Авиационная силовая установка на базе топливных элементов



Авиационная силовая установка на базе топливных элементов
Авиационная силовая установка на базе топливных элементов
Авиационная силовая установка на базе топливных элементов
Авиационная силовая установка на базе топливных элементов

 


Владельцы патента RU 2492116:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационной силовой установке на базе топливных элементов. Авиационная силовая установка содержит воздушный винт, электродвигатель, батарею твердооксидных топливных элементов и устройство поддержания ее рабочей температуры. Воздушный винт установлен на валу электродвигателя. Электродвигатель соединен с батареей, которая вырабатывает электрическую энергию для питания электродвигателя. Батарея топливных элементов имеет вход для подачи водорода, вход для подачи воздуха, а также выходы анодного и катодного газов. Устройство поддержания рабочей температуры содержит компрессор и турбину, установленные на одном валу. Компрессор снабжен воздухозаборником, а турбина снабжена регулируемым соплом. В состав устройства для поддержания рабочей температуры входят также камера дожигания, теплообменник и смеситель. Теплообменник снабжен перепускным каналом, установленным с возможностью перепуска части воздуха в обход последнего. Турбина также снабжена перепускным каналом для перепуска части газов в обход последней. Технический результат заключается в повышении эффективности работы авиационной силовой установки. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к самолетам с электрическим приводом воздушного винта, использующим в качестве источника электрической энергии топливные элементы.

Использование топливных элементов в качестве источника электрической энергии и электродвигателя в качестве привода винта или вентилятора самолета имеет ряд преимуществ перед традиционными газотурбинными установками: широкий диапазон регулирования мощности, более высокий КПД, улучшение экологических показателей, снижение шума, благодаря отсутствию подвижных узлов в главном элементе силовой установки - батарее топливных элементов.

Известна вспомогательная силовая установка для самолета, содержащая реактор-конвертор, батарею топливных элементов, блоки хранения и подачи топлива, соединенные с реактором-конвертором, дожигатель, турбину, на валу которой установлены компрессор и электрогенератор. Реактор-конвертор, вырабатывающий синтез-газ, выполнен совмещенным с батареей топливных элементов, генерирующих электрическую энергию. Канал генерации синтез-газа соединен с каналами подачи топлива или кислорода и промежуточным газовым каналом подачи синтез-газа в топливные элементы, а отводные каналы анодных и катодных газов соединены с дожигателем (патент РФ №2434790, МПК B64D 41/00, опубл. 27.11.2011). Данное техническое решение обеспечивает повышение мощности и снижение расхода топлива вспомогательной силовой установки.

Известна также энергетическая установка для самолета с использованием топливных элементов (патент РФ №2391749, МПК B64D 41/00, опубл. 10.06.2010). Установка содержит батарею высокотемпературных твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), вырабатывающих электричество посредством электрохимической реакции между водородом и кислородом при повышенных рабочих температуре и давлении, и снабжена системой подачи топлива. Система подачи окислителя энергетической установки содержит компрессор для сжатия атмосферного воздуха и использует в качестве окислителя кислород воздуха. На одном валу с компрессором установлена выходная турбина, соединенная с химическим реактором трубопроводом для отвода газа от химического реактора, и дополнительная турбина, на валу которой установлен электрогенератор для выработки дополнительного электрического тока. Данное изобретение повышает массовую производительность топливных элементов.

Недостатки указанных силовых установок связаны с ограниченными возможностями по поддержанию температуры батареи топливных элементов на неизменном уровне при изменении внешних условий полета и при регулировании мощности. Основным узлом рассматриваемых силовых установок является батарея топливных элементов. Важным условием работы батареи на базе ТОТЭ является необходимость поддержания температуры ТОТЭ на уровне, пригодном для их эффективной работы (850-1000°C). При изменении высоты полета и скорости полета изменяются температура окружающей среды и температуры реагентов (воздуха и горючего). Кроме того, при регулировании мощности изменяется тепловыделение внутри батареи ТОТЭ: при минимальной мощности наблюдается минимум тепловыделения; при максимальной мощности тепловыделение достигает максимума. В упомянутых технических решениях не предусмотрена возможность независимого регулирования температуры воздуха на входе в батарею ТОТЭ. Температура батареи ТОТЭ, таким образом, может поддерживаться в основном за счет изменения коэффициента избытка воздуха по отношению к горючему. При перегреве батареи ТОТЭ имеется возможность снять избыточное тепло за счет некоторого увеличения коэффициента избытка воздуха, насколько это может позволить согласованная работа турбины и компрессора. При переохлаждении имеется возможность уменьшить в определенных пределах коэффициент избытка воздуха, но не ниже единицы иначе часть горючего будет выбрасываться неиспользованным. На режимах пониженных мощностей будет реализован минимальный коэффициент избытка воздуха, температура которого будет всегда ниже рабочей температуры батареи ТОТЭ. Это означает, что при уменьшении тепловыделения в батареи на режимах пониженных мощностей тепловые потери в батарее не будут скомпенсированы, и температура батареи будет падать. Таким образом, данный способ поддержания температуры батареи ТОТЭ не обеспечивает широкого диапазона регулирования мощности и накладывает ограничения по высоте и скорости полета. Другим недостатком известных технических решений является отсутствие утилизации энергии газов после турбины.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является самолет с электрическим приводом воздушного винта, в котором в качестве источника электрической энергии используются топливные элементы (патент США №6568633, НКИ 244/59, опубл. 27.05.2003). Силовая установка содержит электродвигатель в качестве привода воздушного винта, батарею топливных элементов в качестве источника электрической энергии, источник водорода, воздухозаборник, устройство подачи воздуха. Данная силовая установка позволяет создавать тягу, используя батарею топливных элементов.

Недостатком данного технического решения является невозможность удерживать температуру батареи на заданном уровне при снижении ее мощности. Это особенно важно при использовании высокотемпературных ТОТЭ. Недостатком также является отсутствие утилизации энергии газов после батареи топливных элементов для случая, когда в качестве них выступают высокотемпературные ТОТЭ. В указанной установке предусматривается возможность охлаждения батареи топливных элементов посредством вспомогательного воздушного контура. Такое решение требует установки дополнительного компрессора для охлаждающего контура.

В основу изобретения положено решение следующих задач:

- повышение эффективности работы авиационной силовой установки на базе топливных элементов путем поддержания рабочей температуры в батарее ТОТЭ на неизменном уровне, где оптимальная рабочая температура ТОТЭ составляет 950°C;

- обеспечение возможности регулирования мощности силовой установки от нуля до максимума во всем полетном диапазоне высот и чисел Маха.

Для достижения этого технического результата авиационная силовая установка на базе топливных элементов содержит электродвигатель, батарею топливных элементов с двумя входами, источник водорода, устройство подачи воздуха с воздухозаборником и устройство поддержания рабочей температуры батареи топливных элементов. Электродвигатель электрически связан с батареей топливных элементов. Один из входов батареи топливных элементов связан с источником водорода, а другой - с устройством подачи воздуха.

Новым в изобретении является то, что силовая установка дополнительно снабжена компрессором в устройстве подачи воздуха. Батарея топливных элементов выполнена в виде батареи ТОТЭ и снабжена выходами анодного и катодного газов. Устройство поддержания рабочей температуры батареи топливных элементов выполнено в виде теплообменника, размещенного в линии, соединяющей компрессор с батареей топливных элементов, смесителя, газовой турбины, установленной на одном валу с компрессором, и камеры дожигания. Выход компрессора, соединен с входом теплообменника, а через перепускной канал - с одним из входов смесителя, другой вход которого связан с выходом теплообменника, а выход - с входом батареи топливных элементов. Вход камеры дожигания соединен с выходами анодного и катодного газов батареи топливных элементов, а выход через теплообменник связан с входом газовой турбины.

Новым также является то, что устройство поддержания рабочей температуры батареи топливных элементов снабжено регулируемым соплом, вход которого газодинамически связан с выходом газовой турбины, а турбина снабжена перепускным каналом с возможностью перепуска газа с выхода теплообменника на вход регулируемого сопла.

Повышение эффективности работы авиационной силовой установки достигается тем, что в заявленной силовой установке появляется возможность изменять температуру воздуха на входе в батарею в широком интервале температур. Последнее достигается тем, что теплообменник располагается перед турбиной и предусмотрен перепуск воздуха через теплообменник. Максимальная температура воздуха при этом может превышать рабочую температуру батареи ТОТЭ на 200°C что необходимо на режимах малой мощности батареи ТОТЭ. Минимальная температура может быть ниже рабочей температуры батареи ТОТЭ на 400°C что требуется на режимах максимальной мощности и при больших скоростях полета.

Эффективность работы силовой установки повышается также за счет того, что появляется возможность утилизировать энергию анодных и катодных газов ТОТЭ путем дожигания их в камере дожигания. Продукты дожигания в свою очередь используются в качестве горячего агента в теплообменнике и рабочего тела в газовой турбине и сопле. А для регулирования мощности турбины дополнительно предусмотрен перепуск газов мимо турбины и применение регулируемого сопла. Регулируемое сопло позволяет изменять степень понижения давления на турбине и утилизировать остаточную энергию газов после турбины путем их расширения до скорости звука и создания дополнительной тяги.

Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи: повышение эффективности работы авиационной силовой установки на базе топливных элементов, путем поддержания рабочей температуры в батарее ТОТЭ на неизменном уровне, и обеспечение возможности регулирования мощности силовой установки от нуля до максимума во всем полетном диапазоне высот и чисел Маха, по сравнению с известными аналогами.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием авиационной силовой установки и ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-4, где

на фиг.1 схематично изображена силовая установка на базе батареи ТОТЭ и устройство поддержания ее рабочей температуры;

на фиг.2 изображен график высотно-скоростных характеристик силовой установки, зависимости максимальной мощности батареи ТОТЭ от высоты полета и числа Маха, где цифрой 1 обозначены высотно-скоростные характеристики при высоте 0 км; цифрой 2-3 км; цифрой 3-6 км; цифрой 4 -9 км;

на фиг.3 изображен график с дроссельной характеристикой, где высота=0 км, число Маха=0;

на фиг.4 изображен график сравнения дроссельных характеристик (фиг.3) заявленной силовой установки и известного двигателя АИ-20.

Авиационная силовая установка (см. фиг.1) содержит воздушный винт1, установленный на валу электродвигателя 2. Электродвигатель 2 соединен с батареей 3 ТОТЭ. Батарея 3 ТОТЭ имеет вход 4 для подачи водорода, вход 5 для подачи воздуха и выходы 6,7 анодного и катодного газов соответственно. Устройство- поддержания рабочей температуры батареи 3 содержит компрессор 8 и турбину 9, установленные на одном валу. Компрессор 8 снабжен воздухозаборником 10, а турбина 9 снабжена регулируемым соплом 11. В состав устройства для поддержания рабочей температуры входят также камера 12 дожигания, теплообменник 13 и смеситель 14. Теплообменник 13 снабжен перепускным каналом 15, установленным с возможностью перепуска части воздуха в обход теплообменника 13. Турбина 9 также снабжена перепускным каналом 16 для перепуска части газов в обход последней.

Авиационная силовая установка, размещенная на летательном аппарате, создает тягу с помощью воздушного винта 1, который приводится в движение от электродвигателя 2. Электрическая энергия для питания электродвигателя 2 вырабатывается батареей 3 ТОТЭ, в которых происходит непосредственное преобразование химической энергии топлива в электрическую энергию. Температура в батарее 3 поддерживается на неизменном уровне. Диапазон приемлемых рабочих температур для ТОТЭ составляет 850-1000°C. Рабочую температуру ТОТЭ целесообразно принять равной 950°C. В качестве топлива используется водород, который подается в батарею 3 из топливного бака (не показан) на вход 4.

Воздух забирается из окружающего пространства через воздухозаборник 10, после чего сжимается в компрессоре 8. Компрессор 8 приводится в движение с помощью газовой турбины 9. Рабочим газом для турбины 9 служат продукты дожигания анодного и катодного газов, выходящих из батареи 3. Анодный газ представляет собой смесь остатков водорода с водой, которая генерируется в анодной полости батареи 3 в ходе электрохимических реакций. Катодный газ представляет собой обедненный воздух. Около 80% водорода используется в батарее 3 в процессе электрохимических реакций. Дожигание анодного и катодного газов осуществляется в камере 12 дожигания. Продукты дожигания поступают в теплообменник 13, где используются для прогрева определенной части воздуха, выходящего из компрессора 8, после чего они поступают на турбину 9. Для регулирования мощности турбины 9 используется регулируемое сопло 11, а также перепускной канал 16, который перепускает часть газов в обход турбины 9. Сопло 11 позволяет изменять степень понижения давления в турбине 9. Перепускной канал 16 позволяет изменять расход газов через турбину 9.

Поддержание неизменной температуры в ТОТЭ осуществляется по двум механизмам. Основной механизм заключается в изменении температуры воздуха на входе в батарею 3. Это достигается за счет перепуска части воздуха по перепускному каналу 15 в обход теплообменника 13. Дополнительно для указанной цели может быть использована коррекция коэффициента избытка воздуха по отношению к водороду за счет регулирования мощности и степени сжатия компрессора 8.

Расположение теплообменника 13 перед турбиной 9, позволяет обеспечить потребную температуру воздуха на входе в батарею 3 при изменении мощности батареи 3 в широком диапазоне (вплоть до нуля). Максимально потребная температура воздуха на входе в батарею 3 после смесителя 14 составляет 1400 К (при нулевой мощности батареи 3) и позволяет поддерживать температуру в батарее 3 на уровне 1223 К (950°C), компенсируя тепловые утечки и прогрев водорода внутри батареи 3. Температура газов после камеры 12 дожигания составляет 1400-1600 К. После теплообменника 13 температура газов понижается до уровня 1200- 1300 К. Энергии газов с температурой 1200-1300 К достаточно для получения необходимой мощности на турбине 9. Неиспользованная энергия газов после турбины 9 реализуется при расширении в сопле 11, создавая дополнительную тягу.

Для данного технического решения проведены расчеты «стендового» режима, получены высотно-скоростные (см. фиг.2) и дроссельные характеристики (см. фиг.3) во всем предполагаемом диапазоне высот и скоростей его работы. Ключевыми моментами предлагаемого технического решения являются: способность работать в диапазоне высот от 0 до 11 км при числах Маха от 0 до 0.9 и регулирование мощности батареи 3 ТОТЭ в диапазоне от 0 до максимума. При этом осуществляется поддержание температуры батареи 3 ТОТЭ на неизменном уровне (950°C) при всех условиях работы. На фиг.4 приводится сопоставление дроссельной характеристики заявленной силовой установки и известного двигателя АИ-20. Из этого сравнения видно, что заявленная силовая установка позволяет обеспечить глубокое дросселирование вплоть до нулевой мощности.

Выполнение авиационной силовой установки в соответствии с заявленным техническим решением также позволяет: повысить эффективность использования топлива на 20% по сравнению с традиционными газотурбинными силовыми установками; обеспечить работу силовой установки в диапазоне высот от 0 до 11 км и чисел Маха от 0 до 0.9; обеспечить высокие экологические показатели; обеспечить снижение шума, где основной элемент установки, батарея 3 ТОТЭ, работает бесшумно благодаря отсутствию в ее конструкции подвижных частей.

1. Авиационная силовая установка на базе топливных элементов, содержащая электродвигатель, батарею топливных элементов с двумя входами, источник водорода, устройство подачи воздуха с воздухозаборником и устройство поддержания рабочей температуры батареи топливных элементов, где электродвигатель электрически связан с батареей топливных элементов, один из входов батареи топливных элементов связан с источником водорода, а другой - с устройством подачи воздуха, отличающаяся тем, что устройство подачи воздуха снабжено компрессором, батарея топливных элементов выполнена в виде батареи твердооксидных топливных элементов и снабжена выходами анодного и катодного газов, а устройство поддержания рабочей температуры батареи топливных элементов выполнено в виде теплообменника, размещенного в линии, соединяющей компрессор с батареей топливных элементов, смесителя, газовой турбины, установленной на одном валу с компрессором, и камеры дожигания, причем выход компрессора соединен с входом теплообменника, а через перепускной канал - с одним из входов смесителя, другой вход которого связан с выходом теплообменника, а выход - с входом батареи топливных элементов, вход камеры дожигания соединен с выходами анодного и катодного газов батареи топливных элементов, а выход через теплообменник связан с входом газовой турбины.

2. Авиационная силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что устройство поддержания рабочей температуры батареи топливных элементов снабжено регулируемым соплом, вход которого газодинамически связан с выходом газовой турбины, а турбина снабжена перепускным каналом с возможностью перепуска газа с выхода теплообменника на вход регулируемого сопла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу подвески газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигателю самолета. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конфигурации установки двигателей для летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске многоконтурного турбореактивного двигателя, снабженного промежуточным картером и выхлопным картером, содержащей пилон, который может быть прикреплен к конструкции летательного аппарата, включающей переднее устройство для подвешивания между ступицей промежуточного картера и указанным пилоном, и заднее средство подвески между выхлопным картером и пилоном.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воспринимающей нагрузки конструкции (101) пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске силовой установки к летательному аппарату. .

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к электрической силовой установке беспилотного летательного аппарата. Установка содержит маршевый электродвигатель, на оси которого жестко закреплен маршевый толкающий воздушный винт, баллон с водородом с закрепленным на нем редуктором, батарея топливных элементов, систему управления маршевым электродвигателем, контроллер батареи топливных элементов, стартовый электродвигатель, стартовый воздушный винт, контроллер стартового электродвигателя, гондолу. В гондоле установлены маршевый электродвигатель, маршевый воздушный винт, баллон с водородом, редуктор, батарея топливных элементов, вентиляторы, датчики температуры, клапан, ключ, контроллер батареи топливных элементов. Технический результат заключается в повышении КПД электрической силовой установки. 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа. Указанная конструкция содержит средства крепления, соединяющие ее с фюзеляжем (6) и содержащие первые средства крепления, соединяющие конструкцию с первой рамой (50), образующей первый проем (18), и вторые средства крепления, соединяющие конструкцию со второй рамой (50), образующей второй проем (18). Согласно изобретению каждое из первых и вторых средств крепления содержит работающий на сжатие элемент (90, 92) блокировки конструкции крепления, опирающийся одной стороной на раму (50), а другой стороной - на конструкцию (14) крепления. Технический результат заключается в упрощении конструкции крепления двигателей и снижении ее массы. 9 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа. Указанная конструкция содержит средства крепления, соединяющие ее с фюзеляжем (6) и содержащие первые средства крепления, соединяющие конструкцию с первой рамой (50), образующей первый проем (18), и вторые средства крепления, соединяющие конструкцию со второй рамой (50), образующей второй проем (18). Согласно изобретению, средства крепления дополнительно содержат по меньшей мере одну тягу (66) восприятия усилий, первый конец которой установлен на конструкции (14), а противоположный конец - на фюзеляже на расстоянии от первого и второго проемов. Технический результат заключается в снижении массы летательного аппарата. 20 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обеспечения дополнительной энергией силовой установки летательного аппарата. Летательный аппарат с системой гибридного питания энергией силовой установки состоит из: - наружной конструкции (фюзеляжа, крыльев и т.д.), - электрического оборудования (34), - средств (40) внутреннего сгорания для создания тяги, - средства питания энергией средств создания тяги, а также из: - множества прямых преобразователей (24) световой энергии в электрическую энергию, расположенных на части наружной поверхности наружной конструкции; - средств (32) сравнения электрической энергии, производимой преобразователями (24); - средства отбора избыточной электрической энергии (36); - средств (38) подачи в средства (40) создания тяги дополнительной энергии за счет избыточной электрической энергии при ее наличии. Повышается мощность, снижается расход топлива, увеличивается дальность полета. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка (10) содержит двухконтурный турбореактивный двигатель, охваченный гондолой, и средства (80) крепления двигателя на стойке (16). Гондола (12) содержит внутреннюю круглую конструкцию (36) с жестким каркасом, образованным входной кольцевой рамой (50), закрепленной на промежуточном картере (38) двигателя, выходной кольцевой рамой (52), удерживающей выпускной картер (40) двигателя, и продольными лонжеронами (54, 56, 58, 60) соединения этих рам (50, 52). Выходная кольцевая рама (52) закреплена на стойке (16) при помощи средств гибкой или шарнирной подвески. Технический результат заключается в уменьшении деформации в силовой установке летательного аппарата. 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к стойке для поддержки турбореактивного двигателя и гондоле с такой стойкой. Стойка (9) имеет часть (11) для соединения кожуха (1) вентилятора (3) или кожуха газогенератора (5) турбореактивного двигателя с крылом летательного аппарата, а также коробчатую Y-образную часть (19), жестко связанную с указанной соединительной частью (11) и выполненную таким образом, чтобы образовывать верхнюю часть неподвижной внутренней конструкции указанной гондолы. Технический результат заключается в обеспечении возможности использования более легких материалов в конструкции крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. 4 н. и 15 з.п. ф-лы, 22 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 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.
Наверх