Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата



Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата
Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2485023:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН САС (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к передней кромке летательного аппарата. Передняя кромка, продолжающаяся аэродинамической поверхностью (26), на уровне которой протекает аэродинамический поток и где расположены выходы (30) воздуха, расположенные в два ряда параллельно передней кромке (22) и со смещением в двух последовательных рядах (32). Кромка содержит вставку (36), вставленную между двумя стенками, образующими аэродинамическую поверхность (26), при этом вставка (36) содержит с одной стороны наружную поверхность (38) в продолжении аэродинамической поверхности (26), первую наклонную поверхность (40) в контакте с первой стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и вторую наклонную поверхность (42) в контакте со второй стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и с другой стороны формы в виде выступов и/или впадин, выполненные на уровне наклонных поверхностей (40, 42) и расположенные с чередованием от одной стороны к другой, обеспечивая прохождение воздуха с одной и другой стороны аэродинамической поверхности (26). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических характеристик летательного аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к системе выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата, в частности, адаптированной для передней кромки гондолы летательного аппарата, при этом упомянутая система позволяет ограничить риски срыва воздушного потока с аэродинамической стенки, происходящего, в частности, в результате изменения угла атаки летательного аппарата и/или направления порывов ветра.

Силовая установка летательного аппарата содержит гондолу, в которой по существу концентрично расположен двигатель, соединенный через пилон с остальной частью летательного аппарата.

Гондола содержит первую стенку, ограничивающую канал с воздухозаборником спереди, при этом первая часть входящего воздушного потока, называемая первичным потоком, проходит через двигатель для участия в горении, а вторая часть воздушного потока, называемая вторичным потоком, увлекается вентилятором и протекает в кольцевой канал, ограниченной первой стенкой гондолы и наружной стенкой двигателя.

Гондола содержит также вторую стенку, называемую наружной, имеющей по существу круглые сечения, которая проходит от воздухозаборника до заднего выхода и образована установленными рядом друг с другом несколькими элементами, а также губу, образующую воздухозаборник и соединяющую первую стенку со второй стенкой.

В дальнейшем тексте описания продольная ось гондолы соответствует оси двигателя.

Если воздушный поток, входящий в гондолу, имеет направление под большим углом относительно продольной оси гондолы, это приводит к явлению срыва воздушного потока относительно аэродинамической поверхности. Это явление оказывает влияние на работу двигателя. Срыв воздушного потока характеризуется зоной реверсирования направления потока. Начало этой зоны соответствует линии, по существу перпендикулярной к главному направлению потока и называемой в дальнейшем линией срыва.

Это явление срыва может происходить как на земле, в частности, во время фаз взлета при боковом ветре, так и во время полета, в частности, при маневрировании под большими углами атаки на низкой скорости.

Во время этих фаз линия срыва проходит внутри воздухозаборника на более или менее протяженной части окружного направления, находящейся, как правило, в верхней или боковой части в условиях неподвижности или взлета и в нижней части в условиях маневрирования в полете.

Таким образом, согласно распространенному варианту выполнения, размер гондолы, а также толщину профилей фронтальной части гондолы определяют в зависимости от этих условий работы. Поэтому характеристики гондолы снижаются в других условиях полета, в частности, в условиях крейсерского полета.

В зависимости от условий полета, направления ветра на земле, скорости и угла атаки самолета в полете или от режима двигателя положение линии срыва может меняться. Так, например, чем больше угол атаки, тем больше эта линия срыва приближается к фронтальной части (передней кромке) воздухозаборника, в то же время, чем больше скорость самолета или режим двигателя, тем она больше удаляется от этой фронтальной части.

Из документа ЕР-1.156.962 известен метод, позволяющий мешать срыву аэродинамического потока со стенки, согласно которому воздушный поток, по существу тангенциальный к стенке, нагнетают в направлении, параллельном аэродинамическому потоку напротив или сразу после линии срыва. Регулируя аэродинамические характеристики нагнетаемого воздушного потока, можно ограничить риски возникновения явления срыва.

Согласно этому документу точки нагнетания воздушного потока расположены вдоль линии, по существу параллельной линии срыва.

Следовательно, с учетом геометрической формы это решение, предназначенное, чтобы помешать возникновению явления срыва, работает только в ограниченных диапазонах углов атаки и относительной скорости между воздушным потоком и летательным аппаратом.

Настоящее изобретение призвано устранить недостатки известных технических решений и предложить устройство выхода воздуха, позволяющее ограничить возникновение явления срыва на уровне передней кромки летательного аппарата в более обширных диапазонах углов атаки, скорости самолета и режимов двигателя в полете, а также в более обширных диапазонах направления и относительной скорости ветра на земле.

В связи с этим объектом настоящего изобретения является передняя кромка летательного аппарата, продолжающаяся аэродинамической поверхностью, на уровне которой протекает аэродинамический поток и где расположены выходы воздуха с целью помешать срыву упомянутого аэродинамического потока, при этом выходы воздуха расположены, по меньшей мере, в два ряда, по существу параллельных передней кромке, и со смещением, по меньшей мере, в двух последовательных рядах, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну вставку, вставленную между двумя стенками, образующими аэродинамическую поверхность, при этом упомянутая вставка содержит с одной стороны наружную поверхность в продолжении аэродинамической поверхности, первую наклонную поверхность в контакте с первой стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и вторую наклонную поверхность в контакте со второй стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и с другой стороны формы в виде выступов и/или впадин, выполненные на уровне наклонных поверхностей и расположенные с чередованием от одной стороны к другой, обеспечивая прохождение воздуха с одной и другой стороны аэродинамической поверхности.

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1А - вид в перспективе зоны срыва в момент взлета.

Фиг. 1В - вид в перспективе зоны срыва в момент действия порыва ветра.

Фиг. 2 - вид в перспективе воздухозаборника в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 3А - вид сверху расположения выходов воздуха согласно первому варианту изобретения.

Фиг. 3В - вид сверху расположения выходов воздуха согласно другому варианту изобретения.

Фиг. 3АС- вид сверху расположения выходов воздуха согласно еще одному варианту изобретения.

Фиг. 4 - вид в разрезе воздухозаборника гондолы с показом выходов воздуха.

Фиг. 5 - вид в разрезе стенки канала гондолы с детальным показом вставки, содержащей выходы воздуха согласно варианту выполнения.

Фиг. 6 - вид в перспективе вставки, показанной на фиг. 5.

Фиг. 7 - вид спереди воздухозаборника гондолы летательного аппарата.

На фиг. 1А и 1В показана силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу 10, в которой по существу концентрично расположен двигатель, соединенный через пилон 12 с остальной частью летательного аппарата. В дальнейшем тексте описания продольная ось 14 соответствует оси двигателя.

Гондола 10 содержит первую стенку 16, определяющую канал, вторую стенку 18, называемую наружной, и закраину 20, соединяющую первую стенку 16 и вторую стенку 18, определяя воздухозаборник, в который заходит воздушный поток.

Первая часть воздушного потока, заходящего в воздухозаборник, называемая первичным потоком, проходит через двигатель, чтобы участвовать в горении, а вторая часть воздушного потока, называемая вторичным потоком, увлекается вентилятором и протекает в кольцевой канал, ограниченный первой стенкой гондолы и наружной стенкой двигателя.

Губа 20 гондолы содержит переднюю кромку 22, которая соответствует фронтальной части гондолы.

Несмотря на то, что изобретение описано в применении к гондоле, его можно применять для всех передних кромок летательного аппарата, которые могут быть криволинейными в случае гондолы или по существу прямолинейными в случае крыла. При отсутствии явлений, связанных с двигателем, изменение положения линии срыва связано с комбинированным влиянием угла атаки и скорости самолета. В дальнейшем тексте описания под аэродинамической поверхностью следует понимать поверхность летательного аппарата в контакте с окружающим воздухом, по которой во время полета протекает воздушный поток.

В зависимости от некоторых характеристик воздушного потока линия срыва может появляться на уровне аэродинамической поверхности, при этом упомянутая линия срыва более или менее удалена от передней кромки.

В случае гондолы линия 24 срыва может появляться на уровне аэродинамической поверхности 26, ограничивающей канал 16 и проходящей сзади передней кромки 22. Эта линия срыва, имеющая более или менее значительную протяженность в направлении окружности канала 16, может быть расположена, как показано на фиг.1А, на уровне нижней части аэродинамической поверхности 26, например, в случае полета с большим углом атаки самолета, на уровне верхней части аэродинамической поверхности 26, например, в случае неподвижной точки при режиме полного газа двигателя или на уровне боковой части аэродинамической поверхности 26, как показано на фиг.1В, например, в случае взлета при сильном боковом ветре.

Положение линии 24 срыва по отношению к передней кромке и, в частности, расстояние, отделяющее ее от передней кромки, меняется в зависимости от условий полета.

Так, например, чем больше угол атаки, тем больше линия срыва приближается к фронтальной части (передней кромке) воздухозаборника, и чем больше скорость самолета или режим двигателя, тем она больше от нее удаляется. Линия 24 срыва проходит, по меньшей мере, на участке окружности гондолы.

Согласно изобретению аэродинамическая поверхность 26 содержит выходы 30 воздуха, расположенные, по меньшей мере, в два ряда 32, по существу параллельных передней кромке 22, при этом выходы 30 воздуха расположены со смещением в направлении, перпендикулярном к продольной оси, по меньшей мере, в двух последовательных рядах. Как показано на фиг.3А и 3В, в случае двух рядов выходы воздуха чередуются.

Расположение выходов 30 воздуха в несколько рядов, по существу параллельных передней кромке, позволяет увеличить ширину полосы, обрабатываемой выходами воздуха и обеспечивает колебания линии срыва в упомянутом диапазоне.

Прерывистость выходов воздуха позволяет уменьшить необходимый расход по сравнению с конфигурацией с несколькими непрерывными щелями, проходящими в направлении потока во всем диапазоне.

Кроме того, расположение выходов 30 воздуха со смещением от одного ряда к другому позволяет воздушному потоку, выходящему из первого выхода, расположенного на уровне ряда выше по потоку, не возмущать воздушный поток, выходящий из выхода воздуха, находящегося на уровне ряда ниже по потоку. Наконец, это чередующееся расположение позволяет максимизировать благоприятное влияние завихрений, создаваемых при каждом разрыве между отверстиями, на стабилизацию потока.

Как показано на фиг.3А-3С, выходы 30 воздуха могут иметь разные формы сечения.

Как показано на фиг.3А, выходы 30 воздуха могут иметь форму сектора диска, при этом формы могут быть иметь одинаковое направление от одного ряда к другому или могут иметь противоположное направление от одного ряда к другому, как показано на фиг.3А.

Согласно другому варианту выходы 30 воздуха могут иметь квадратное или прямоугольное сечение, как показано на фиг.3В и 3С.

Выходы воздуха располагают в два ряда, как показано на фиг.3А и 3В, или в три ряда и более, как показано на фиг.3С. Кроме того, расстояние между рядами может быть постоянным или меняться между двумя последовательными рядами.

В зависимости от случая ряды могут иметь все идентичные выходы или разные выходы в зависимости от рядов или зон передней кромки.

В зависимости от случая ряды могут проходить по всей окружности гондолы или, по меньшей мере, на участке окружности в зависимости от конфигурации и области работы самолета и после идентификации зон, наиболее подверженных влиянию явлений срыва.

Формы выходов адаптированы таким образом, чтобы выходящий воздух нагнетался в наклонном направлении близко к аэродинамической поверхности. Например, нагнетаемый воздух образует угол, меняющийся от 5 до 45° по отношению к аэродинамической поверхности.

Расход воздуха регулируют таким образом, чтобы помешать срыву аэродинамического потока. В зависимости от вариантов воздух можно отбирать либо в двигателе на уровне первичного потока, либо в гондоле на уровне вторичного потока, либо непосредственно снаружи через один или несколько входов, либо на уровне пневматического противообледенителя передней кромки после охлаждения воздуха за счет теплообмена с холодными поверхностями, обрабатываемыми системой борьбы с обледенением.

Согласно другому отличительному признаку изобретения устройство содержит средства для распределения воздуха и его направления в определенные выходы в зависимости от потребностей. Таким образом, устройство в соответствии с настоящим изобретением позволяет выбирать обрабатываемую(ые) зону(ы) и содержит заслонки, которые позволяют направлять нагнетаемый воздушный поток в определенные сектора воздухозаборника.

Например, во время полета на низкой скорости в питании воздухом нуждается только нижняя часть воздухозаборника. В этом случае пилот управляет открытием заслонок для подачи воздуха в выходы воздуха, расположенные в нижней части воздухозаборника.

На фиг.4, 5 и 6 показан вариант выполнения устройства в соответствии с настоящим изобретением в применении к гондоле.

Гондола содержит стенку, образующую канал 16, стенку 18, образующую наружную поверхность, губу 20 и передний шпангоут 34, соединяющий стенки 16 и 18 и поддерживающий губу 20. Для обеспечения соединения между этими различными элементами можно предусмотреть разные конфигурации.

Согласно изобретению, устройство содержит, по меньшей мере, одну вставку 36, вставленную между двумя стенками, образующими аэродинамическую поверхность, в представленном примере между стенкой, образующей губу 20, и стенкой, образующей канал 16, при этом упомянутая вставка содержит на уровне поверхностей в контакте со стенкой 16 и губой 20, формы в виде выступов и/или впадин, обеспечивающие прохождение воздуха из внутренней зоны гондолы в наружную зону по обе стороны от упомянутой вставки 36.

В настоящем описании внутренней зоной гондолы называют зону, ограниченную стенками 16 и 18 и губой 20. Наружная зона содержит, в частности, воздушный тракт, проходящий в канале 16.

Формы в виде выступов и/или впадин вставки в контакте с губой 20 образуют первый ряд выходов воздуха, при этом формы в виде выступов и/или впадин вставки в контакте со стенкой 16 образуют второй ряд выходов воздуха.

Как показано на фиг.4, 5 и 6, выходы воздуха выровнены по одному уровню. Таким образом, вставка 36 содержит наружную поверхность 38 в продолжении аэродинамической поверхности 26, первую наклонную поверхность 40 в контакте со стенкой 16 и образующую острый угол с наружной поверхностью 38 вторую наклонную поверхность 42 в контакте с губой и по существу параллельную первой наклонной поверхности 40. Наклон первой и второй поверхностей 40 и 42 позволяет регулировать угол наклона воздушного потока, нагнетаемого через выходы 30 воздуха.

Формы в виде выступов и/или впадин выполнены на уровне наклонных поверхностей 40 и 42 и выходят с одной стороны на уровне наружной поверхности 38 и с другой стороны на уровне внутренней зоны, при этом формы в виде выступов и/или впадин расположены с чередованием от одной стороны к другой.

Согласно усовершенствованному варианту выполнения вставка 36 содержит часть 44 небольшой толщины, которая продолжена под губой 20, и внутреннюю поверхность 46 с уступом для размещения части стенки 16. В этом случае первый ряд форм в виде выступов и/или впадин проходит от поверхности части 44 в контакте с губой 20 до наружной поверхности 38 и второй ряд форм в виде выступов и/или впадин проходит от внутренней поверхности 46 до наружной поверхности 38.

Вставка 36 может содержать только одну деталь, которая проходит, по меньшей мере, на части окружности гондолы, или содержать несколько участков, соединенных встык и проходящих, по меньшей мере, на части окружности.

Согласно вариантам устройство может содержать в направлении продольной оси одну вставку или несколько вставок, прилегающих или не прилегающих друг к другу.

Согласно варианту выполнения передний шпангоут 34 и губа 20 ограничивают зону, которая может быть разбита на отсеки, чтобы разделить подачу воздуха в выходы 30. Таким образом, за счет подачи воздуха в один или несколько отсеков можно задействовать одни выходы воздуха, оставляя другие выходы неактивными.

1. Передняя кромка летательного аппарата, продолжающаяся аэродинамической поверхностью (26), на уровне которой протекает аэродинамический поток и где расположены выходы (30) воздуха с целью помешать срыву упомянутого аэродинамического потока, при этом выходы (30) воздуха расположены, по меньшей мере, в два ряда, по существу, параллельные передней кромке (22), и со смещением, по меньшей мере, в двух последовательных рядах (32), отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну вставку (36), вставленную между двумя стенками, образующими аэродинамическую поверхность (26), при этом упомянутая вставка (36) содержит, с одной стороны, наружную поверхность (38) в продолжении аэродинамической поверхности (26), первую наклонную поверхность (40) в контакте с первой стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и вторую наклонную поверхность (42) в контакте со второй стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и, с другой стороны, формы в виде выступов и/или впадин, выполненные на уровне наклонных поверхностей (40, 42) и расположенные с чередованием от одной стороны к другой, обеспечивая прохождение воздуха с одной и другой стороны аэродинамической поверхности (26).

2. Передняя кромка летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что формы выходов (30) адаптированы таким образом, чтобы выходящий воздух нагнетался в наклонном направлении, близко к аэродинамической поверхности.

3. Передняя кромка летательного аппарата по п.1 или 2, отличающаяся тем, что содержит средства для распределения воздуха и его направления в определенные выходы.

4. Гондола летательного аппарата, содержащая губу (20), соединяющую наружную поверхность (18) и канал (16), внутри которого находится двигатель, при этом упомянутая губа (20) образует переднюю кромку, продолжающуюся упомянутым каналом (16), на уровне которой расположены выходы (30) воздуха, расположенные, по меньшей мере, в два ряда (32), по существу, параллельные передней кромке (22), и со смещением, по меньшей мере, в двух последовательных рядах, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну вставку (36), вставленную между двумя стенками, образующими упомянутый канал (16), при этом упомянутая вставка содержит, с одной стороны, наружную поверхность (38) в продолжении поверхности упомянутого канала (16), первую наклонную поверхность (40) в контакте с первой стенкой, образующей упомянутый канал (16), и вторую наклонную поверхность (42) в контакте со второй стенкой, образующей упомянутый канал (16), и, с другой стороны, формы в виде выступов и/или впадин, выполненные на уровне наклонных поверхностей (40, 42), и расположенные с чередованием с одной стороны к другой, обеспечивая прохождение воздуха.

5. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну вставку (36) между стенкой, образующей губу (20), и стенкой, образующей канал (16).

6. Гондола летательного аппарата по п.4 или 5, отличающаяся тем, что содержит зону внутри губы (20), разбитую на отсеки, чтобы разделять питание выходов (30) воздухом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части.

Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам противодействия средствам обнаружения летательных аппаратов. .

Изобретение относится к конструкции стапеля, предназначенного для сборки воздухозаборника двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к воздухозаборнику, выполненному с возможностью установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам защиты авиационных двигателей от попадания в них посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы.

Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. .

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборную конструкцию, обеспечивающую направление воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя, и среднюю конструкцию, включающую в себя кожух, который охватывает указанный вентилятор и к которому прикреплена воздухозаборная конструкция, причем воздухозаборная конструкция снабжена, по меньшей мере, одной кольцевой внутренней панелью.

Изобретение относится к комбинации крыло-двигатель, имеющей крыло и двигатель, самолету с крылом, а также секции крыла самолета с канальной структурой отводимого от двигателя воздуха

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к впускной заслонке воздухозаборника двигателя самолета

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к панели ослабления волн, устанавливаемой между двигателем и воздухозаборником. Панель (66) ослабления воли содержит слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способным пропускать волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, также содержит одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72). Панель ослабления волн содержит вставки (74), выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы панель (66) ослабления волн не была раздавлена. Достигается повышение надежности работы двигателя летательного аппарата. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к панели для акустической обработки с соединительным элементом. Панель для акустической обработки включает в себя отражающий слой (50), ячеистую конструкцию (52) и акустически резистивную конструкцию (54), образующую аэродинамическую поверхность. Панель соединена на уровне кромки со второй панелью (46) и содержит на уровне кромки, заходящей на вторую панель, усилительный элемент (60), вставленный между отражающим слоем (50) и акустически резистивной конструкцией (54). Усилительный элемент (60) обеспечивает восприятие усилий между указанным слоем (50) и указанной конструкцией (54). Технический результат заключается в улучшении акустической обработки аэродинамической поверхности. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборному узлу гондолы для двигателя летательного аппарата. Узел содержит воздухозаборную структуру, имеющую воздухозаборную кромку (7), и акустический кожух (5), который проходит вниз по потоку от этой воздухозаборной кромки (7) и выполнен с возможностью установки на неподвижном конструктивном элементе (2). Воздухозаборная структура выполнена с возможностью перемещения относительно неподвижного конструктивного элемента (2) между рабочим положением, при котором указанная кромка (7) находится в контакте с указанным кожухом (5), и положением проведения техобслуживания, при котором указанная кромка (7) сдвинута вверх по потоку от этого кожуха (5). Узел также снабжен средствами (19) качения, обеспечивающими центрирование указанной кромки (7) относительно указанного кожуха (5). Технический результат заключается в оптимизации зазоров между воздухозаборным узлом и другими элементами гондолы двигателя летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы., 17 ил.

Вертолет // 2499736
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23). Вертолет (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборник (20), содержащий первое впускное отверстие (21), связанное по потоку с впускным каналом (12), по меньшей мере, одно второе впускное отверстие (22), связанное по потоку с корпусом (23), а также отклоняющие элементы (30), которые взаимодействуют в процессе эксплуатации с воздушным потоком (F), обеспечивая разделение воздушного потока (F) на первый и второй воздушные потоки. Воздухозаборник (20), кроме того, включает в себя направляющие элементы (31, 32, 37, 53) для направления первого воздушного потока по первой траектории (P), проходящей от отклоняющих элементов (30) к первому впускному отверстию (21), и для направления второго воздушного потока по второй траектории (Q), отделенной от первой траектории (P) и проходящей от отклоняющих элементов (30) ко второму впускному отверстию (22). Обеспечивается оптимальная термодинамическая эффективность двигателя и эффективное охлаждение трансмиссии. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к малогабаритному воздухозаборному устройству для летательного аппарата. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток, утопленный в корпусе летательного аппарата, входное отверстие, расположенное с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, внутренний криволинейный канал. Входное отверстие выполнено с площадью 0,75-0,85 SДУ (где SДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), внутренний криволинейный канал - с длиной, равной 1-2 DДУ (где DДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата). Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя. Входное отверстие имеет площадь 0,6÷0,7 Sду (где Sду - площадь поперечного сечения двигательной установки), а канал выполнен с длиной, равной 1-2 Dду, (где Dду - диаметр двигательной установки летательного аппарата). В лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата выполнена щель для слива пограничного слоя набегающего потока. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 3 ил.
Наверх