Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета "летающее крыло" и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой



Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой
Моторный летательный аппарат, прежде всего выполненный в виде самолета летающее крыло и/или самолета с малой радиолокационной сигнатурой

 


Владельцы патента RU 2562463:

Эйрбас Дифенс энд Спейс ГмбХ (DE)

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам с корпусом и фюзеляжем в виде крыла. Летательный аппарат содержит, по меньшей мере, один канал для тягового потока, проходящий сквозь корпус от направленного вперед воздухозаборника на поверхности корпуса через реактивный двигатель к реактивному соплу на поверхности корпуса. Реактивный двигатель, по меньшей мере, частично расположен перед воздухозаборником. Воздухозаборник имеет изогнутые участки для подачи тягового потока к двигателю. Достигается понижение вероятности обнаружения летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Настоящее изобретение относится к моторному летательному аппарату согласно ограничительной части п.1 формулы изобретения, то есть с корпусом фюзеляжа и крыльев, реактивным двигателем и по меньшей мере одним каналом для тягового потока, который проходит от направленного вперед на поверхности корпуса воздухозаборника через реактивный двигатель сквозь корпус к выходящему назад на поверхности корпуса реактивному соплу.

В качестве примеров летательных аппаратов такого вида здесь можно указать стратегический бомбардировщик дальнего действия «Northrop B-2 Spirit» (фиг.1), а также беспилотные экспериментальные боевые самолеты (по-английски: unmanned combat air vehicle, UCAV) «Boeing X-45» (фиг.2) и «Northrop Grumman X-47 Pegasus» (фиг.3). Вышеупомянутые наименования летательных аппаратов и изображения (фиг.1-3) были обнаружены в Интернете при проведении поиска в мае 2010 года.

Летательные аппараты такого рода известны также из патентных публикаций WO 2006/049553 A1, FR 2888211 А1 и WO 2006/049555 А1.

Общим для указанных выше лишь в качестве примера летательных аппаратов является то, что они имеют две связанные между собой особости, а именно, во-первых, более или менее «минималистскую» форму корпуса фюзеляжа и крыльев (в соответствии с так называемым принципом самолета «летающее крыло»), а во-вторых, малую радиолокационную сигнатуру.

Малая радиолокационная сигнатура, то есть низкая вероятность обнаружения летательного аппарата с помощью радара, может быть обеспечена или же улучшена, например, за счет энергопоглощающей окраски, энергопроводящих уплотнений стыков внешней обшивки, меньшего количества и больших по размеру, вместо многих малых съемных или откидных панелей, открывающих доступ к требующим частого обслуживания узлам, размещения грузов в расположенных внутри шахтах вместо наружных грузов и других мер.

Прежде всего, летательный аппарат, который должен иметь лишь очень малую радиолокационную сигнатуру, должен иметь очень простую внешнюю геометрию с предотвращением или же целенаправленной ориентацией поверхностей и кромок корпуса. Неблагоприятно расположенные поверхности, такие как, например, ориентированные вертикально поверхности киля, вызывают так много радиолокационного обратного рассеяния, что крайне малая сигнатура более не является достижимой. По этой причине относительно малой радиолокационной сигнатуры получается явное преимущество при форме корпуса фюзеляжа и крыльев, которая, по меньшей мере, приблизительно следует принципу самолета «летающее крыло» и тем самым не имеет особо выраженного фюзеляжа или же имеет плавный переход между фюзеляжем и крыльями.

Особо благоприятной с точки зрения сигнатуры основной геометрией представляется конфигурация «дельта» с определенной стреловидностью по задней кромке, которая не имеет явно выраженного фюзеляжа и по возможности должна быть развертываемой. Правда, рассматривается и задняя кромка с зубцами, такая как, например, при корпусе с крыльями в так называемой конфигурации «лямбда» (ср., например, фиг.1 и фиг.2). Однако при такой конфигурации «лямбда» уже получается некоторое ухудшение относительно радиолокационной сигнатуры. Поэтому для достижения экстремально малой радиолокационной сигнатуры простая конфигурация «дельта» (ср., например, фиг.3) является значительно лучшим решением.

Поясненная выше и благоприятная, если не обязательная, для достижения малой радиолокационной сигнатуры форма или же основная геометрия корпуса летательного аппарата (прежде всего, показанного на фиг.3 вида) в большинстве случаев имеет недостаток серьезно ухудшенных полетных свойств, вплоть до аэродинамически нестабильного поведения в полете. Подоплекой является то, что при этих формах корпуса так называемая аэродинамическая точка нейтральности при рассмотрении в направлении полета расположена относительно далеко впереди. С учетом того требования, что массовый центр тяжести летательного аппарата при этом тоже должен находиться относительно далеко впереди, трудно хорошо использовать (имеющийся в распоряжении с избытком, прежде всего в задней области) объем корпуса летательного аппарата, так как передние области пришлось бы заполнять, по возможности, компонентами высокой плотности (такими как, например, двигателем (двигателями), орудийными шахтами, оборудованием, топливным баком (баками) и т.п.), а задние области пришлось бы заполнять компонентами меньшей плотности (как, например, воздуховодами, сопловыми трубами и т.п.). Однако на практике это так просто, так как для этого в передней области корпуса слишком мало места, и отдельные компоненты, разумеется, не могут быть абсолютно, как угодно распределены в корпусе.

Связанная с этим особая проблема в известных летательных аппаратах указанного вначале вида возникает в отношении привода посредством проходящего, исходя из воздухозаборника, через реактивный двигатель сквозь корпус к реактивному соплу канала тягового потока.

В известных летательных аппаратах один или несколько этих каналов тягового потока проходят против направления полета через корпус летательного аппарата. Если же (относительно плотный) двигатель по указанным выше причинам располагается относительно далеко впереди, то в соответствии с этим воздухозаборник тоже находится относительно далеко впереди, что, однако, очень вредно для малой радиолокационной сигнатуры. В отношении малой радиолокационной сигнатуры, расположенные впереди воздухозаборники, являются в высшей степени проблематичным компонентом, так как образованные им полости склонны к тому, чтобы отражать падающие на них радиолокационные волны в очень широком аспектном диапазоне. «Брошенный» спереди на двигатель «радиолокационный взгляд» является критичным еще и потому, что вращающиеся компоненты двигателя приводят к модуляции отраженного радиолокационного сигнала и таким образом могут обеспечить обнаружение летательного аппарата (вместе с идентификацией типа летательного аппарата).

Еще одной проблемой, присущей воздухозаборникам, является то, что под углами увода они производят боковую силу, которая зависит от формы воздухозаборника и массового расхода примыкающего канала для тягового потока. Таким образом, прежде всего, встроенные относительно далеко впереди воздухозаборники в полете со скольжением производят дестабилизирующий летательный аппарат момент рыскания, который должен быть как-нибудь компенсирован и, прежде всего, при отсутствующем киле может приводить к серьезным проблемам относительно полетной устойчивости.

Задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы в летательном аппарате указанного вначале вида обеспечить большую конструктивную свободу относительно формы корпуса, прежде всего обеспечить корпус по типу самолета «летающее крыло» с улучшенными по сравнению с известными летательными аппаратами полетными свойствами, и/или достигнуть уменьшения радиолокационной сигнатуры летательного аппарата.

Летательный аппарат согласно изобретению отличается тем, что, по меньшей мере, часть реактивного двигателя, прежде всего весь реактивный двигатель, расположен, при рассмотрении в направлении полета, перед воздухозаборником, а канал для тягового потока имеет подходящим для этого образом выполненные и расположенные изогнутые участки.

Основная идея изобретения состоит в том, чтобы отказаться от традиционного относительного расположения воздухозаборника и реактивного двигателя и «разъединить» положения этих компонентов. По сравнению с обычными летательными аппаратами в летательном аппарате согласно изобретению реактивный двигатель смещен вперед и/или воздухозаборник смещен назад.

Благодаря этому благоприятным образом массовый центр тяжести летательного аппарата может быть смещен вперед, что, прежде всего, для корпуса фюзеляжа и крыльев с расположенным относительно далеко впереди аэродинамическим фокусом, повышает полетную устойчивость (или же уменьшает полетную неустойчивость). Таким образом, с помощью изобретения проблемы устойчивости таких конструкций корпуса становятся значительно менее острыми.

В соответствии с интересной в этом отношении формой осуществления, например, предусмотрено, что корпус по существу выполнен в форме самолета «летающее крыло». В более специальной конструктивной форме передние кромки крыльев проходят (предпочтительно соответственно по существу прямолинейно) с положительной стреловидностью (предпочтительно, по меньшей мере, 40°) до носовой части летательного аппарата, а задние кромки крыльев проходят (предпочтительно соответственно по существу прямолинейно) с отрицательной стреловидностью (предпочтительно в диапазоне от 10° до 30°) до хвостовой части летательного аппарата.

В принципе, согласно изобретению положения реактивного двигателя и воздухозаборника могут быть выбраны почти любыми или же могут быть адаптированы к желательным аэродинамическим свойствам и/или свойствам, относящимся к радиолокационной сигнатуре летательного аппарата. Тогда при заданных положениях реактивного двигателя и воздухозаборника может быть определен соединяющий эти компоненты канал для потока, а также соединяющий выход двигателя с реактивным соплом канал для потока. Точное прохождение этих каналов для потока в определенных пределах является свободно выбираемым. Принципиально должны быть учтены лишь положения воздухозаборника, реактивного двигателя и реактивного сопла в качестве «опорных точек» этих каналов для потока.

Поскольку, по меньшей мере, часть реактивного двигателя при рассмотрении в направлении полета летательного аппарата расположена перед воздухозаборником, канал для тягового потока должен иметь, по меньшей мере, два изогнутых участка для изменения направления потока.

По меньшей мере один изогнутый участок требует, чтобы подводить забираемый воздух на вход (например, ступень компрессора) реактивного двигателя. Если реактивный двигатель при этом предусмотрен в «нормальном монтажном положении», то есть с направлением тяги против направления полета, то в области этого канала для подводящего потока требуется уже два изогнутых участка. Еще один изогнутый участок может потребоваться в канале между реактивным двигателем и реактивным соплом, если реактивный двигатель смонтирован не точно в направлении полета (точнее говоря: встречно-параллельно желаемому направлению тяги).

Однако если реактивный двигатель ориентирован в «повернутом монтажном положении», то есть выходом двигателя (например, камерой сгорания, при определенных условиях, с форсажной камерой) вперед, то достаточно уже одного изогнутого участка, чтобы подводить забираемый воздух на вход двигателя. Правда, в этом случае требуется, по меньшей мере, второй изогнутый участок в канале для потока между выходом двигателя и реактивным соплом.

Подразумевается, что изогнутые участки (как и остальные участки) канала для тягового потока должны быть выполнены и расположены по возможности аэродинамически оптимальным образом, то есть с малым аэродинамическим сопротивлением.

В одной конструктивной форме предусмотрено, что по меньшей мере один, прежде всего все, изогнутые участки канала для тягового потока предусматривают изменение направления потока по существу на 180°. Сюда должны подпадать, прежде всего, углы отклонения в диапазоне от 160° до 200°, например в диапазоне от 170° до 190°. Изгиб реализованного изогнутым участком прохождения потока может быть предусмотрен одноосным или двухосным.

Другие преимущества изобретения получаются в результате возможного благодаря ему смещения положения воздухозаборника назад. Благодаря находящемуся между таким воздухозаборником и (расположенным относительно далеко впереди) реактивным двигателем и относительно легкому (мало плотному) каналу для потока создаются благоприятные условия для полезного смещения массового центра тяжести вперед. Кроме того, с помощью расположенных относительно далеко сзади воздухозаборников может стать менее острой упомянутая вначале проблематика создания нестабильных моментов рыскания. На случай, если воздухозаборник предусмотрен в середине поперечной протяженности летательного аппарата, аналогичное относится к, впрочем, возможно дестабилизирующему моменту пикирования.

В одной конструктивной форме предусмотрено, что поверхность корпуса имеет уменьшающую радиолокационную сигнатуру летательного аппарата форму. В этом отношении благоприятными являются, прежде всего, формы в соответствии с концепцией самолета «летающее крыло» и/или с крыльями геометрии (предпочтительно) «дельта» или (менее предпочтительно) «лямбда».

«Уменьшающая радиолокационную сигнатуру» форма должна присутствовать, прежде всего, в том случае, если, по меньшей мере, для (особо критичного) аспектного диапазона, то есть при «радиолокационном взгляде спереди» имеется сигнатура, которая соответствует площади радиолокационного обратного рассеяния менее 10%, прежде всего менее 1% той площади, которая получилась бы при обычной форме летательного аппарата таких же размеров и основной геометрии.

В этом отношении обеспечиваемое в соответствии с изобретением перемещение воздухозаборников назад дает еще одно серьезное преимущество, состоящее в том, что такие воздухозаборники, по меньшей мере, в переднем аспектном диапазоне могут быть обнаружены радаром с трудом, если вообще могут быть обнаружены. Кроме того, благодаря имеющемуся в форме прохода для потока забираемого воздуха изогнутому участку прямой взгляд радара на реактивный двигатель эффективно предотвращается и в том случае, если воздухозаборник является видимым со стороны радиолокационного прибора. Предусмотренный изобретением (по меньшей мере, один) изогнутый участок имеет в этом отношении в определенной мере дополнительную пользу.

В одной конструктивной форме предусмотрено, что воздухозаборник при рассмотрении в направлении полета расположен за массовым центром тяжести летательного аппарата и/или за геометрическим центром поверхности рассматриваемого сверху контура корпуса. За счет этого могут быть получены особо большие преимущества относительно полетной устойчивости и низкой радиолокационной сигнатуры.

В одной конструктивной форме предусмотрено, что горловина воздухозаборника на своей внешней стороне ограничена сужающейся вперед, например оканчивающейся острием, областью корпуса. Это представляет собой, во-первых, иногда благоприятную для низкой радиолокационной сигнатуры воздухозаборника форму. Кроме того, эта форма может иметь аэродинамические преимущества в расчете на как можно более эффективный воздухозаборник. Расширяющаяся назад область корпуса дает некоторую «длину хода» для поступающего воздуха до того, как он достигнет, например, расположенного относительно близко за воздухозаборником изогнутого участка канала для тягового потока.

В одной конструктивной форме предусмотрено, что канал для тягового потока, по меньшей мере, отчасти выполнен двойным, симметрично вертикальной продольной средней плоскости корпуса. В качестве альтернативы «двойному» исполнению во внимание принимается и тройное, четверное и т.д. исполнение.

В одном конструктивном варианте несколько каналов для тягового потока, включая соответствующие воздухозаборники, реактивные двигатели и, возможно, реактивные сопла, расположены полностью отдельно друг от друга.

В другом конструктивном варианте по меньшей мере один воздухозаборник и по меньшей мере один участок канала для потока и/или по меньшей мере один реактивный двигатель и/или по меньшей мере одно реактивное сопло используются как общий компонент для двух (или нескольких) таких каналов для тягового потока. Это может быть простым образом реализовано посредством соответствующим образом расположенных разветвлений и/или соединений в области каналов для потока.

В соответствии с одной конструктивной формой канала для тягового потока (которых, как было пояснено выше, в летательном аппарате может быть размещено и несколько) он содержит:

- примыкающий к воздухозаборнику первый изогнутый участок для изменения направления потока,

- примыкающий к первому изогнутому участку и простирающийся в направлении полета первый продольный участок для направления потока в направлении полета,

- примыкающий к первому продольному участку второй изогнутый участок для изменения направления потока и

- примыкающий ко второму изогнутому участку и простирающийся против направления потока второй продольный участок для направления потока против направления полета.

При этом понятие «простирающийся в направлении полета участок» должно означать, что соответствующий участок перекрывает определенную дистанцию при рассмотрении в направлении полета. Для этого не обязательно требуется, чтобы соответствующий участок проходил (точно) параллельно направлению полета. Более того, возможным является и прохождение под углом к направлению полета или же продольному направлению летательного аппарата, при этом, однако, такой угол предпочтительно является относительно небольшим (например, меньше, чем 30°, прежде всего, меньше, чем 20°). В одной специальной конструктивной форме первый продольный участок и/или второй продольный участок проходит по существу прямолинейно. При этом в одном специальном усовершенствовании этой конструктивной формы канал для тягового потока имеет два изогнутых участка, которые предусматривают соответственно одно изменение направление потока примерно на 180° (например, в диапазоне от 170 до 190°).

Также и для конкретного расположения или же ориентации реактивного двигателя также имеются разные возможности. В одном предпочтительном конструктивном варианте вышеупомянутой конструкции с первыми и вторыми продольными участками и первыми и вторыми изогнутыми участками, например, предусмотрено, что первый продольный участок содержит реактивный двигатель. Преимущество по сравнению с расположением реактивного двигателя, например, на втором продольном участке состоит в том, что возникающие в прохождении за реактивным двигателем потери в потоке являются лучше «управляемыми» (компенсируемыми за счет более высокой мощности двигателя), чем потери в потоке или же большое аэродинамическое сопротивление перед входом двигателя.

В одной конструктивной форме предусмотрено, что, по меньшей мере, часть реактивного двигателя, прежде всего весь реактивный двигатель, при рассмотрении в направлении полета расположен перед массовым центром тяжести летательного аппарата и/или перед геометрическим центром поверхности рассматриваемого сверху контура корпуса. Это делает возможным особо далеко идущее улучшение полетных свойств при, впрочем, проблематичных формах корпуса фюзеляжа и крыльев.

Предпочтительным использованием летательного аппарата описанного здесь вида является использование в качестве беспилотного разведывательного и/или боевого самолета (UAV или же UCAV), прежде всего с очень сильно уменьшающей радиолокационную сигнатуру (например, более чем на 99%) геометрией корпуса.

Далее изобретение описывается на примерах осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи. Показано на:

Фиг.1: летательный аппарат (Northrop B-2 Spirit) согласно уровню техники,

Фиг.2: еще один летательный аппарат (Boeing X-45) согласно уровню техники,

Фиг.3: еще один летательный аппарат (Northrop Grumman X-47 Pegasus) согласно уровню техники,

Фиг.4: летательный аппарат согласно одному примеру осуществления изобретения,

Фиг.5: летательный аппарат согласно фиг.4 с выделенной деталью в виде сбоку,

Фиг.6: летательный аппарат согласно фиг.4 с выделенной деталью в виде сверху,

Фиг.7: схематическое изображение конструктивной геометрии каналов для тягового потока на летательном аппарате согласно фиг.4,

Фиг.8: соответствующее фиг.7 изображение модифицированного конструктивного примера,

Фиг.9: соответствующее фиг.7 изображение еще одного модифицированного конструктивного примера,

Фиг.10: соответствующее фиг.7 изображение еще одного модифицированного конструктивного примера.

На фиг.1-3 показаны некоторые примеры известных из уровня техники летательных аппаратов интересующего нас здесь вида.

Каждый из этих летательных аппаратов 1 содержит корпус 2 фюзеляжа и крыльев с поверхностью 3 корпуса. Кроме того, каждый летательный аппарат 1 содержит по меньшей мере один канал 4 для тягового потока, который проходит от направленного на поверхности 3 корпуса вперед (положительное направление х) воздухозаборника 5 через реактивный двигатель 6 сквозь корпус 2 к выходящему на поверхности 3 корпуса назад реактивному соплу 7.

Как видно на фиг.1-3, корпус 2 в каждом случае выполнен по типу самолета «летающее крыло» - с плавными переходами между едва различимым фюзеляжем и расположенными по обе стороны от него крыльями. Эта особая форма корпуса 2 служит более или менее резкому уменьшению радиолокационной сигнатуры соответствующего летательного аппарата 1. В этой связи значение также имеет необычная стреловидность по передней кромке и стреловидность по задней кромке или же W-образная зубчатость задней кромки (фиг.1 и фиг.2). Благодаря этому попадающие на летательный аппарат 1 спереди или сзади радарные волны отражаются не вперед или же назад, а в сторону (в очень узких угловых диапазонах). Однако для достижения экстремально малой радиолокационной сигнатуры, в общем, все остальные формы превосходит конфигурация «дельта» (фиг.3).

Нанесенные на фигурах системы координат обозначают направление полета или же продольное направление «х», поперечное направление «у» и вертикальное направление «z» соответствующего летательного аппарата.

Серьезная проблема на изображенном на фиг.3 летательном аппарате 1 (с основной формой «дельта») состоит в том, что так называемый аэродинамический фокус при рассмотрении в направлении полета (направлении х) расположен относительно далеко перед объемным центром тяжести. При этом положение аэродинамического фокуса обусловливается особой формой корпуса 2, в то время как положение массового центра тяжести решающим образом обусловлено размещением относительно плотных компонентов, таких как реактивный двигатель 6, и запасов топлива в средней и задней области корпуса. При этом следует подумать о том, что реактивный двигатель 6 должен быть расположен за соответствующим воздухозаборником 5, а воздухозаборник, в свою очередь, расположен не особо далеко впереди, так как иначе образованные этим воздухозаборником прерывания поверхности 3 корпуса были бы относительно хорошо обнаруживаемыми «брошенным» спереди на летательный аппарат 1 «радарным взглядом».

Видное на летательном аппарате 1 согласно фиг.1-3 расположение воздухозаборников 5 на верхней стороне соответствующего корпуса 2 хотя и приводит к их скрытию для радиолокационного излучения, которое, например, исходя из наземной радиолокационной станции, попадает на летательный аппарат 1 наклонно снизу, однако такое скрытие не получается для радиолокационного излучения, падающего горизонтально или наклонно сверху (например, испускаемого радиолокационной системой воздушного базирования).

Очень неблагоприятное для массового центра тяжести увеличение рассматриваемой в направлении х дистанции между воздухозаборником 5 и реактивным двигателем 6 на представленных летательных аппаратах 1 получается в результате того, что непосредственно за горловинами воздухозаборников 5 предусмотрены сифонообразно изогнутые области с относительно большой конструктивной длиной, чтобы предотвратить прямой радиолокационный взгляд на двигатель 6.

Следствием очень неблагоприятных полетных свойств летательного аппарата представленного вида являются нестабильности полета, которые, в упрощенном выражении, являются сравнимыми с нестабильностями полета дротика для игры в дартс, который был брошен «обратной стороной». В соответствии с этим, представленные летательные аппараты 1 падали бы, если бы положение в полете постоянно не корректировалось дорогостоящей авионикой. Для этого должны постоянно выдаваться соответствующие управляющие команды на предусмотренные для этого компоненты (например, регулируемые поверхности управления на крыльях).

Далее со ссылкой на фиг.4-10 описываются конструктивные примеры летательных аппаратов, улучшенных по сравнению с упомянутыми выше с точки зрения полетных свойств и/или с точки зрения малой радиолокационной сигнатуры.

На фиг.4 показан летательный аппарат 10 (например, беспилотный самолет), который, как уже описанные выше известные летательные аппараты, имеет корпус 12 фюзеляжа и крыльев с поверхностью 14 корпуса и по меньшей мере один канал для тягового потока, здесь два канала 16-1 и 16-2 для тягового потока.

Оба канала 16-1, 16-2 для тягового потока расположены симметрично вертикальной продольной средней плоскости корпуса 12. Поэтому в дальнейшем более точно поясняется только конструкция (левого) канала 16-1 для тягового потока. Другой (правый) канал 16-2 для тягового потока имеет такую же конструкцию.

Канал 16-1 для тягового потока проходит исходя из направленного на поверхности 14 корпуса вперед (направление х) воздухозаборника 18-1 через реактивный двигатель 20-1 к выходящему на поверхности 14 корпуса назад реактивному соплу 22-1.

Ссылочные обозначения в одной конструктивной форме многократно предусмотренных, но по своему действию аналогичных компонентов, как, например, упомянутых воздухозаборников, двигателей и т.д., имеют сплошную нумерацию (соответственно дополненную дефисом и номером по порядку). На отдельные из таких компонентов или на совокупность таких компонентов в дальнейшем ссылка делается и посредством недополненного ссылочного обозначения.

Особенность летательного аппарата 10 состоит в том, что реактивный двигатель 20-1 при рассмотрении в направлении х полета расположен пред(а не за) соответствующим воздухозаборником 18-1, а канал 16-1 для тягового потока имеет для этого соответствующим образом выполненные и расположенные изогнутые участки. В представленном конструктивном примере канал 16-1 для тягового потока содержит:

- примыкающий к воздухозаборнику 18-1 первый изогнутый участок 24-1 для изменения направления потока, при этом здесь предусмотрено одноосное изменение направления потока на 180°, в вертикальной плоскости x-z,

- примыкающий к первому изогнутому участку 24-1 и простирающийся в направлении полета (положительное направление х) первый продольный участок 26-1 для направления потока в направлении полета, при этом здесь предусмотрено прохождение более или менее точно в направлении х, и этот первый продольный участок 26-1 содержит реактивный двигатель 20-1, протяженность которого занимает по существу всю конструктивную длину участка 26-1,

- примыкающий к первому продольному участку 26-1 второй изогнутый участок 28-1 для изменения направления потока, при этом здесь тоже предусмотрено изменение направления на 180°, но в горизонтальной плоскости х-y,

- примыкающий ко второму изогнутому участку 28-1 и простирающийся против направления полета (отрицательное направление х) второй продольный участок 30-1 для направления потока против направления полета, при этом здесь, как для первого продольного участка, предусмотрено прохождение по существу точно (отрицательном) направлении х, так что оба продольных участка 26-1 и 30-1 при рассмотрении в поперечном направлении у проходят один рядом с другим и параллельно или же встречно-параллельно положительному направлению х.

Благоприятным образом массовый центр М тяжести летательного аппарата 10 находится относительно далеко впереди и тем самым близко к аэродинамическому фокусу N. Результатом этого являются значительно улучшенные полетные свойства или же более высокая стабильность для выполненного по форме самолета «летающее крыло» корпуса 12. Кроме того, в этом отношении благоприятным является перемещение воздухозаборников 18 относительно далеко назад. Это уменьшает возможно возникающие нежелательные моменты рыскания, прежде всего под углами скольжения. На фиг.4, кроме того, отмечено положение геометрического центра тяжести поверхности рассматриваемого сверху контура корпуса 12 и обозначено буквой G.

Форма корпуса 12 в представленном конструктивном примере служит уменьшению радиолокационной сигнатуры летательного аппарата 10. В этой связи расположение воздухозаборников 18 также является очень благоприятным, так как они лучше закрыты от радиолокационного излучения расположенными дальше впереди областями корпуса, и прямой радиолокационный взгляд на реактивный двигатель 20-1 очень эффективно предотвращается (посредством изогнутого участка 24-1).

Поэтому представленный летательный аппарат 10 со смещенными назад воздухозаборниками 18 и «перевернутым монтажом двигателя» элегантным образом устраняет поясненные вначале проблемы летательного аппарата из уровня техники.

Эти преимущества получаются уже тогда, когда, по меньшей мере, часть реактивного двигателя 20 расположена перед воздухозаборником 18. То есть в отличие от изображения согласно фиг.4, например, воздухозаборник 18 мог бы быть расположен относительно реактивного двигателя 20 и дальше впереди, вплоть до области (при рассмотрении в направлении х) между входом 32 двигателя и выходом 34 двигателя. Однако, вообще, лучшим является расположение, как оно представлено, при котором весь двигатель 20 расположен перед воздухозаборником 18.

Понятие «реактивный двигатель» здесь (в целях отграничения от остальных участков канала для тягового потока) должно обозначать те области, в которых размещены необходимые при соответствующем типе двигателя для ускорения среды потока (воздуха или продуктов сгорания) компоненты. При распространенном типе двигателя - это по меньшей мере одна ступень компрессора, следующая далее камера сгорания и, наконец, примыкающая турбина (для привода по меньшей мере одной ступени компрессора).

В представленном конструктивном примере воздухозаборник 18 очень благоприятно находится как за массовым центром М тяжести, так и (сразу же) за геометрическим центром G поверхности.

По сравнению с этим реактивный двигатель 20 в представленном конструктивном примере находится полностью перед геометрическим центром G поверхности, и, по меньшей мере, часть реактивного двигателя 20 находится перед массовым центром М тяжести.

В отличие от изображения согласно фиг.4, на котором канал для тягового потока выполнен двойным (отдельные каналы 16-1 и 16-2 для тягового потока) симметрично вертикальной продольной средней плоскости корпуса 12, один или несколько каналов для тягового потока также могли бы быть расположены асимметрично вертикальной продольной средней плоскости.

Также в отличие от изображения согласно фиг.4, например, только один канал для тягового потока мог бы быть предусмотрен (предпочтительно) симметрично или (менее предпочтительно) асимметрично вертикальной продольной средней плоскости. Для создания симметрии первые и вторые изогнутые участки 24 и 28 могут предусматривать соответственно изогнутые формы прохождения потока в плоскости x-z. Кроме того, такой распложенный посередине канал для тягового потока мог бы, например, быть скомбинирован по меньшей мере с одной парой расположенных симметрично друг другу, нецентрально каналов для тягового потока (например, как показано на фиг.4).

Другие возможные модификации представленной на фиг.4 лишь в качестве примера геометрии или же топологии компоновки вытекают, например, из данных ниже пояснений в связи с фиг.7-10.

На фиг.5 и фиг.6 показаны еще раз в виде сбоку (фиг.5) или же виде сверху (фиг.6) расположенные очень далеко сзади воздухозаборники 18 с непосредственно примыкающими к ним первыми изогнутыми участками 24.

На этих фигурах хорошо видно, как горловина воздухозаборника 18 на своей внешней стороне ограничивается оканчивающейся впереди острием областью корпуса 12. Тем самым благоприятным образом создается определенная длина хода для забираемого воздуха перед достижением изогнутого участка 24. Обе боковые кромки оканчивающихся острием областей корпуса, в расчете на уменьшение радиолокационной сигнатуры, как видно на фиг.6, ориентированы латерально параллельно передним кромкам крыльев.

В отличие от представленного конструктивного примера горловина воздухозаборника 18 или же его кромки могли бы иметь и другую форму. Благоприятной для малой радиолокационной сигнатуры также может быть, например, ориентация кромок горловины параллельно задним (вместо передних) кромок крыльев.

На фиг.5 на изогнутом участке 24, кроме того, видна в общем благоприятная для предусмотренных в рамках изобретения изогнутых участков особость. Она заключается в том, что соответствующий изогнутый участок (здесь: изогнутый участок 24) для получения определенного угла отклонения («заданный угол отклонения», здесь: 180°) в первой области прохождения предусматривает отклонение на несколько больший угол (здесь: примерно 190°, в общем, например, больше, чем «заданный угол отклонения» на величину до 20%), а в непосредственно примыкающей к ней второй области прохождения - относительно малый, противоположный изгиб (здесь: примерно -10°). (Эта особость обозначена и в схематических представлениях согласно фиг.7-10). Таким образом, при определенных вертикальных требованиях конструктивного пространства может быть благоприятно уменьшено аэродинамическое сопротивление по сравнению с непрерывно равномерным изгибом (например, в форме полукруга для получения изгиба на 180°).

Резюмируя, в конструктивном примере согласно фиг.4-6 в отличие от уровня техники воздухозаборник 18 смещен назад, а реактивный двигатель 20 в перевернутом монтажном положении (со ступенью компрессора сзади) смещен вперед. Воздухозаборник 18 посредством специально рассчитанного на хороший кпд 180° - изгиб (первый изогнутый участок 24) соединен с реактивным двигателем 20. Отработавшие газы двигателя через еще один 180° - изгиб (второй изогнутый участок 28) попадают в проходящую встречно-параллельно реактивному двигателю 20 реактивную трубу (продольный участок 30). Предпочтительно реактивное сопло 22 (или же комбинация из отдельных реактивных сопел 22-1 и 22-2), как показано, является плоским соплом, предпочтительно с управлением по вектору рыскания.

В одном благоприятном усовершенствовании канал 16 для тягового потока в своей расположенной вплоть до реактивного двигателя 20 области, то есть, например, прежде всего, в области воздухозаборника 18, содержит по меньшей мере один воздухоотвод. Отводимый в соответствующем месте воздух может быть предусмотрен, например, для целей охлаждения. В качестве альтернативы или дополнительно этот воздух может подводиться на так называемый эжектор в области «реактивной трубы» (продольный участок 30) или на реактивное сопло 22. Для этого (не показанный) канал для воздушного потока может проходить, например, исходя из воздухозаборника 18, к реактивному соплу 22. Благоприятным образом получается относительно небольшая длина для такого канала для воздушного потока. Кроме того, таким образом можно избежать ухудшающих малую радиолокационную сигнатуру вспомогательных воздухозаборников.

С помощью изобретения могут быть реализованы летательные аппараты с экстремально малой радиолокационной сигнатурой, но, тем не менее, сравнительно хорошими полетными свойствами. Прежде всего, могут быть получены следующие преимущества:

- критический для сигнатуры воздухозаборник перемещается в заднюю область летательного аппарата, в результате чего за счет конфигурации (корпус) он сам в значительной степени закрывается от падающих радарных волн, прежде всего в важной передней нижней области,

- одновременно предотвращается прямой взгляд на двигатель, конструктивная длина воздухозаборника может быть явно увеличена и, в отличие от расположенного впереди воздухозаборника, обеспечивает больше места для мер, поглощающих радиолокационное излучение,

- имеющий большой удельный вес двигатель может быть перемещен дальше вперед, а имеющий малый удельный вес воздухозаборник - назад. Это сказывается благоприятно для центра тяжести и очень заметно улучшает использование конфигурации, как было описано выше,

- боковые силы на воздухозаборнике, которые при переднем положении ведут к нестабильному моменту рыскания, особо при больших удельных массовых расходах при взлете, в этом случае дают стабилизацию движения рыскания, за счет чего конфигурация во всем диапазоне эксплуатационных режимов является, по меньшей мере, легко стабильной. За счет этого существенно уменьшается необходимый потенциал управления рысканием и объем регулирования,

- охлаждающие потоки и эжекторы для сопла и т.д. (все это компоненты с малым удельным весом) при конфигурациях с малой сигнатурой должны снабжаться не через расположенные снаружи вспомогательные воздухозаборники, а из воздухозаборника двигателя. При расположенном сзади воздухозаборнике подводящие трубопроводы являются очень короткими,

- при правильном расчете 180° - изгиба на воздухозаборнике потери от изгиба могут быть небольшими, так что и кпд воздухозаборника является хорошим.

Далее со ссылкой на фиг.7-10 в качестве примера поясняются некоторые модификации геометрии компоновки в области канала (каналов) для тягового потока.

На фиг.7 еще раз показана принципиальная геометрия компоновки уже описанного конструктивного примера согласно фиг.4-6. В этом варианте предусмотрены в поперечном направлении (направление у) отделенные друг от друга два отдельных канала 16-1 и 16-2 для тягового потока. В соответствии с этим предусмотрены два реактивных двигателя 20-1 и 20-2. Они соответственно «встроены перевернутым образом», т.е. их входы 32 расположены в продольном направлении (направление х) соответственно за их выходами 34 (см. также фиг.4).

На фиг.8-10 в соответствующем фиг.7 схематическом представлении показаны некоторые возможные модификации. При этом для действующих одинаково компонентов используются одинаковые ссылочные обозначения, соответственно дополненные строчной буквой для различения конструктивной формы. В нижеследующем пояснении по существу подробно рассматриваются только отличия от уже описанных конструктивных примеров, а в остальном тем самым определенно указывается на описание предыдущих конструктивных примеров.

На фиг.8 показана модифицированная по сравнению с фиг.7 геометрия компоновки, при которой реактивные двигатели 20а расположены не в области первых продольных участков 26а, а в области вторых продольных участков 30а. В соответствии с этим эти реактивные двигатели 20а предусмотрены в «нормальном монтажном положении». Эта модификация относительно потерь в потоке, в общем, является менее благоприятной, чем геометрия согласно фиг.7, но в определенных случаях применения может давать и преимущества.

Еще одна возможная модификация конструкций согласно фиг.7 и фиг.8 состоит в том, что несколько каналов для тягового потока выполнены не полностью отдельно, а частично образованы совместно используемыми компонентами. Так, например, вместо представленных отдельно на фиг.7 и фиг.8 двух реактивных сопел в качестве альтернативы могло бы быть предусмотрено одно совместно используемое для обоих каналов для тягового потока реактивное сопло, которое посредством сведения потоков (Y-образная деталь) присоединено к проходящим назад продольным участкам 30-1 и 30-2.

На фиг.9 показана сходная модификация, в которой такое сведение потоков расположено уже непосредственно за вторыми изогнутыми участками 28b-1 и 28Б-2, которое, в свою очередь, впадает в совместно используемый реактивный двигатель 20b.

На фиг.10 показана еще одна модификация по сравнению с конструктивной формой согласно фиг.7, в которой вторые изогнутые участки 28с-1 и 28с-2, как на фиг.7, лежат в плоскости х-у, но при рассмотрении в направлении у отклоняют поток не к центру летательного аппарата, а к внешней стороне летательного аппарата.

В качестве альтернативы или дополнительно к представленным на фиг.7-10 «двойным» каналам для тягового потока соответствующий летательный аппарат мог бы быть оснащен, например, и «одинарным» каналом для тягового потока.

Общим для конструктивных форм согласно фиг.7-10 является то, что первый изогнутый участок и второй изогнутый участок предусматривают соответственно одно одноосно изогнутое отклонение потока. Но это ни в коем случае не является обязательным. В отличие от этого первый изогнутый участок и/или второй изогнутый участок мог бы предусматривать, например, двухосный изгиб.

Кроме того, общим для конструктивных примеров согласно фиг.7-10 является то, что первый изогнутый участок предусматривает соответственно один изгиб в вертикальной плоскости x-z, а второй изогнутый участок - соответственно один изгиб в горизонтальной плоскости х-у. Но и это не является строго обязательным. В принципе, соответствующие оси изгиба (или же при двухосном изгибе «главная ось изгиба) могут быть предусмотрены более или менее любыми и в значительной степени независимо друг от друга. В одной специальной конструктивной форме, в отличие от примеров согласно фиг.7-10, например, предусмотрено, что, как первый изогнутый участок, так и второй изогнутый участок предусматривают либо по существу один изгиб в плоскости x-z, либо один изгиб по существу в плоскости х-у.

Вообще говоря, существенно лишь то, что «соединение» всех изгибов канала для тягового потока в целом приводит к тому, что воздушный поток исходя из его ориентации в отрицательном направлении х (на воздухозаборнике) через частично изогнутый участок канала для тягового потока, в конечном итоге снова с ориентацией в отрицательном направлении х, покидает корпус летательного аппарата (на реактивном сопле или реактивных соплах).

1. Летательный аппарат с корпусом (12) фюзеляжа и крыльев, реактивным двигателем (20) и по меньшей мере одним каналом (16) для тягового потока, который проходит от направленного вперед (+х) на поверхности (14) корпуса воздухозаборника (18) через реактивный двигатель (20) сквозь корпус (12) к выходящему назад (-х) на поверхности (14) корпуса реактивному соплу (22), отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть реактивного двигателя (20), прежде всего весь реактивный двигатель (20), при рассмотрении в направлении (+х) полета летательного аппарата (10) расположена перед воздухозаборником (18), а канал (16) для тягового потока имеет для этого соответствующим образом выполненные и расположенные изогнутые участки (24, 28).

2. Летательный аппарат по п.1, в котором воздухозаборник (18) при рассмотрении в направлении полета расположен за массовым центром (М) тяжести летательного аппарата (10) и/или за геометрическим центром (G) тяжести поверхности рассматриваемого сверху контура корпуса (12).

3. Летательный аппарат по п.1, в котором горловина воздухозаборника (18) на своей внешней стороне ограничена сужающейся вперед, например оканчивающейся острием, областью корпуса (12).

4. Летательный аппарат по п.1, в котором канал (16) для тягового потока, по меньшей мере, частично выполнен двойным, симметрично вертикальной продольной средней плоскости корпуса (12).

5. Летательный аппарат по одному из предшествующих пунктов, в котором канал (16) для тягового потока содержит:
- примыкающий к воздухозаборнику (18) первый изогнутый участок (24) для изменения направления потока,
- примыкающий к первому изогнутому участку (24) и простирающийся в направлении (+х) полета первый продольный участок (26) для направления потока,
- примыкающий к первому продольному участку (26) второй изогнутый участок (28) для изменения направления потока,
- примыкающий ко второму изогнутому участку (28) и простирающийся против направления (-х) полета второй продольный участок (30) для направления потока.

6. Летательный аппарат по п.5, в котором первый продольный участок (26) содержит реактивный двигатель (20).

7. Летательный аппарат по одному из пп.1-4 или 6, в котором, по меньшей мере, часть реактивного двигателя (20), прежде всего весь реактивный двигатель (20), при рассмотрении в направлении (+х) полета расположена перед массовым центром (М) тяжести летательного аппарата и/или перед геометрическим центром (G) тяжести поверхности рассматриваемого сверху контура корпуса (12).

8. Летательный аппарат по п.5, в котором, по меньшей мере, часть реактивного двигателя (20), прежде всего весь реактивный двигатель (20), при рассмотрении в направлении (+х) полета расположена перед массовым центром (М) тяжести летательного аппарата и/или перед геометрическим центром (G) тяжести поверхности рассматриваемого сверху контура корпуса (12).

9. Летательный аппарат по одному из пп.1-4, 6 или 8, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков (24, 28) имеет первую область прохождения для изменения направления потока на определенный первый угол и непосредственно примыкающую к нему вторую область прохождения с противоположным изгибом направления для изменения направления потока на второй угол, который меньше, чем первый угол.

10. Летательный аппарат по п.5, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков (24, 28) имеет первую область прохождения для изменения направления потока на определенный первый угол и непосредственно примыкающую к нему вторую область прохождения с противоположным изгибом направления для изменения направления потока на второй угол, который меньше, чем первый угол.

11. Летательный аппарат по п.7, в котором по меньшей мере один из изогнутых участков (24, 28) имеет первую область прохождения для изменения направления потока на определенный первый угол и непосредственно примыкающую к нему вторую область прохождения с противоположным изгибом направления для изменения направления потока на второй угол, который меньше, чем первый угол.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Фюзеляж летательного аппарата содержит носовую часть с кабиной управления и передним шасси, серединную часть с элементами крепления крыльев, хвостовую часть с реактивным двигателем и оперением.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя характеризуется тем, что нижняя панель выполнена с относительной длиной , с относительной шириной и способна к перемещению на относительную длину своего выдвижения , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8 до 1,25.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих поверхностей летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикреплённый к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков.

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).

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Устройство защиты двигателя ЛА содержит подвижную нижнюю панель, установленную в двух направляющих с фиксаторами воздухозаборника.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов, снабженных комбинированными силовыми установками. В воздухозаборном устройстве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащем ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, один из проточных трактов - центральный - состоит из двух каналов прямоугольного сечения, образованных двумя ступенчатыми горизонтальными клиньями торможения, двумя наружными плоскими обечайками и двумя внутренними перегородками, одновременно являющимися внутренними стенками двух боковых каналов полукруглого сечения другого проточного тракта, образованных двумя ступенчатыми конусами торможения и двумя наружными полукруглыми обечайками.

Изобретение относится к области авиации, в частности к силовым установкам летательных аппаратов. Способ снижения вибрационного воздействия силовой установки летательного аппарата, при котором расчетным методом выбирают соотношение длин внутреннего и внешнего контуров двигателя в пределах больше 1,41 или меньше 0.9 для всех возможных условий эксплуатации летательного аппарата. Достигается устранение потерь тяги двигателей, увеличение ресурса конструкции летательного аппарата. 3 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам авиационных двигателей. Конструкция передней кромки воздухозаборника гондолы содержит переднюю кромку, внутреннюю перегородку, средства удаления льда и/или защиты от обледенения. Внутренняя перегородка ограничивает продольный отсек внутри передней кромки. Передняя кромка выполнена из, по меньшей мере, одной многоосевой композитной конструкции, образованной путем наложения одномерных и/или двумерных слоев, присоединенных друг к другу посредством армирующих волокон, проходящих сквозь слои, по меньшей мере, по их толщине. Многоосевая композитная конструкция расположена поверх нагревательного элемента с возможностью удаления льда и/или защиты от обледенения. Достигается обеспечение эффективной защиты от обледенения или эффективное удаление льда. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать одновременно колебательные перемещения вниз в продольной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать поочередно колебательные перемещения вниз в поперечной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. На оси панели расположены две панельки, способные совершать колебательные перемещения вниз в поперечной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать поочередно колебательные перемещения вниз в продольной плоскости нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 4 ил.
Наверх