Способ закрывания подвижного элемента гондолы

Авторы патента:


Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы
Способ закрывания подвижного элемента гондолы

 


Владельцы патента RU 2521110:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу закрывания подвижного элемента гондолы. Способ закрывания подвижного элемента (1) содержит следующие этапы: посредством силового цилиндра смещают закрываемый подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра, затем посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода. Технический результат заключается в упрощении процесса закрытия капота и в снижении веса устройства закрытия капота. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к устройству для закрывания подвижного капота гондолы турбореактивного двигателя и к гондоле, снабженной указанным устройством.

Как известно, гондола двигателя летательного аппарата содержит по меньшей мере один капот, перемещаемый между рабочим положением, в котором указанный капот закрывает собой секцию или часть гондолы и/или турбореактивного двигателя, и положением техобслуживания, в котором капот отведен от гондолы с открытием при этом доступа к указанной секции или части, что позволяет выполнять технические работы внутри гондолы или на турбореактивном двигателе, в частности ремонтные работы.

Известны, в частности, капоты указанного типа, размещенные в области средней части гондолы, охватывающей вентилятор турбореактивного двигателя, обычно с возможностью открывания наподобие заслонки.

Учитывая большой вес таких капотов, особенно капотов крупных гондол, используемых на самолетах Airbus А380, необходимо предусмотреть вспомогательные средства открывания капота.

Подобные вспомогательные средства, представляющие собой автоматические системы управления капотом (АСУК), часто обозначаемые в английском языке аббревиатурой PCOS, содержат обычно по меньшей мере один управляемый гидравлический или электрический цилиндр, используемый для открывания или закрывания капота.

На взаимодействующем с капотом конце такого известного цилиндра имеется устройство холостого хода, обеспечивающее возможность небольшого дополнительного смещения конца указанного цилиндра при заданном выдвигании цилиндра.

Устройство холостого хода предназначено: во-первых, для предотвращения передачи сжимающих/растягивающих усилий на цилиндр во время полета, когда капот претерпевает деформации, обусловленные особыми профилями давления; во-вторых, для обеспечения легкости ручного закрывания капота по окончании работ по техобслуживанию, несмотря на наличие трения, возникающего вследствие погрешностей размеров различных взаимодействующих деталей.

Кроме того, обычно предусмотрено использование стойки или упора, позволяющих зафиксировать капот в открытом положении и снять с силового цилиндра часть нагрузки капота. Такой упор устанавливается техником вручную и удаляется непосредственно перед закрыванием капота.

Таким образом, очевидно, что во время закрывания вес подвижного капота способствует работе силового цилиндра.

Если же подвижный капот установлен с возможностью прямолинейного перемещения по существу вдоль осевого направления гондолы, подобно, например, подвижному капоту воздухозаборника гондолы, вес капота закрыванию не способствует.

Закрывание подвижного капота содержит два этапа: этап собственно закрывания капота и этап окончательной фиксации капота посредством функционально связанных с ним устройств фиксации.

На этапе закрывания, соответствующему примерно 98% длины хода силового цилиндра, для обеспечения прямолинейного перемещения подвижного капота достаточно приложения относительно малых усилий, как правило около ста даН. При этом на этапе фиксации, соответствующем примерно двум оставшимся процентам длины хода силового цилиндра, для сжатия, например прокладок, необходимо приложить значительно большие усилия, как правило около 800 даН.

Таким образом, размеры указанного по меньшей мере одного силового цилиндра приходится подбирать с учетом обеспечения в конце максимальной движущей силы, при том что указанную движущую силу необходимо приложить только на малом участке хода указанного по меньшей мере одного силового цилиндра.

Это приводит к утяжелению узла, что неблагоприятно сказывается на полетных характеристиках.

Задачей изобретения является, в частности, устранение указанных недостатков. Для решения этой задачи предлагается способ закрывания подвижного элемента, приводимого в действие по меньшей мере одним приводом с силовым цилиндром, снабженным устройством обеспечения холостого хода в конце хода, причем указанный капот функционально связан по меньшей мере с одним устройством фиксации; при этом указанный способ содержит следующие этапы:

посредством силового цилиндра смещают закрывающийся подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра; посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода.

Таким образом, за счет использования холостого хода силового цилиндра для завершения закрывания подвижного элемента посредством устройств фиксации обеспечена возможность уменьшения размеров и, соответственно, веса силового цилиндра, поскольку для создания необходимых для закрытия конечных усилий, то есть усилий, обеспечивающих сжатие прокладок, использование силового цилиндра уже не требуется.

Если обратиться к приведенному выше примеру с конкретными числовыми значениями, размеры силового цилиндра можно подобрать с учетом обеспечения усилия в несколько сот даН, что будет достаточно для перемещения капота по основной части длины его хода; при этом необходимые для окончательного закрытия 800 даН будут обеспечены устройствами фиксации.

Фактически устройства фиксации должны, как правило, обеспечивать предварительное нагружение, для чего требуется примерно по 400 даН на каждый фиксатор, и выполнены с расчетом обеспечения такого усилия. Учитывая, что в общем случае подвижный капот гондолы снабжен четырьмя фиксаторами, посредством фиксаторов будет обеспечено 1600 даН. Таким образом, очевидно, что фиксаторы в состоянии обеспечить усилия, необходимые для осуществления конечного этапа закрытия капота. То есть, использование фиксаторов и для выполнения указанного конечного этапа избавляет от необходимости установки излишне габаритного силового цилиндра.

Предпочтительно, чтобы дополнительно способ содержал этап фиксации капота посредством фиксаторов.

Целесообразно использовать подвижный элемент, перемещаемый в прямолинейном направлении.

Предпочтительно использовать подвижный элемент, представляющий собой капот гондолы турбореактивного двигателя.

Предпочтительно также использовать подвижный капот, представляющий собой капот для техобслуживания воздухозаборника гондолы.

Целесообразно использовать в качестве привода электромеханический привод.

Кроме того, объектом настоящего изобретения является гондола турбореактивного двигателя, содержащая по меньшей мере один подвижный капот, снабженный по меньшей мере одним приводом с устройством обеспечения холостого хода и функционально связанный по меньшей мере с одним устройством фиксации указанного капота, отличающаяся тем, что указанное устройство фиксации выполнено с возможностью перемещения подвижного капота по конечному участку длины его хода закрывания с использованием заявляемого способа, с обеспечением в результате закрытия капота.

Остальные признаки и преимущества заявляемого изобретения раскрыты в следующем ниже описании, приводимом со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых:

фиг.1-4 иллюстрируют этапы заявляемого способа закрывания подвижного капота гондолы при наличии вспомогательных внешних усилий, в соответствии с первым вариантом изобретения;

фиг.5-8 иллюстрируют этапы заявляемого способа закрывания подвижного капота гондолы при наличии противодействующих внешних усилий, в соответствии со вторым вариантом изобретения.

Гондола турбореактивного двигателя (не показана) образует трубчатый кожух турбореактивного двигателя для создания направленной циркуляции генерируемых двигателем воздушных потоков с формированием при этом внутренних и наружных линий тока, обеспечивающих оптимальные эксплуатационные характеристики.

При этом в гондоле размещены различные узлы, необходимые для функционирования турбореактивного двигателя, а также некоторые вспомогательные системы, такие как реверсоры тяги.

Если говорить точнее, гондола содержит: переднюю часть, образующую воздухозаборник; среднюю часть, охватывающую вентилятор; и заднюю часть, которая охватывает турбореактивный двигатель и в которой может размещаться система реверса тяги.

Дополнительно гондола содержит по меньшей мере один подвижный капот, позволяющий проводить работы по техобслуживанию и обеспечивающий возможность доступа к внутренней части гондолы.

Если говорить точнее, переднюю часть можно снабдить по меньшей мере одним таким подвижным капотом 1, образованным наружной панелью и содержащим кромку воздухозаборника, установив при этом указанный капот 1 с возможностью прямолинейного перемещения по существу вдоль осевого направления гондолы.

Посредством одного или нескольких силовых цилиндров 2, предпочтительно электромеханического типа, подвижный капот 1 можно перемещать в прямолинейном направлении между закрытым положением, обеспечивающим непрерывность линий тока, и открытым положением, обеспечивающим возможность доступа внутрь воздухозаборной части гондолы.

При этом указанный подвижный капот 1 функционально связан с устройствами фиксации (не показаны), обеспечивающими удержание капота в закрытом положении и соединение капота со средней частью.

Для осуществления заявляемого способа силовые цилиндры 2 снабжены устройствами 4 обеспечения холостого хода, образующими часть, свободно перемещаемую в прямолинейном направлении относительно силового цилиндра 2. Указанное устройство 4 можно функционально связать с упругим возвратным средством 5, удерживающим устройство 4 в убранном относительно силового цилиндра 2 положении. Разумеется, что выбор в качестве начального положения устройства убранного или выдвинутого относительно цилиндра положения зависит от направления сборки силового цилиндра 2, а также от направления прямолинейного перемещения капота 1, соответственно изображение устройства в убранном положении приведено лишь в качестве примера.

Фиг.1-4 иллюстрируют первый вариант осуществления заявляемого способа закрывания при воздействии на подвижный капот 1 вспомогательных усилий (например, ветра).

Сначала (см. фиг.1) подвижный капот 1 посредством силовых цилиндров 2 закрывают примерно на 98% длины его хода закрывания. Вспомогательные силы толкают устройство 4 обеспечения холостого хода в убранное относительно корпуса силового цилиндра 2 положение.

Затем (фиг.2) капот входит в область выполнения центровки и сжатия прокладки 6, где необходимые для закрытия капота усилия больше усилий, развиваемых силовым цилиндром 2.

В результате на оставшихся 2% завершение (фиг.3) обратного хода силового цилиндра происходит отдельно и сопровождается выдвиганием относительно силового цилиндра устройства 4 обеспечения холостого хода. Фактически силовой цилиндр выполнен с возможностью сжатия упругого возвратного средства 5, однако не рассчитан на преодоление усилий центровки и сжатия. Вследствие этого капот 1 остается неподвижным.

Разумеется, что при использовании капота 1 без прокладки 6 будет достаточно только силовых цилиндров.

Завершают закрытие (фиг.4) посредством устройств фиксации. При этом происходит возвращение устройства обеспечения холостого хода в положение, в котором указанное устройство по меньшей мере частично убрано относительно цилиндра.

Фиг.5-8 иллюстрируют второй вариант осуществления заявляемого способа закрывания при воздействии на подвижный капот 1 противодействующих сил (например, трения).

Сначала (см. фиг.5), как и в первом варианте, подвижный капот 1 закрывают посредством силовых цилиндров 2 примерно на 98% длины его хода закрывания. За счет противодействующих сил происходит выдвигание устройства 4 обеспечения холостого хода относительно силового цилиндра 2, сжимающего пружину 5.

Затем (фиг.6) капот входит в область автоматического закрытия капота, где на капот уже не воздействуют противодействующие усилия, обусловленные, например, ветром, соответственно происходит прижатие капота к прокладкам 6, при этом усилия, необходимые для закрытия капота, превосходят усилия, развиваемые силовым цилиндром 2.

В результате на оставшихся 2% завершение обратного хода силового цилиндра происходит (фиг.7) отдельно, при этом устройство 4 обеспечения холостого хода остается выдвинутым относительно силового цилиндра.

Завершают закрытие (фиг.8) посредством устройств фиксации. При этом происходит возврат устройства обеспечения холостого хода в положение, в котором указанное устройство по меньшей мере частично убрано относительно цилиндра.

Разумеется, что описанные выше и проиллюстрированные чертежами варианты изобретения приведены исключительно в качестве примеров и ни в коей мере не могут ограничивать объем правовой защиты настоящего изобретения.

1. Способ закрывания подвижного элемента (1), приводимого в действие по меньшей мере одним приводом (2) с силовым цилиндром, снабженным устройством (4) обеспечения холостого хода в конце хода, причем указанный капот функционально связан по меньшей мере с одним устройством фиксации; при этом указанный способ содержит следующие этапы:
посредством силового цилиндра смещают закрываемый подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра;
посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что дополнительно содержит этап фиксации подвижного элемента (1) посредством фиксаторов.

3. Способ по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что используют подвижный элемент (1), перемещаемый в прямолинейном направлении.

4. Способ по любому из пп.1-2, отличающийся тем, что используют подвижный элемент, представляющий собой капот (1) гондолы турбореактивного двигателя.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что используют подвижный капот (1) представляющий собой капот для техобслуживания воздухозаборника гондолы.

6. Способ по любому из пп.1-2, 5, отличающийся тем, что в качестве привода (2) используют электромеханический привод.

7. Гондола турбореактивного двигателя, содержащая по меньшей мере один подвижный капот (1), снабженный по меньшей мере одним приводом (2) с устройством (4) обеспечения холостого хода и функционально связанный по меньшей мере с одним устройством фиксации указанного капота, отличающаяся тем, что указанное устройство фиксации выполнено с возможностью перемещения подвижного капота по конечному участку длины его хода закрывания с использованием способа по любому из пп.1-6, с обеспечением в результате закрытия капота.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к гондоле (1) турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборную секцию (4), предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель (40), объединенную с входной кромкой (4а); среднюю секцию (5), охватывающую указанный вентилятор.

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.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для центрирования воздухозаборной секции относительно средней секции гондолы. Устройство содержит центрирующий штырь (52), установленный в держателе (54), закрепленном на подвижной секции (4) или на неподвижной секции (5), причем центрирующий штырь (52) имеет центральную ось (56), и приемное отверстие (60), предусмотренное в опорной планке (62), закрепленной на неподвижной секции (5) или на подвижной секции (4), причем указанное приемное отверстие (60) выполнено с возможностью ввода в него центрирующего штыря (52).

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику (4) для гондолы турбореактивного двигателя. Воздухозаборник содержит внешнюю панель (40), внутреннюю панель (41) и воздухозаборную кромку (4a), которая снабжена внутренней стенкой (70), вводимой в контакт с воздушным потоком, поступающим в турбореактивный двигатель, а также перегородку (45), отделяющую воздухозаборную кромку (4a) от остальной части гондолы (1).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжающийся в верхней части жестко соединенной с пилоном частью (14), называемой козырьком, и дверцу (16) с изогнутым профилем.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжаемый в верхней части козырьком, и дверцу с изогнутым профилем, а также устройство для придания жесткости.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству капотирования гондолы двигателя летательного аппарата. Устройство капотирования образовано одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), симметричными по отношению к упомянутой симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8а, 8b) запирания.

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а).

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для установки на воздушное судно. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводной системе, предназначенной для приведения в действие множества исполнительных механизмов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17) гондолы (1) летательного аппарата. Приводная система содержит по меньшей мере два двигателя (16) для приведения в действие указанных исполнительных механизмов (15), причем управление и питание указанных двух двигателей (16) осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками управления (33, 35), причем исполнительные механизмы (15) механически соединены друг с другом посредством механической передачи (37). Технический результат заключается в повышении надежности работы приводной системы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле (1) турбореактивного двигателя, включающей в себя внешнюю конструкцию, содержащую кольцевую кромку (7), а также капот (9), и неподвижную внутреннюю конструкцию (19), проходящую по линии продолжения воздухозаборника и имеющую участок, снабженный узлом оборудования. Внешняя конструкция выполнена с возможностью перемещения относительно внутренней конструкции между рабочим положением, в котором капот (9) закрывает участок, снабженный узлом оборудования, и положением техобслуживания, в котором капот (9) открывает участок с обеспечением доступа снаружи к этому узлу оборудования. Кроме того, внешняя конструкция снабжена по меньшей мере одной усиливающей балкой (10), установленной с возможностью передачи усилий между кольцевой кромкой (7) и капотом (9), причем балка (10) проходит в радиальной плоскости (P) воздухозаборника от внешней конструкции к внутренней конструкции и содержит направляющие средства (17), выполненные с возможностью взаимодействия с ответными направляющими средствами (22, 23) внутренней конструкции. Направляющие средства (17) балки (10) и ответные направляющие средства (23) внутренней конструкции сдвинуты относительно радиальной плоскости (P), в которой проходит балка (10). Технический результат заключается в увеличении прочности конструкции гондолы и упрощении доступа к узлам оборудования, размещенным внутри гондолы. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23). Узел (А) воздухозаборника содержит конструкцию (1) воздухозаборника, которая имеет кромку (7) воздухозаборника и звукопоглощающий кожух (11), расположенный между указанной кромкой (7) воздухозаборника и верхним по потоку краем указанной обшивки (25). Указанный кожух (11) соединен с корпусом (23) вентилятора только за счет того, что он вставлен в корпус (23) вентилятора. Достигается снижение веса звукопоглощающего кожуха и всей силовой установки, облегчается техническое обслуживание и ремонт. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям мотогондол и реверсивных устройств двухконтурных турбореактивных двигателей. Гондола летательного аппарата содержит опорную конструкцию (100, 110, 200, 300, 400, 500), снабженную устройством реверса тяги, имеющим несущую раму (45, 201, 301, 401, 501), выполненную из композитного материала. Несущая рама имеет, по существу, разомкнутое поперечное сечение, снабженное по меньшей мере одним элементом жесткости. Несущая рама (45, 201, 301, 401, 501) изготовлена по технологии формования посредством инфузии смолы, в частности методом трансферного формования смолы (RTM). Опорная конструкция (100, 110, 200, 300, 400, 500) содержит по меньшей мере одно направляющее средство (5, 7), в частности, типа рельса для установки подвижного капота устройства реверса тяги с возможностью скольжения. Опорная конструкция (100, 110, 200, 300, 400, 500) связана с частью панели (15) неподвижной внутренней конструкции (17) обтекателя турбореактивного двигателя. Достигается возможность снижения веса несущей рамы с сохранением прочностных характеристик по сравнению с замкнутыми конструкциями из композитных материалов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам крепления гондол авиационных двигателей. Узел удержания зоны сопряжения неподвижной наружной конструкцией гондолы и картера турбореактивного двигателя содержит два выступа, являющихся частями переднего по потоку конца неподвижной наружной конструкции и заднего по потоку конца картера. Выступы выполнены с возможностью размещения в соприкосновении друг с другом. Узел удержания также содержит два полукольца, образованных стенкой, ограничивающей углубление. Форма углубления обеспечивает возможность ввода в него указанных выступов, когда картер и неподвижная наружная конструкция установлены встык друг с другом. Выступы в указанном углублении удерживаются упорным средством. Достигается уменьшение времени техобслуживания, облегчение его проведения, сведение к минимуму числа необходимых компонентов и затрат. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 31 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции. Средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы. Указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит кожух вентилятора, переднюю раму, средство отклонения потока, реверсор тяги и усиливающую конструкцию. Передняя рама выполнена с возможностью установки за указанным кожухом вентилятора и возможностью взаимодействия с капотом реверсора тяги также поддерживает по меньшей мере одно средство отклонения потока. Реверсор тяги установлен с возможностью скольжения из закрытого положения с перекрытием средства отклонения потока в открытое положение с открытием этого средства отклонения, обеспечивая возможность отклонения потока. Усиливающая конструкция расположена вдоль продольной оси гондолы и выполнена с возможностью установки на ней третьей линии защиты и/или удерживающего устройства между передней рамой и капотом реверса тяги. Достигается повышение уровня надежности и безопасности эксплуатации гондолы двигателя. 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам авиационных двигателей. Узел авиационного двигателя содержит первое и второе кольца и первый и второй соединительные фланцы. Первый соединительный фланец содержит участок, образующий плоскую поверхность, проходящую в радиальном направлении относительно первого кольца. Зона соединения между первым кольцом и первым соединительным фланцем смещена от указанной плоской поверхности на расстояние, обеспечивающее гашение вызывающего сдвиг изгибающего момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо. Достигается повышение механической прочности внутренней стенки воздухозаборника. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам для турбореактивных двигателей. Гондола для двухконтурного двигателя содержит переднюю, среднюю и заднюю секции, наружную конструкцию с, по меньшей мере, одним капотом, смонтированным на внутренней конструкции, и, по меньшей мере, одну первую и одну вторую панели. Первая панель смонтирована на внутренней конструкции с одной стороны гондолы для осуществления физического взаимодействия с элементом крыла, упомянутая панель предназначена для ограничения физического взаимодействия между упомянутым капотом и упомянутым элементом крыла в режиме реверса тяги. Вторая панель смонтирована на внутренней конструкции с другой стороны гондолы, упомянутая панель предназначена для максимального увеличения объема воздуха, выпускаемого с данной другой стороны гондолы в режиме реверса тяги. Достигается возможность увеличения доступной поверхности для воздушного потока, выпускаемого в процессе реверса тяги. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 28 ил.
Наверх