Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов



Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов
Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов
Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов

 


Владельцы патента RU 2491209:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВПО ИрГУПС) (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты содержит нижнюю панель, выполненную с относительной длиной нижней панели l ¯ H = l H /B = 0 ,1 1 ,0 , с относительной шириной нижней панели b ¯ H = b H /L = 0 ,6 0 ,8 и способную к перемещению на относительную длину выдвижения нижней панели λ ¯ = λ D ЭКВ , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома H ¯ = H D ЭКВ от 0,8 до 1,25, установленную под углом α=15°-20° относительно оси передней кромки воздухозаборника и способную к совершению колебательных движений с периодом колебаний T=1,0-4,0 с, где λ - длина выдвижения панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; H - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; D ЭКВ = 2 ( A*B ) - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; A - высота воздухозаборника, м; B - ширина воздухозаборника, м. Технический результат заключается в повышении эффективности защиты двигателя от попадания посторонних предметов. 3 ил.

 

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

Известно устройство для защиты силовой, установки с воздушно-реактивными двигателями от попадания посторонних предметов, содержащее поворотный защитный экран, размещенный перед входом в воздухозаборник двигателя (патент США №3168999, кл. B64D 33/02, 1965).

Известное устройство неэффективно при нахождении летательного аппарата на стоянке из-за наличия вихревого шнура на входе в воздухозаборник, способствующего попаданию посторонних предметов в его тракт, а также не известны рациональные размеры поворотного защитного экрана и его расположение от поверхности аэродрома.

Известно устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов, содержащее подвижную нижнюю панель, установленную в двух направляющих корпуса воздухозаборника, которая шарнирно соединена со штоком привода, жестко закрепленного на корпусе воздухозаборника, причем в направляющих расположены фиксаторы. Длина lH нижней панели от передней кромки воздухозаборника и высота В миделевого сечения воздухозаборника выполнены в соотношении l ¯ H = l H /B = 0 ,1 1 ,0 , ширина bH нижней панели и ширина L миделевого сечения воздухозаборника выполнены в соотношении b ¯ H = b H /L = 0 ,6 0 ,8 , а возвратно-поступательное перемещение нижней панели соответствует периоду колебаний T=0,5-2,0 с (патент RU №2131530, МПК7 F02C 7/05, B64D 33/02, заявлен 30.03.98).

К недостаткам данного устройства следует отнести то, что из-за возвратно-поступательного перемещения нижней панели с периодом колебаний T=0,5-2,0 с на входе в воздухозаборник образуется нестационарное вихревое течение потока, которое может привести к срывным режимам на передних кромках воздухозаборника и, следовательно, к снижению запаса газодинамической устойчивости двигателя, и, кроме того, устройство выполнено конструктивно сложно.

Задача предложенного изобретения - повышение эффективности устройства защиты двигателя от попадания посторонних предметов на всех режимах работы на земле посредством уменьшения интенсивности вихреобразования перед воздухозаборником и щитовой защитой от попадания посторонних предметов в его тракт путем рационального выдвижения нижней панели в зависимости от местоположения воздухозаборника от поверхности аэродрома и колебательного движения нижней панели в вертикальной плоскости.

Для решения этой задачи в известном устройстве для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов, содержащем подвижную нижнюю панель, которая шарнирно соединена со штоком привода, жестко закрепленного на корпусе воздухозаборника, выдвижение нижней панели с относительной длиной нижней панели l ¯ = l D ЭКВ = 0 ,9 1 ,05 и с относительной шириной нижней панели b ¯ = b D ЭКВ = 0 ,9 1 ,1 осуществляется на относительную длину выдвижения нижней панели λ ¯ = λ D ЭКВ , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома H ¯ = H D ЭКВ от 0,8 до 1,25, установленную под углом α=15°-20° относительно оси передней кромки воздухозаборника и совершающей колебательные движения с периодом колебаний T=1,0-4,0 с, где λ - длина выдвижения нижней панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; H - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; D ЭКВ = 2 ( A*B ) - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; A - высота воздухозаборника, м; B - ширина воздухозаборника, м.

На фиг.1 изображен общий вид описываемого устройства защиты, вид сбоку; на фиг.2 - то же, вид спереди, вид Б; на фиг.2 - то же, вид сверху, разрез А-А.

Устройство защиты включает в себя нижнюю панель 1, снабженную ребрами жесткости 2, на которой расположены узлы 3 на ее передней и задней кромках. В узлах 3 шарнирно закреплены односторонние выпуклые профили 4 и телескопические профили 5, вторые концы которых закреплены шарнирно в узлах 6 на корпусе 7 воздухозаборника летательного аппарата 8, расположенного на поверхности аэродрома 9. На двух задних телескопических профилях 5 установлены приводы 10 и шарнирно закреплены штоки приводов 11, закрепленные жестко на корпусе 7 воздухозаборника. Приводы 11 закрыты обтекателями 12.

Нижняя панель 1 выполнена с относительной длиной нижней панели l ¯ = l D ЭКВ = 0 ,9 1 ,05 и с относительной шириной нижней панели b ¯ = b D ЭКВ = 0 ,9 1 ,1 , где l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; D ЭКВ = 2 ( A*B ) - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; A - высота воздухозаборника, м; B - ширина воздухозаборника, м.

Выдвижение нижней панели 1 осуществляется на относительную длину выдвижения нижней панели λ ¯ = λ D ЭКВ , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома H ¯ = H D ЭКВ от 0,8 до 1,25, где λ - длина выдвижения нижней панели, м; H - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м.

Нижняя панель 1 установлена под углом α=15°-20° относительно оси передней кромки воздухозаборника 8 и способна к колебательным движениям с периодом колебаний T=1,0-4,0 c.

Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов работает следующим образом.

Во время запуска двигателя на газовочной стоянке системой автоматического управления летательного аппарата 9 подаются сигналы на приводы 11 на выпуск устройства защиты. Штоки приводов 11 перемещаются вперед и перемещают по своим окружностям вперед профили 4 и 5 относительно своих осей в узлах 6. Одновременно с ними перемещается вперед и нижняя панель 1 в узлах 4 на угол α=15°-20° и на относительную длину выдвижения нижней панели λ ¯ = λ D ЭКВ , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома H ¯ = H D ЭКВ от 0,8 до 1,25. Например, при расположении воздухозаборника 7 на высоте H=0,8 необходимо выдвигать нижнюю панель 1 на , при соответственно на λ ¯ = 0 ,5 и т.д. Подаются сигналы на приводы 10, которые телескопическими профилями 5 начинают перемещать нижнюю панель 1 на угол α=15°-20°, которая совершает колебательные перемещения с периодом колебаний T=1,0-4,0 с.

На поверхности аэродрома 9 вихревые шнуры не образуются, так как они обладают малой интенсивностью, а следовательно, и посторонние предметы не попадают в тракт воздухозаборника 7.

При рулении летательного аппарата 8 по аэродрому 9 средство защиты работает аналогично.

В процессе взлета летательного аппарата 8 подаются сигналы на выключение приводов 10, которые фиксируют на угле α=15°-20° нижнюю панель 1, перекрывая зону разлета посторонних предметов из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома 9 подаются сигналы на включения приводов 11, которые производят уборку нижней панели 1 в корпус 7 воздухозаборника.

Повторное включение устройства производится при посадке летательного аппарата 8 в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома 9.

Повторное выключение устройства защиты из работы осуществляется при выключении двигателя летательного аппарата 8.

Применение предлагаемого изобретения позволит повысить эффективность устройства защиты двигателя от попадания посторонних предметов на всех режимах работы на земле посредством уменьшения интенсивности вихреобразования перед воздухозаборником и щитовой защитой от попадания посторонних предметов в его тракт.

Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов, содержащее подвижную нижнюю панель, которая шарнирно соединена со штоком привода, жестко закрепленного на корпусе воздухозаборника, отличающееся тем, что нижняя панель выполнена с относительной длиной нижней панели l ¯ = l D ЭКВ = 0 ,9 1 ,05 , с относительной шириной нижней панели b ¯ = b D ЭКВ = 0 ,9 1 ,1 и способна к перемещению на относительную длину выдвижения нижней панели λ ¯ = λ D ЭКВ , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома H ¯ = H D ЭКВ от 0,8 до 1,25, установлена под углом α=15-20° относительно оси передней кромки воздухозаборника и способна к совершению колебательных движений с периодом колебаний T=1,0-4,0 с, где λ - длина выдвижения нижней панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; H - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; D ЭКВ = 2 ( A B ) - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; А - высота воздухозаборника, м; В - ширина воздухозаборника, м.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к посадочным системам. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к индикаторам нагрузки и касается индикации жесткой посадки самолета и воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые.

Изобретение относится к средствам снижения уровня заметности летательного аппарата, в частности его силовой установки в радиолокационном или инфракрасном диапазоне длин волн.

Изобретение относится к устройствам защиты от электрических разрядов корпусов летательных аппаратов. .

Изобретение относится к индикаторным устройствам, предназначенным для обеспечения взлета или посадки летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации и предназначено для молниезащиты, в частности, для защиты носовых диэлектрических обтекателей самолетов и расположенных под ними антенн.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к системе отвода тока молнии для летательного аппарата. .

Изобретение относится к гидроавиации, в частности к самолетам-амфибиям, и предназначено для использования в автоматических системах управления посадкой и взлетом с водной поверхности самолетов-амфибий

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения подъемной силы крыла самолета. Система состоит из компьютера управления полетом, элементов механизации крыла, связанных с ними приводных устройств, устройств управления, расположенного в кабине самолета устройства ввода команд заданного положения элементов механизации крыла, а также датчиков для регистрации положения элементов механизации крыла, связанных посредством аналоговых сигнальных линий с устройством управления. Устройство ввода связано посредством цифрового канала передачи данных с устройством управления для передачи команд заданного положения элементов механизации крыла. Устройство управления установлено в зоне размещения полезной нагрузки в фюзеляже самолета и на участке (L3) фюзеляжа, который, глядя в продольном направлении (X) фюзеляжа (F3) самолета, проходит от места, которое, при взгляде вперед от передней стороны (F4-1) центроплана (F4), находится на расстоянии ((L1)/3), составляющем одну треть отрезка (L1) длины фюзеляжа, проходящего от передней стороны центроплана до носа (F1) фюзеляжа, до места, которое, при взгляде назад от задней стороны (F4-2) центроплана (F4), находится на расстоянии ((L2)/3), составляющем одну треть отрезка (L2) длины фюзеляжа, проходящего от задней стороны центроплана до конца (F2) фюзеляжа в хвосте самолета (F). Повышается точность управления и безопасность полетов. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки. Способ управления ЛА при заходе на посадку включает измерение параметров движения ЛА, коррекцию, с помощью любого из известных методов комплексной обработки информации, погрешностей параметров движения по данным от спутниковой навигационной системы, формирование, на основе откорректированных координат ЛА и координат торцов взлетно-посадочной полосы (ВПП), курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, автоматическое или ручное управление угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом сигналов углов отклонения по курсу и глиссаде, дополнен операциями, в соответствии с которыми для формирования заданной траектории посадки задают угол наклона траектории посадки, размещают под точкой стандартного размещения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки виртуальный курсо-глиссадный радиомаяк (ВКГРМ) и формируют его пеленг и угол места, а углы отклонения по курсу и глиссаде от траектории посадки формируют соответственно как рассогласование пеленга ВКГРМ и курса ВПП и как рассогласование угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки. 5 ил.

Изобретение относится к композитным материалам и касается композитных усовершенствованных материалов. Композитный материал включает препрег, который, в свою очередь, включает, по меньшей мере, два слоя электропроводящего волокнистого упрочнителя и слой полимерной смолы, расположенный между этими слоями, электропроводящие частицы, диспергированные в полимерной смоле; и верхний слой из покрытого металлом углеродного волокна, включающий дополнительный смоляной компонент, в котором металл представляет собой один или более металлов, выбранных из никеля, меди, золота, платины, палладия, индия и серебра. Изобретение обеспечивает создание композитных материалов, обладающих улучшенной электропроводностью, без ухудшения механических характеристик материала. 6 н. и 23 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.

Группа изобретений относится к интегрированным комплексам бортового оборудования вертолета, в частности к системе визуализации полета и когнитивному пилотажному индикатору. Техническим результатом является повышение эффективности системы визуализации пилотажных параметров полета и закабинного пространства за счет применения когнитивных технологий. На когнитивном пилотажном индикаторе дополнительно отображены параметры динамики движения, параметры органов управления и динамики их перемещения, метеорологические параметры на всех режима полета, а также максимально допустимая взлетно-посадочная масса, предварительная и/или окончательная оценка продольных и поперечных углов наклона взлетно-посадочной площадки и характера препятствий на ней, а также визуальная аварийно-предупреждающая сигнальная информация по вышеперечисленным параметрам, при этом однооконный формат представления пилотажной информации отображает цифровые счетчики-сигнализаторы, неподвижные/подвижные индексы, всплывающие индексы, всплывающие текстовые сообщения, изменяющие свой цвет и цвет фона в зависимости от величины текущего значения контролируемого параметра и от алгоритмов работы улучшенной бортовой системы аварийно-предупреждающей сигнальной информации. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил., 5 табл.

Изобретение относится к крепежной опоре для установки устройства наблюдения на шасси летательного аппарата (ЛА) и касается устройства блокировки колеса. Крепежная опора (1) для временной установки прибора (13) на колесо (8) ЛА или транспортного средства содержит два опорных элемента (2), соединенных между собой осью (4). Элементы (2) предназначены для опоры на землю и на шину колеса (8) и расположены вдоль оси, параллельной оси колеса. Опора также содержит средства (7, 9) перемещения, позволяющие устанавливать элементы (2) в неактивное положение и в положение блокировки. Средства перемещения содержат рычаг (7), один конец которого соединен с концом U-образного элемента (9). Оба плеча (902) U-образного элемента установлены с возможностью поворота на концах одного из двух опорных элементов (2). На рычаге (7) при помощи площадки (6) установлено устройство (13) наблюдения. При этом опору (1) устанавливают на колесе таким образом, чтобы устройство (13) было смещено относительно стойки (18) шасси. Устройство (13) содержит набор инфракрасных детекторов, набор датчиков изображений, средства приема и передачи информации, запоминающее устройство и вычислительное устройство. Достигается надежное и безопасное крепление устройства наблюдения снаружи самолета, не затрагивающее целостности самолета, без создания аэродинамических возмущений. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Летательный аппарат содержит композитный конструктивный элемент и группу небольших легких устройств связи, приспособленных для их опроса и предназначенных для регистрации удара молнии в зоне покрытия участка конструктивного элемента. Каждое устройство становится неработоспособным, если вблизи него проходит ток молнии. 2 н. и 13 з. п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.

Изобретение относится к области средств безопасности, например при авиационных пассажирских и грузопассажирских рейсах, а также в кинотеатрах, зрительных залах, на выставочных комплексах, где имеет место большое скопление материальных и людских ресурсов. Cистема предотвращения захвата террористами объектов, например самолетов, содержит систему управления полетом и черный ящик, по меньшей мере одну видеокамеру, установленную на единице дистанционно-управляемого стрелкового оружия, с приводами, соединенными с дисплеем и пультом управления стрельбой. К системе подключена по меньшей мере одна видеокамера общего обзора, а каждая единица стрелкового оружия оборудована лазерным целеуказателем и трансфокатором. Каждая единица стрелкового оружия дополнительно снабжена нейтрализующим зарядом или устройством, при этом боевой заряд заменяют на нейтрализующий, преобразуя аппарат из боевого средства в специальное нейтрализующее. Повышается эффективность захвата террористов живыми для производства дальнейшего расследования и выявления преступных группировок. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх