круглій платформі (пересуванпалива. ня людини навколо вертикально розташованої осі Застосування для ракети на рідких компоненобертання цієї круглої платформи) у відповідності тах палива такого керованого обертання з законом про незмінність моменту імпульсу компонентів палива в трубопроводах їхньої подачі замкнутої системи (для чого нехтують силою тертя з паливних баків двигунної установки в камеру в підшипниках цієї платформи) відбувається зміна згоряння двигуна дозволить при польоті забезпешвидкості обертання круглої платформи навколо чити керування кутовою орієнтацією ракети по своєї осі обертання при зміні швидкості руху люканалу «крен » і за рахунок цього дозволить зняти дини по платформі навколо вертикальної осі оберчастину функцій керування польотом ракети із тання цієї платформи . Замінивши в наведеному складної по своїй конструкції камери згоряння двиприкладі круглу платформу паливним баком разом гуна літального апарату. Комп’ютерна верстка М. Клюкін Підписне Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601