Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата

Авторы патента:


Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата
Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2494017:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН САС (FR)

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.

 

Настоящее изобретение касается панели ослабления волн, установленной между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата.

Силовая установка летательного аппарата содержит гондолу, в которой по существу концентрично установлен двигатель, соединенный при помощи пилона с остальной частью летательного аппарата.

Как показано на фиг.1, спереди гондола содержит воздухозаборник 10, позволяющий направлять воздушный поток в двигатель 12, при этом первая часть входящего воздушного потока, называемая первичным потоком, проходит через двигатель, участвуя в процессе горения, а вторая часть воздушного потока, называемая вторичным потоком, увлекается вентилятором и проходит в кольцевой канал, ограниченный внутренней стенкой гондолы и наружной стенкой двигателя.

Воздухозаборник 12 содержит губу 14, поверхность которой, находящаяся в контакте с аэродинамическими потоками, продолжена внутри гондолы внутренним каналом 16, имеющим по существу круглые сечения, и снаружи гондолы наружной стенкой 18, имеющей по существу круглые сечения.

Воздухозаборник 12 соединен с двигателем средствами 20 соединения типа фланца, содержащими, с одной стороны, на уровне конца внутреннего канала 16 кольцевой буртик 22, образующий первую опорную поверхность, и, с другой стороны, на уровне двигателя - кольцевой буртик 24, образующий вторую опорную поверхность, опирающуюся на первую опорную поверхность, при этом по окружности буртиков 22 и 24 распределены болты 26, заклепки или аналогичные средства для их удержания прижатыми друг к другу и для обеспечения, таким образом, соединения между воздухозаборником и двигателем.

Технологии, разработанные для снижения шума, создаваемого летательным аппаратом, и, в частности, шума, создаваемого силовыми установками, состоят в размещении, в частности на уровне стенки внутреннего канала 16, покрытия 28, предназначенного для поглощения части звуковой энергии, в частности, с использованием принципа резонаторов Гельмгольца. Для оптимизации акустической обработки это покрытие 28 должно располагаться на максимальной площади и, как правило, проходит от буртика 22 до губы 14.

Как известно, звукоизоляционное покрытие 28, называемое также панелью акустического ослабления, содержит в направлении снаружи внутрь акустически резистивный пористый слой 30, по меньшей мере, одну ячеистую структуру 32 и отражающий или непроницаемый слой 34.

Акустически резистивный слой является пористой структурой, выполняющей функцию рассеивания, частично преобразуя акустическую энергию проходящей через нее звуковой волны в тепло. Он содержит так называемые открытые зоны, способные пропускать акустические волны, и другие зоны, называемые закрытыми или сплошными, которые не пропускают звуковые волны, а предназначены для обеспечения механической прочности упомянутого слоя. Этот акустически резистивный слой характеризуется, в частности, площадью открытой поверхности, которая в основном меняется в зависимости от двигателя и от компонентов, образующих упомянутый слой.

В некоторых условиях полета воздушный поток, входящий в гондолу и предназначенный для питания двигателя, претерпевает сильное изменение давления и скорости, которые могут привести к явлению помпажа в двигателе. При этом лопатки двигателя производят колебательное движение вдоль продольной оси гондолы, которое создает волну, распространяющуюся во внутреннем канале 16 с увеличением интенсивности, и которое может привести к поломке одной или нескольких лопаток.

Первое решение для устранения этого эффекта состоит в повышении механической прочности лопаток, чтобы ограничить это колебательное движение. Однако это решение не является удовлетворительным, так как оно приводит к увеличению массы лопаток и, следовательно, к увеличению полетной массы.

Согласно другому решению, предусматривают панель 36 ослабления волн, содержащую в качестве панели акустического ослабления в направлении снаружи внутрь слой, проницаемый для некоторых волн, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и отражающий или непроницаемый слой. Таким образом, эта панель предназначена для поглощения, при их прохождении, звуковой волны или звуковых волн, создаваемых за счет эффекта помпажа двигателя, и для ограничения их распространения. Согласно варианту выполнения, эта панель 36 проходит по окружности внутреннего канала 16, заменяя часть панели 28 акустического ослабления.

Характеристики этой панели ослабления волн определяют в зависимости от ослабляемой волны.

Для этого упомянутая панель 36 ослабления волн имеет толщину (в радиальном направлении), примерно в 3 раза превышающую толщину панели 28 акустического ослабления, и ширину (в продольном направлении), которая меняется в зависимости от положения упомянутой панели во внутреннем канале 16. Таким образом, чем ближе панель 36 ослабления волн находится к губе 14, тем больше ее ширина, и, наоборот, чем ближе она к двигателю, тем меньше ее ширина.

Следовательно, эту панель 36 ослабления волн следует размещать вблизи двигателя, чтобы уменьшить ее размеры и массу.

Но даже при ограничении рисков поломки лопаток присутствие этой панели 36 ослабления волн не остается без последствий.

Так, это присутствие уменьшает площадь покрытия 28 для акустической обработки и, следовательно, снижает эффективность упомянутого покрытия.

Кроме того, по обе стороны от панели 36 по всей ее окружности необходимо предусмотреть усиления 38 для ее удержания, что приводит к увеличению полетной массы.

Настоящее изобретение призвано устранить недостатки известных технических решений и предложить гондолу, содержащую панель ослабления волн, ограничивающую полетную массу и не снижающую эффективности акустической обработки.

В этой связи объектом настоящего изобретения является гондола летательного аппарата, содержащая воздухозаборник, позволяющий направлять воздушный поток в сторону двигателя, при этом упомянутый воздухозаборник содержит внутренний канал, образующий аэродинамическую поверхность, находящуюся в контакте с воздушным потоком, продолженную в заднем направлении аэродинамической поверхностью канала двигателя, при этом упомянутая гондола содержит панель ослабления волн, предназначенную для ограничения или предотвращения распространения, по меньшей мере, одной волны, создаваемой во время помпажа двигателя, и содержащую слой, находящийся в контакте с воздушным потоком, способный пропускать упомянутую, по меньшей мере, одну волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и отражающий или непроницаемый слой, отличающаяся тем, что упомянутую панель ослабления волн помещают между воздухозаборником и двигателем, и ее слой, находящийся в контакте с воздушным потоком, обеспечивает непрерывность аэродинамических поверхностей, расположенных на входе и на выходе, и тем, что упомянутая панель ослабления волн содержит вставки, выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы упомянутая панель ослабления волн не была раздавлена.

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.1 - вид в разрезе по радиальной плоскости передней части известной гондолы летательного аппарата.

Фиг.2 - вид в разрезе по радиальной плоскости передней части гондолы летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.3 - детальный вид в разрезе по радиальной плоскости панели ослабления волн, вставленной между воздухозаборником и двигателем гондолы летательного аппарата.

Фиг.4 - вид в перспективе вставки панели ослабления волн и средств соединения.

Фиг.5А-5С - виды в перспективе различных вариантов вставки панели ослабления волн в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.6А-6С - виды в поперечном разрезе различных вариантов панели ослабления волн в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.1 показана передняя часть гондолы летательного аппарата, содержащей воздухозаборник 40, позволяющий направлять воздушный поток 42 в сторону двигателя 44.

В дальнейшем тексте описания под продольным направлением следует понимать направление, параллельное продольной оси двигателя, и под радиальным направлением - направление, перпендикулярное к продольной оси. Под поперечной плоскостью следует понимать плоскость, перпендикулярную к продольному направлению, и под радиальной плоскостью - плоскость, содержащую продольную ось, перпендикулярную к поперечной плоскости.

Воздухозаборник 40 содержит губу 46, поверхность которой, находящаяся в контакте с входящим воздушным потоком 42, продолжена внутри гондолы внутренним каналом 48, имеющим по существу круглые сечения, и снаружи гондолы наружной стенкой 50, имеющей по существу круглые сечения.

Внутренний канал 48 содержит аэродинамическую поверхность 52, находящуюся в контакте с воздушным потоком 42, которая продолжена в заднем направлении гондолы аэродинамической поверхностью 54 канала 56 двигателя.

Сзади внутренний канал 48 воздухозаборника содержит кромку в виде кольца напротив кольцеобразной кромки канала 56 двигателя.

Согласно варианту выполнения, детально показанному на фиг.3, внутренний канал 48 содержит кольцевой буртик 58, содержащий первую опорную поверхность, образующую заднюю кромку упомянутого внутреннего канала 48. Напротив него канал 56 двигателя содержит кольцевой буртик 60, содержащий вторую опорную поверхность, образующую переднюю кромку упомянутого канала 56 и по существу параллельную первой опорной поверхности.

Буртики 58 и 60 содержат отверстия 62, выполненные с возможностью прохождения через них стержней, расположенные друг против друга, отстоящие друг от друга и распределенные по окружности буртиков.

Предпочтительно, внутренний канал 48 содержит покрытие 64 для акустической обработки, называемое также панелью акустического ослабления, содержащее в направлении снаружи внутрь акустически резистивный пористый слой, по меньшей мере, одну ячеистую структуру и отражающий или непроницаемый слой, при этом акустически резистивный слой образует аэродинамическую поверхность 52.

Детальное описание двигателя, воздухозаборника, а также панели акустического ослабления опускается, так как они хорошо известны специалистам.

Согласно изобретению гондола содержит панель 66 ослабления волн, предназначенную для ограничения или предотвращения распространения, по меньшей мере, одной волны, создаваемой во время помпажа двигателя, которая может повредить лопатки вентилятора двигателя.

Эта панель 66 ослабления волн содержит слой 68, находящийся в контакте с воздушным потоком 42, выполненный с возможностью пропускания упомянутой, по меньшей мере, одной волны, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, по меньшей мере, одну ячеистую структуру 70 и отражающий или непроницаемый слой 72. Можно предусмотреть несколько наложенных друг на друга ячеистых структур, разделенных слоем, пропускающим волны.

Эта панель 66 ослабления волн проходит, по меньшей мере, по части окружности гондолы и предпочтительно по всей окружности. Ее можно выполнять из одной или нескольких частей.

Характеристики слоя 68, в частности площадь открытой поверхности, и ячеистой(ых) структуры (структур) подгоняют в зависимости от волны или волн, распространение которой(ых) необходимо ограничить или предотвратить. Согласно варианту выполнения, панель 66 ослабления волн имеет толщину, по меньшей мере, равную 3-кратной толщине акустической панели 64 воздухозаборника.

Согласно важному отличительному признаку изобретения, панель 66 ослабления волн помещают между воздухозаборником и двигателем, и ее слой 68 образует аэродинамическую поверхность, обеспечивающую непрерывность аэродинамических поверхностей 52 и 54, расположенных на входе и на выходе по направлению движения воздушного потока 42. Дополнительно она содержит вставки 74, называемые также распорками, выполненными с возможностью установки между воздухозаборником и двигателем, чтобы воспринимать, в частности, усилия сжатия между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы упомянутая панель 66 ослабления волн не была раздавлена.

Эта конструкция позволяет уменьшить ширину панели ослабления волн, поскольку она расположена максимально близко к двигателю. Кроме того, учитывая ее положение, она не мешает обработке акустического ослабления и не снижает эффективности упомянутой обработки. Наконец, вставки 74 обеспечивают прохождение потоков усилий между воздухозаборником и двигателем.

Вставки 74 устанавливают в сквозные отверстия панели ослабления волн, формы которых подогнаны к формам вставок 74 для фиксации упомянутых вставок относительно панели 66.

Предпочтительно вставки 74 содержат сквозное отверстие 76 для прохождения средств 78 соединения в виде стержня, выполненного с возможностью обеспечения соединения между воздухозаборником и двигателем.

Эта конструкция позволяет получить простое и эффективное удержание панели ослабления волн и ограничить дополнительную полетную массу, при этом средства 78 обеспечивают соединения между воздухозаборником и двигателем, а также между панелью ослабления волн и остальной частью гондолы.

Согласно вариантам средства 78 соединения выполнены в виде болтов, заклепок или аналогичных средств, содержащих стержень с двумя упорами с одной и другой стороны, выполненными с возможностью прижимать друг к другу воздухозаборник и двигатель и удерживать панель 66 ослабления волн.

Вставки 74 отстоят друг от друга и предпочтительно распределены по окружности гондолы и расположены напротив отверстий 62.

Согласно другому отличительному признаку форму вставок 74 определяют таким образом, чтобы увеличить момент инерции упомянутых вставок в радиальной плоскости. Этот тип профиля позволяет воспринимать возможные моменты сил и ограничивать влияние вставок на обработку волн, при этом наибольший размер находится в радиальном направлении, чтобы вставки взаимодействовали лишь с ограниченным числом ячеек ячеистой структуры 70.

Согласно вариантам вставка 74 может иметь постоянное сечение в продольном направлении и иметь призматическое (квадратное или прямоугольное) сечение, как показано на фиг.5С, овальное сечение, как показано на фиг.5В, с наибольшим размером в радиальном направлении или удлиненное сечение с двумя лепестками 80, расположенными симметрично относительно отверстия 76 в радиальном направлении, как показано на фиг.5А.

Согласно другому варианту выполнения, показанному на фиг.4, вставка 74 имеет сечение с центральной частью в виде цилиндра с цилиндрическим отверстием 76, а также две Т-образные формы, расположенные симметрично, при этом ножка Т соединена с центральной частью.

Форму вставки определяют в зависимости от конструктивных требований.

Согласно первому варианту, ячейки ячеистой структуры 70 ограничены стенками, по существу параллельными между собой, как показано на фиг.6А.

В варианте формы ячеек ячеистой структуры 70 можно подогнать таким образом, чтобы ограничивать влияние вставок на обработку волн.

Согласно вариантам, показанным на фиг.6В и 6С, стенки ячеек ячеистой структуры, взаимодействующих со вставками, имеют формы, расширяющиеся таким образом, чтобы уменьшить размер сечения ячеек, взаимодействующих со вставкой, на уровне слоя 68.

Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.6В, сечение ячейки, взаимодействующей со вставкой 74, изменяется постепенно от слоя 68, проницаемого для волн, до непроницаемого слоя 72.

Согласно другому варианту выполнения, показанному на фиг.6С, ячейка, взаимодействующая со вставкой, может иметь сечение, которое изменяется по некоторой толщине от меньшего или нулевого сечения на уровне слоя 68, проницаемого к волнам, до сечения, позволяющего разместить вставку и сохранить это сечение постоянным до непроницаемого слоя 72.

1. Гондола летательного аппарата, содержащая воздухозаборник (40), позволяющий направлять воздушный поток (42) в сторону двигателя (44), при этом упомянутый воздухозаборник (40) содержит внутренний канал (48), образующий аэродинамическую поверхность (52), находящуюся в контакте с воздушным потоком (42), продолженную в заднем направлении аэродинамической поверхностью (54) канала (56) двигателя, при этом упомянутая гондола содержит панель (66) ослабления волн, предназначенную для ограничения или предотвращения распространения, по меньшей мере, одной волны, создаваемой во время помпажа двигателя, и содержащую слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способный пропускать упомянутую, по меньшей мере, одну волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, по меньшей мере, одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72), отличающаяся тем, что упомянутую панель ослабления (66) волн помещают между воздухозаборником (40) и двигателем (44), и упомянутый слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), обеспечивает непрерывность аэродинамических поверхностей (52, 54), расположенных на входе и на выходе, и тем, что упомянутая панель ослабления волн содержит вставки (74), выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы упомянутая панель (66) ослабления волн не была раздавлена.

2. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что вставки (74) содержат сквозное отверстие (76) для прохождения средств (78) соединения, выполненных с возможностью обеспечения соединения между воздухозаборником и двигателем.

3. Гондола летательного аппарата по п.1 или 2, отличающаяся тем, что вставки (74) устанавливают в сквозные отверстия панели ослабления волн, формы которых подогнаны к формам вставок (74) для фиксации упомянутых вставок относительно панели (66) ослабления волн.

4. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что вставки (74) имеют форму, позволяющую увеличить момент инерции упомянутых вставок в радиальной плоскости.

5. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что вставки (74) имеют постоянное овальное сечение с двумя расположенными симметрично лепестками (80).

6. Гондола летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что вставки (74) имеют постоянное сечение с центральной частью в виде цилиндра с цилиндрическим отверстием (76), а также две Т-образные формы, расположенные симметрично, при этом ножка Т соединена с центральной частью.

7. Гондола летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что стенки ячеек ячеистой структуры, взаимодействующие со вставками (74), имеют формы, расширяющиеся таким образом, чтобы уменьшить размер сечения упомянутых ячеек на уровне слоя (68), находящегося в контакте с воздушным потоком.

8. Гондола летательного аппарата по п.7, отличающаяся тем, что сечение ячейки, взаимодействующей со вставкой (74), изменяется постепенно от слоя (68), находящегося в контакте с воздушным потоком, до непроницаемого слоя (72).

9. Гондола летательного аппарата по п.7, отличающаяся тем, что ячейки, взаимодействующие со вставкой, имеют сечение, которое изменяется по некоторой толщине от меньшего или нулевого сечения на уровне слоя (68), находящегося в контакте с воздушным потоком, до сечения, позволяющего разместить вставку и сохранить это сечение постоянным до непроницаемого слоя (72).



 

Похожие патенты:

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 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, более конкретно к передней кромке летательного аппарата. .

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 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.

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 летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх