Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях



Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях
Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях
Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях
Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях
Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях
Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях
Устройство уменьшения шума взаимодействия струи/пилона в турбореактивных двигателях

 


Владельцы патента RU 2566835:

СНЕКМА (FR)

Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1) содержит верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части. Пилон содержит часть, проходящую ниже по потоку от сопла (5) холодного потока турбореактивного двигателя и омываемую холодным потоком. В части, проходящей в холодном потоке за пределы сопла, имеется отверстие (8), расположенное на одной из боковых сторон пилона, через которое струя воздуха инжектируется в газовый поток или всасывается из газового потока, циркулирующего вдоль его боковых сторон. Летательный аппарат содержит пилон. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к гражданскому самолетостроению и, в частности, к шуму, производимому самолетами.

Шум, производимый гражданскими самолетами, в частности, при взлете, является широко известным отрицательным фактором, и для его уменьшения были предложены широко известные многочисленные инновации. Одним из основных источников этого шума является реактивная струя двигателей, которые в фазе взлета используются при полной мощности. Большое количество работ было проведено для уменьшения шума струи турбореактивных двигателей, например шевроны в виде зубцов пилы для сопла, будь то для горячих газов первичного потока газов или для сопла холодных газов вторичного потока двигателя.

Для ограничения вредных воздействий, испытываемых жителями вблизи аэропортов, были введены жесткие нормы для ограничения шума, который можно воспринять в различных точках, расположенных вокруг самолета, на различных расстояниях и в различных направлениях относительно взлетной полосы.

Одна из таких особенно критических точек, учитываемых разработчиками самолетов, в смысле приемлемого уровня шума, для получения сертификации самолета, находится на расстоянии в 450 м от взлетной полосы. Наличие пилона, то есть стойки, которая удерживает двигатель, связывая его с крылом, локально генерирует на уровне выброса газов повышенные уровни турбулентности в течение, следствием чего является весьма значительное повышение бокового шума двигателя. Этот феномен является особенно значимым для конфигураций, когда пилон выступает за плоскость выброса газов, что теперь является конфигурацией, весьма часто встречающейся в гражданских самолетах.

Результаты числовых расчетов или измерений, выполненных на макете в аэродинамической трубе, хорошо показывают, что взаимодействия, существующие между потоком, циркулирующим вокруг пилона, и собственно пилоном, вызывают значительное повышение уровней турбулентности и, следовательно, уровня шума. Может быть также отмечено значительное изменение углового распространения струи радиально вокруг пилона, которое старается направить струю турбореактивного двигателя вокруг пилона в направлении крыла.

Кроме того, проведенный эксперимент показывает, что введение пилона кроме его влияния на повышение уровня шума при конфигурации при обычном выбросе может также значительно уменьшить эффективность других устройств, установленных для уменьшения шума выхлопных газов, таких как шевроны или смесители, установленные на соплах. С аэродинамической точки зрения наличие пилона также изменяет первоначальное распространение струи и, следовательно, ее смешивания и ее звуковой сигнатуры.

Наличие пилона приводит, таким образом, в акустических терминах, к увеличению шума реактивной струи в боковой точке сертификации, который может изменяться от 2 до 3,5 EPNdB (Effective Perceived Noise, или эффективно отмеченный шум в децибелах) в зависимости от режима двигателя, размера пилона и принятых во внимание геометрий выброса.

Для контроля циркуляции воздуха вокруг пилона, несущего турбомашину, были предложены устройства, такие как описанные в заявках на патент FR 2913401 или GB 2138507. Однако в них не затрагивается шум, возникающий при взлете из-за сдвига скоростей между одним или несколькими горячими потоками и холодным потоком двух- или трехконтурных турбореактивных двигателей, и не решается связанная с этим техническая проблема.

Так как необходимость уменьшения шума струи является источником постоянной заботы мотористов, существует необходимость уменьшения шума источника путем воздействия на локальные турбулентные течения вокруг или ниже по потоку от пилона. Возможность уменьшения шума представляется даже, наконец, более важной, чем возможность, предоставляемая использованием шевронов или микроструй по периферии сопла.

Целью настоящего изобретения является устранение недостатков известного уровня техники путем предложения устройства для уменьшения шума, производимого двигателем, установленным на пилоне самолета, и, частности, шума, связанного с взаимодействием между реактивной струей двигателя и потоком воздуха вокруг пилона.

Для этого объектом изобретения является пилон самолета для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя, содержащий верхнюю поверхность соединения с самолетом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части, при этом упомянутый пилон содержит, по меньшей мере, одну часть, проходящую ниже по потоку от сопла холодного потока упомянутого турбореактивного двигателя и омываемого упомянутым холодным потоком, отличающийся тем, что он содержит на части, проходящую в холодном потоке за пределами упомянутого сопла, по меньшей мере, одно отверстие, расположенное на одной из боковых сторон упомянутого пилона, через которое струя воздуха инжектируется в газовый поток или всасывается из газового потока, циркулирующего вдоль этих боковых сторон.

Инжектирование струи или всасывание газового потока позволяет изменять течение вокруг пилона и, таким образом, ориентируя эту струю соответствующим образом, уменьшить образование турбулентных потоков между двигателем и пилоном и, таким образом, уменьшить шум стенки, который связан с наличием пилона и сдвигом скоростей между холодным потоком и воздухом снаружи двигателя. Оно улучшает течения на боковых сторонах и внутренней части пилона и уменьшает также общую турбулентную интенсивность и, таким образом, боковой шум при контроле первоначального распространения струи и, таким образом, ее перемешивания.

В варианте выполнения отверстие питается трубкой, связанной с черпаком для отбора воздуха в холодном потоке турбореактивного двигателя.

В другом варианте выполнения отверстие питается от трубки, связанной с перфорацией для отбора воздуха ниже по потоку от компрессора турбореактивного двигателя. Выбор между первым и вторым упомянутыми выше вариантами выполнения зависит от необходимой интенсивности струи для уменьшения образования турбулентных потоков противоположного вращения с обеих боковых сторон пилона.

Предпочтительно воздух инжектируется при давлении, превышающем, по меньшей мере, на 15% общее давление упомянутого газового потока. Таким образом, создается микроструя, более быстрая, чем основной поток, что обеспечивает хорошую эффективность устройства путем подачи энергии, достаточной для существенного изменения течения в этой зоне и меньшего производства шума, минимизируя необходимый инжектируемый расход.

Предпочтительным образом, воздух инжектируется по направлению, составляющему горизонтально, на уровне упомянутого отверстия, угол, заключенный между 30° до 90° с осью течения газового потока, окружающего турбореактивный двигатель. Выбор этого диапазона углов оправдан исследованием достаточного проникновения микроструи в течение, окружающее турбореактивный двигатель без особых аэродинамических потерь.

Предпочтительным образом, воздух инжектируется по направлению, составляющему вертикально, на уровне упомянутого отверстия, угол, заключенный между +60° до -60° с направлением, перпендикулярным боковой стороне пилона. Как было указано выше, выбор углового диапазона определен исследованием оптимальной эффективности устройства микроструй.

В особом варианте осуществления пилон содержит, по меньшей мере, одно отверстие, расположенное на части его боковой стороны, размещенной вне холодного потока турбореактивного двигателя. Инжекция текучей среды через это отверстие направлена также на уменьшение турбулентной интенсивности течений в этой зоне, внешней относительно потоков двигателя. Следствием является более правильное течение и, следовательно, менее вызывающий шум, который возникает при смешивании с вторичным потоком.

Предпочтительно пилон содержит, по меньшей мере, одно отверстие, размещенное на подошве. Инжекция текучей среды через это отверстие позволяет уменьшить отрицательный эффект пилона в этой зоне путем уменьшения турбулентности, охлаждая эту чувствительную зону. Струйная инжекция в этой зоне позволяет также контролировать первоначальное распространение струи и улучшить ее смешивание, изменяя также интенсивность источников шума, а также их локализацию и их акустические сигнатуры.

В особом варианте осуществления пилон содержит, кроме того, обтекатель соединения одной из его боковых сторон с соплом горячего потока и содержит, по меньшей мере, одно отверстие, расположенное на упомянутом обтекателе.

Изобретение касается также летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, один такой пилон, который описан выше.

В дальнейшем изобретение и другие цели, детали, признаки и преимущества изобретения поясняются нижеследующим экспликативным подробным описанием варианта осуществления изобретения, приведенного в качестве чисто иллюстративного, а не ограничительного примера, со ссылками на сопровождающие схематичные чертежи, на которых:

- фиг.1 изображает вид в разрезе турбореактивного двигателя, связанного с крылом пилоном по известному уровню техники;

- фиг.2 схематично изображает вид задней части корпуса двигателя, размещенного на пилоне, снабженном устройством по варианту осуществления изобретения;

- фиг.3 схематично изображает более детально вид задней части корпуса двигателя, размещенного на пилоне, снабженном устройством по варианту осуществления изобретения;

- фиг.4 изображает вид снизу задней части корпуса по фиг.2;

- фиг.5 изображает вид задней части корпуса по фиг.2 в разрезе на уровне плоскости выхода струи холодного потока;

- фиг.6 схематично изображает вид первого варианта осуществления системы питания воздухом пилона, снабженного устройством по изобретению;

- фиг.7 схематично изображает вид второго варианта осуществления системы питания воздухом пилона, снабженного устройством по изобретению.

На фиг.1 изображен двигатель 1 типа двухконтурного реактивного двигателя, из которого выбрасывается первичный поток, или горячий поток 2, и вторичный поток, или холодный поток 3. Горячий поток выходит из двигателя на уровне первичного сопла 4, а холодный поток выходит на уровне вторичного сопла 5. Двигатель 1 связан с крылом 6 самолета (не изображенного на чертеже) с помощью удерживающего пилона 7. Пилон 7 имеет, по существу, плоскую форму с верхней поверхностью соединения с самолетом двумя боковыми сторонами, в данном случае изображенными, по существу, вертикальными и параллельными между собой, и нижнюю поверхность или подошву. Обтекатели 20, изображенные на фиг.5, образуют соединение между боковыми сторонами пилона 7 и верхней частью первичного сопла 4 таким образом, чтобы создать аэродинамический поток точно на уровне сопряжения между этими двумя элементами. Пилон 7 проходит продольно, то есть в направлении течения воздуха вокруг двигателя, ниже по потоку от плоскости выхода сопел 4 и 5 двигателя 1. Он, кроме того, проходит вниз через внешний поток воздуха и холодный поток 3 до границы, образованной горячим потоком 2, для исключения разрушений, которые могли бы быть вызваны высокой температурой газов в этом потоке. Его подошва, однако, омывается горячим потоком и подвергается воздействию высоких температур.

На фиг.1 изображены зоны турбулентности, обозначенные позициями 11-15, которые образуются в течении потока, выходящего из двигателя на уровне сдвига скоростей между различными потоками, и которые вызывают шум реактивной струи двигателя. Зоны 11 и 12 соответствуют зоне смешивания холодного потока соответственно в его нижней части и в его верхней части с потоком воздуха, окружающим двигатель, тогда как зоны 13 и 14 соответствуют зонам смешивания холодного и горячего потоков. Зона 15 соответствует особой турбулентности, создаваемой наличием пилона 7 в верхней части холодного потока; эта турбулентность вследствие сдвига скоростей, который она создает, вызывает появление шума, называемым шумом стенки, который следует уменьшить, насколько возможно, для получения сертификации самолета при взлете. Именно это является объектом изобретения.

На фиг.2 и 3 изображен пилон 7, присоединенный к крылу 6 и размещенный частично в потоке внешнего воздуха и частично в холодном потоке 3. В этом пилоне выполнены отверстия 8, равномерно расположенные на боковой стороне пилона. Эти отверстия в данном случае представлены в количестве восьми и выровнены по трем линиям: верхней линии, средней линии и нижней линии, которые, по существу, размещены в направлении наибольшего размера пилона и которые стремятся покрыть в целом боковую поверхность пилона. Форма этих отверстий 8 представлена на чертежах цилиндрической, что не является обязательным. Кроме того, на фиг.2 и 3 они изображены только на видимой стороне пилона 7; очевидно, что аналогичные отверстия выполнены на другом фланце пилона для учета турбулентности, создаваемой этой другой стороной в горячем потоке 2 и холодном потоке 3.

Фиг.4 представляет на виде снизу пилон 7, который проходит ниже по потоку от сопла 4, и его часть или подошву, расположенную снизу пилона, омываемую горячим потоком 2. Она также содержит отверстия 8, аналогичные отверстиям, выполненным в боковых сторонах пилона.

Фиг.5 представляет в разрезе на уровне выхода вторичного сопла соединение между боковыми сторонами пилона 7 и первичным соплом 4. Два обтекателя 20 соединения обеспечивают собственно аэродинамическое течение между этими двумя элементами, которые также содержат отверстия 8, как боковые стороны и подошва пилона.

Фиг.6 и 7 показывают два варианта системы питания этих отверстий 8 воздухом под давлением. В двух вариантах трубки 9, диаметр которых соответствует диаметру отверстий 8, размещены внутри пилона 7, между воздушным коллектором 10 и отверстиями 8. В первом варианте изобретения, представленном на фиг.6, коллектор 10 представляет собой черпак, который отбирает воздух во вторичном потоке, а во втором варианте, представленном на фиг.7, он представляет собой перфорацию для сжатого воздуха, выполненную на компрессоре высокого давления двигателя, что позволяет, при необходимости, обеспечить более высокие давления, чем в первом варианте.

Часто наблюдается наличие двух турбулентных потоков противоположного вращения, которые возникают на боковых сторонах пилона. Последние, как было указано выше, являются весьма вредными в том, что касается бокового шума вследствие повышения турбулентности на уровне и ниже по потоку от пилона. Это повышение связано с наличием пилона, который вызывает два турбулентных течения, упомянутых выше.

Для обеспечения уменьшения турбулентности путем уменьшения слоев сдвига и улучшения смешивания потоков в этой зоне в изобретении предлагается распределить струи на боковых сторонах и/или у основания пилона 7 для того, чтобы лучше подчинять и контролировать турбулентные течения и взаимодействия поток/пилон в этой чувствительной области. Эти струи распределены в холодном потоке и потоке воздуха, окружающем двигатель по нескольким линиям, параллельным среднему течению, и на различных высотах с наклонами инжекции, которые зависят от аэродинамики струи. Новизна идеи заключается в достижении уменьшения шума выброса двигательной установки путем воздействия на течение вокруг пилона посредством установки струйных инжекционных устройств, выполненных с возможностью воздействия с помощью струй непрерывным или пульсирующим образом на уровни турбулентности для рассеивания последней без реальных аэродинамических потерь.

Встроенными струйными устройствами, предложенными в изобретении, являются предпочтительно отверстия 8 для инжекции воздуха, но, альтернативно, они могут быть всасывающими отверстиями или, в общем случае, любым устройством, которое было бы способно изменить течение вокруг пилона 7. Эти струи подаются через пилон 7 по трубкам 9, которые питаются, например, от коллектора 10, встроенного в расположенную выше по потоку часть пилона 7.

Трубки 9, инжектируя струи на боковые стороны пилона, позволяют благоприятным образом изменить нестационарные течения, уменьшая турбулентные потоки противоположного вращения, что облегчает смешивание потоков в этой зоне сильной турбулентности и, следовательно, значительно уменьшает шум реактивной струи двигателя в боковую сторону.

Представляются возможными два варианта обеспечения коллектора 10 питания струй: либо воздухом, который захватывается черпаком во вторичном потоке, как изображено на фиг.6, либо отбиранием на уровне перфорации, на компрессоре первичного потока, как изображено на фиг.7, заставляя циркулировать отобранный воздух, например, по одному из конструктивных полых рукавов. Выбор между двумя вариантами будет зависеть от расхода и требуемого давления для струи на выходе из отверстий 8.

Отверстия 8 имеют размеры, которые зависят от размеров пилона, но которые в наиболее используемых случаях не превышают для каждого из них размер в 4 см2, для исключения образования паразитного шума на средних частотах; напротив, для получения большей эффективности их размер составляет менее 1 см2. В случае когда их форма не является кольцевой, отношение между поперечными размерами этих отверстий не должно предпочтительно превышать трех.

Предпочтительные технические характеристики для инжектируемой струи представлены ниже:

- что касается давления инжекции струи, предпочтительно иметь давление, которое превышало бы, по меньшей мере, на 15% давление течения, в которое она инжектируется. Учитывая, что зона инжекции ограничена частью пилона 7, размещенной ниже по потоку от сопел двигателя, общий инжекционный расход остается относительно небольшим по сравнению с расходом двигателя и является обычно меньше на 0,2% расхода вторичного потока. Влияние этого отбора воздуха на тягу при взлете является очень ограниченным и приемлемым;

- температура струй не представляется очень критической, отбор воздуха из двигателя может осуществляться в этом плане как из холодной зоны на уровне вторичного потока, так и на уровне компрессора высокого давления;

- трубки 9 питания струй, которые проходят внутри пилона 7 до выходных отверстий 8, ориентированы в зависимости от конфигурации пилона 7 в направлении, которое горизонтально изменяется от 30° до 90° относительно оси потока воздуха, окружающего двигатель, и вертикально от +60° до -60° относительно нормали к боковым сторонам пилона. Выбор этих угловых диапазонов оправдан необходимостью проникновения микроструй в основное течение без, во всяком случае, значительных аэродинамических потерь, что исключает наклоны, превышающие 90°, с инжекциями в направлении, противоположном течениям, производимым тягой.

Выполнение в пилоне 7 отверстий 8 вдоль верхней, средней и нижней линий является предпочтительно следующим.

Нижняя линия, которая расположена в основании пилона, содержит, по меньшей мере, два отверстия 8 на каждой боковой стороне пилона 7. Ориентация инжекций осуществляется к основанию пилона так, чтобы воздействовать на слой сдвига смешивания горячего потока 2 и холодного потока 3.

Средняя линия, которая расположена приблизительно на половине высоты на части пилона, погруженной во вторичный поток 3, содержит, по меньшей мере, три отверстия 8 на каждой боковой стороне пилона 7. Инжекция осуществляется горизонтально в направлении среднего течения и вертикально в определенном выше угловом диапазоне.

Верхняя линия, которая расположена на верхней части пилона 7 вне потока двигателя, но вблизи зоны сдвига вторичного потока 3 с наружным воздухом, содержит, по меньшей мере, три отверстия 8, равномерно распределенных по длине части пилона, расположенной ниже по потоку от сопла. Ориентация инжекции осуществляется к основанию струи с горизонтальной ориентацией, как указано выше.

Ролью этих отверстий является обеспечение с помощью инжекции текучей среды воздействия на нестационарную составляющую основных течений и, в частности, на турбулентные течения на уровне пограничного слоя; они воздействуют, в общем случае, на возникновение турбулентных потоков, декоррелируя, например, большие турбулентные потоки, возникающие на уровне пилона, которые в этой зоне вносят значительный вклад в появление дополнительного шума, излучаемого в сторону.

На основании пилона, на подошве, как изображено на фиг.4, расположены также отверстия, предпочтительно в количестве четырех. Они размещены на подошве либо линейно, либо в шахматном порядке; их ориентация осуществляется аксиально в направлении течения и поперечно в угловом диапазоне, определенном выше. Эти отверстия кроме участия в уменьшении шума придают воздуху относительно низкую температуру для охлаждения подошвы пилона, которая омывается газами горячего потока.

На обтекателях сопел 20 находятся также отверстия 8, обеспечивающие правильное аэродинамическое течение между фланцами пилона и верхом первичного сопла, как изображено на фиг.7.

В конечном счете, изобретение дает простое решение для уменьшения уровня шума самолета при взлете, которое является более эффективным и которое не требует такой сложной установки, как решения на основе струй, вводимых на периферии сопла. Это устройство обладает, кроме того, также тем преимуществом, что оно является так называемым активным устройством, то есть решение о применении которого принимается по требованию. Априори оно работает только в фазе взлета и не работает в крейсерском полете, исключая, таким образом, возможные потери кпд и увеличение удельного потребления топлива.

Наконец, такое устройство, воздействуя на уменьшение взаимодействий между потоком газов и пилоном, воздействует также на причину появления дополнительных шумов, которые имеют иную природу, нежели сдвиг струй, и которые усиливаются наличием крыла и систем увеличения подъемной силы. Оно, таким образом, весьма эффективно способствует улучшению общих аэроакустических характеристик самолета.

Хотя изобретение было представлено в отношении частного варианта осуществления, очевидно, что оно включает все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если последние входят в рамки изобретения. В частности, описание было представлено для случая двухконтурного турбореактивного двигателя, в котором пилон содержит одну часть, которая омывается холодным потоком турбореактивного двигателя, а другая омывается наружным воздухом вне двигателя. Изобретение может быть также использовано с пилоном, несущим трехконтурный турбореактивный двигатель, в котором одна часть омывается своим холодным потоком, а первичный и вторичный горячие потоки выбрасываются под подошвой пилона.

1. Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1), содержащий верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части, причем упомянутый пилон содержит, по меньшей мере, одну часть, проходящую ниже по потоку от сопла (5) холодного потока (3) упомянутого турбореактивного двигателя и омываемую холодным потоком, отличающийся тем, что в свой части, проходящей в холодном потоке за пределами упомянутого сопла, он содержит, по меньшей мере, одно отверстие (8), расположенное на одной из боковых сторон упомянутого пилона, через которое воздушная струя инжектируется в газовый поток или всасывается из газового потока, который циркулирует вдоль его боковых сторон.

2. Пилон по п. 1, в котором отверстие (8) питается по трубке (9), связанной с черпаком (10), забирающим воздух в холодном потоке (3) турбореактивного двигателя (1).

3. Пилон по п. 1, в котором отверстие (8) питается по трубке (9), связанной с перфорацией для отбора воздуха ниже по потоку от компрессора турбореактивного двигателя (1).

4. Пилон по п. 1, в котором воздух инжектируется при давлении, превышающем, по меньшей мере, на 15% общее давление упомянутого газового потока.

5. Пилон по п. 1, в котором воздух инжектируется по направлению, составляющему горизонтально, на уровне упомянутого отверстия (8), угол, заключенный между 30° до 90° с осью течения газового потока, окружающего турбореактивный двигатель.

6. Пилон по п. 1, в котором воздух инжектируется по направлению, составляющему вертикально, на уровне упомянутого отверстия (8), угол, заключенный между +60° до -60° с направлением, перпендикулярным боковой стороне пилона.

7. Пилон по п. 1, содержащий, кроме того, по меньшей мере, одно отверстие (8), расположенное на части его боковой стороны, расположенной вне холодного потока (3) турбореактивного двигателя (1).

8. Пилон по п. 1, содержащий, по меньшей мере, одно отверстие (8), расположенное на подошве.

9. Пилон по п. 1, содержащий, кроме того, обтекатель (20) соединения одной из его боковых сторон с соплом горячего потока (4), при этом пилон содержит, по меньшей мере, одно отверстие (8), расположенное на упомянутом обтекателе.

10. Летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, один пилон по одному из пп. 1-9.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой содержит планер с фюзеляжем и крыльями и реактивные подъемно-тяговые установки или блоки реактивных подъемно-тяговых двигателей с форсажными камерами, установленные в один или несколько рядов под крыльями или шарнирно на концах крыльев и на плоскостях в хвосте фюзеляжа, пусковой двигатель с компрессором и электрогенератором, насосы для подачи углеводородного топлива и электропроводной жидкости, генераторы импульсов.

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.

Ракета // 2443608
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2443601
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к авиационному двигателю, содержащему средства подвески к конструкции самолета. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиации и касается самолетов с изменяемыми углами установки крыла. Летательный аппарат содержит крыло, фюзеляж, двигатель, размещенный в мотогондоле.

Изобретение относится к авиастроению. Корпус реактивного двигателя содержит прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, по сторонам которой на участке стенки от камеры сгорания топлива до выходного отверстия реактивного сопла снаружи установлены параллельно одно над другим с наклоном по отношению к центральной оси тонкостенные ребра, создающие подъемную силу при перемещении в воздушной среде.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. .

Изобретение относится к направляющим устройствам вращения, предназначенным для установки между неподвижной и подвижной частями оборудования, в частности гондолы воздушного судна, подверженного сильным изменениям температуры и давления.

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к гондолам силовых установок летательных аппаратов. .

Изобретение относится к самолетостроению, преимущественно к конструкциям легких летательных аппаратов, в частности к мотодельталетам. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к противофлатерным устройствам, устанавливаемым на гондолах двигателей современных летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления пограничным слоем на аэродинамических поверхностях летательных аппаратов (ЛА). Управление пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА обеспечивается за счет того, что в аэродинамической поверхности ЛА выполняют один или несколько каналов с входными отверстиями в виде воздухозаборников, которые располагают на передней кромке аэродинамической поверхности ЛА в области максимального давления набегающего потока.
Наверх