Способ маскировки воздухозаборника (варианты)



Способ маскировки воздухозаборника (варианты)
Способ маскировки воздухозаборника (варианты)

 


Владельцы патента RU 2597739:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к устройствам для маскировки летательных аппаратов. Перед воздухозаборником низколетящего летательного аппарата устанавливают горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-450 градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде фигуры, состоящей из двух состыкованных дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов. Достигается улучшение маскировки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиации - к вертолетам и самолетам со скоростью полета до 600 км/час (например, СУ-25).

Как известно, воздухозаборник вертолета или самолета является самым сильным источником инфракрасного излучения объекта с передней полусферы. Известны устройства для маскировки этого излучения путем установки перед воздухозаборником обтекателя, см. Интернет-ресурс, вертолет МИ-8 в военном варианте. Но это устройство имеет большое аэродинамическое сопротивление и снижает мощность или тягу двигателя.

Задача и технический результат изобретения - инфракрасная маскировка воздухозаборника (расширение арсенала технических средств).

ВАРИАНТ 1. Для этого перед воздухозаборником низколетящего летательного аппарата (вертолет, крылатая ракета) устанавливаются горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-450 градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде аналогичной фигуры, состоящей из двух состыкованных дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов.

Такая ориентация синусоиды выбрана, чтобы на стоянке не затекал дождь.

Вторая дуга обращена при этом выпуклостью в другую сторону, нежели первая.

Причем расстояние между элементами жалюзи не больше двух амплитуд синусоиды, или не больше размера по вертикали фигуры из двух дуг.

Для того, чтобы инфракрасное излучение не отражалось наружу, жалюзи покрыты покрытием, поглощающим инфракрасное излучение (черная краска, графитованный фторопласт и т.п., подбирается экспериментально).

На фиг. 1 показаны жалюзи из дугообразных фигур размером по 30 градусов, расстояние между которыми 0,9 их размера по вертикали (то есть, высоты). Видно, что излучение может распространяться только вниз под углом примерно 5 градусов, что для низколетящего летательного аппарата вполне приемлемо, так как излучение с земли будет видно только на расстоянии около 100 метров.

Для поршневых самолетов эти жалюзи могут выполнять и роль терморегулятора, для чего они должны быть выполнены поворотными относительно горизонтальной поперечной оси.

Но для самолетов и вертолетов, летающих на значительной высоте, когда возможно поражение инфракрасной ракетой с земли, такие жалюзи неприемлемы.

ВАРИАНТ 2. Для них перед воздухозаборником летательного аппарата устанавливаются горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-540 или больше градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде аналогичной фигуры, состоящей из состыкованных дуг - передней и задней дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов, и средней дуги такого же или увеличенного размера.

Такие жалюзи могут быть любой ориентации, в том числе - радиальной.

Данный вариант способа показан на фиг. 2 - фигура из трех дуг по 30 градусов (такие радиальные жалюзи закручивают поток, что может быть полезно для турбореактивного двигателя), и на фиг. 3 - фигура из трех дуг, передняя и задняя из которых по 30 градусов, а средняя - 60 градусов.

1. Способ маскировки воздухозаборника, отличающийся тем, что перед воздухозаборником летательного аппарата устанавливаются горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-450 градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде фигуры, состоящей из двух состыкованных дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что расстояние между элементами жалюзи не больше двух амплитуд синусоиды, или не больше размера по вертикали фигуры из двух дуг.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что жалюзи покрыты покрытием, поглощающим инфракрасное излучение.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что таким покрытием является черная краска или графитованный фторопласт.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что для поршневых самолетов эти жалюзи выполняют роль терморегулятора, для чего они выполнены поворотными относительно горизонтальной поперечной оси.

6. Способ маскировки воздухозаборника, отличающийся тем, что перед воздухозаборником летательного аппарата устанавливаются горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-540 или больше градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде фигуры, состоящей из состыкованных дуг - передней и задней дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов, и средней дуги такого же или увеличенного размера.



 

Похожие патенты:

Средство снижения радиолокационной видимости самолета (V) выполнено с возможностью размещения на горячей части (Н) самолета, которая представляет часть, которая обнаруживается радиолокационными системами.

Изобретение относится к маскировке, в частности к маскировке подвижных и стационарных объектов. Маскировочное устройство содержит полый элемент, внутри которого во время работы устройства происходит движение демаскирующего газа, при этом полый элемент расположен встык к месту появления демаскирующего газа, а выход и/или забор демаскирующего газа с применением устройства за счет применения полого элемента происходит в месте и/или направлении, отличном от места и/или направления выхода и/или забора демаскирующего газа в месте появления демаскирующего газа и обеспечивающим затруднение обнаружения, и/или распознавания маскируемого объекта, и/или наведение на маскируемый объект высокоточных боеприпасов, при этом маскировочное устройство может включать в себя также один или несколько вентиляторов, создающих поток по ходу движения демаскирующего газа, и/или нагревателей, и/или охладителей, и/или иных приборов, изменяющих состояние демаскирующего газа с целью снижения его демаскирующих свойств и не создающих потока против движения демаскирующего газа, в том числе, но не исключительно расположенных внутри полого элемента; при этом полый элемент может быть полностью или частично расположен внутри или снаружи маскируемого объекта, может представлять собой жесткую и/или гибкую конструкцию, состоящую из отдельных элементов с возможностью их соединения и отсоединения или неразборную, а также полый элемент может быть выполнен из материала, скрывающего хотя бы один демаскирующий признак, в том числе теплоизолирующего, и/или теплоотражающего, и/или имеющего маскировочную окраску, и/или радиопоглощающего и т.п., а маскировочное устройство в целом может содержать имитатор маскируемого объекта или части маскируемого объекта хотя бы в одном диапазоне длин волн и средство крепления имитатора к маскируемому объекту, при этом имитатор вынесен за габариты маскируемого объекта, в том числе, но не исключительно с подачей демаскирующего газа в имитатор через полый элемент.

Изобретение относится к устройству для адаптации сигнатуры, способу адаптации сигнатуры, а также к объекту, такому как транспортное средство. Устройство для адаптации сигнатуры, содержит по меньшей мере один элемент поверхности, выполненный с возможностью допускать определенное тепловое распределение, при этом упомянутый элемент поверхности содержит по меньшей мере один теплогенерирующий элемент, выполненный с возможностью генерирования по меньшей мере одного заранее определенного температурного градиента для части упомянутого по меньшей мере одного элемента поверхности, упомянутый по меньшей мере один элемент поверхности содержит по меньшей мере одну поверхность отображения, упомянутая по меньшей мере одна поверхность отображения выполнена с возможностью излучения по меньшей мере одного заранее определенного спектра, упомянутая по меньшей мере одна поверхность отображения выполнена с возможностью излучения по меньшей мере одного спектра во множестве направлений, и упомянутый по меньшей мере один заранее определенный спектр является направленно-зависимым, и поверхность отображения содержит препятствующий слой, выполненный с возможностью препятствования падающему свету выбранных углов падения.

Группа изобретений относится к устройству для адаптации радиолокационной и тепловой сигнатур и машине, содержащей это устройство. Устройство содержит элемент поверхности, выполненный с возможностью допускать определенное тепловое распределение.

Изобретение относится к области амфибийных корпусных машин и касается конструкций колесных и гусеничных плавающих машин. Амфибийное транспортное средство содержит корпус, гусеничный или колесный движитель, маршевый двигатель и газоотвод отработавших газов маршевого двигателя.

Изобретение относится к бронированным объектам, главным образом к танкам с динамической броневой защитой, и одновременно к средствам маскировки военных объектов с помощью маскировочного покрытия, закрепленного на поверхности объекта.

Изобретение относится к средствам защиты от тепловизионных средств воздушно-космической разведки. При способе имитации теплового контраста объекта регистрируют тепловое изображение имитируемого объекта на фоне местности, передают зарегистрированное изображение на имитатор, регистрируют тепловое изображение имитатора с размещенными на нем термоэлектрическими модулями, определяют разность теплового контраста между разрешаемыми тепловизионной аппаратурой элементами поверхности объекта и соответствующими им термоэлектрическими модулями, формируют управляющие сигналы для изменения температуры термоэлектрических модулей в соответствии с полученными значениями.

Изобретение относится к области военной техники и касается способа засветки оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА).

Способ обеспечения радиолокационной скрытности военных самолетов предназначен для обеспечения неприметности самолета при его радарном облучении. Он заключается в изготовлении поверхностей самолета отражающими радиолокационные импульсы в стороны от радиолокатора, а также в покрытии поверхностей самолета многослойными материалами с прорезями в металлических поверхностях, покрытыми радиопрозрачными композитными материалами, и с полостями внутри.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для проведения мероприятий по скрытию летательных аппаратов (ЛА) военного назначения от средств радиолокационной разведки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Летательный аппарат (1) выполнен с возможностью висения, имеет средство (7) приведения в действие и, по меньшей мере, одну выхлопную трубу (8, 8'), соединенную с выпускным отверстием средства (7) приведения в действие, чтобы выпускать выхлопной газ, создаваемый посредством сгорания топлива, из летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям экранопланов. Многофункциональный летательный аппарат содержит двухэтажную трубчатую раму, три поперечины жесткости и опоры двигателя, скрепленные отлитыми захватами и устройством двухстороннего крепления редукторов к литьевым захватам.

Группа изобретений относится к летательному аппарату с возможностью висения, способу содействия его маневрированию, графическому интерфейсу для отображения нескольких указаний.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем привода несущих винтов вертолетов. Трансмиссия вертолета содержит валы и зубчатые передачи привода винтов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к наземным стендам для отработки аварийного покидания летательных аппаратов. Стенд для испытаний и демонстрации аварийного покидания вертолета содержит силовое основание с опорными стойками и два ложемента, установленные на стойках через опорные ролики.

Вертолет содержит хвостовую часть (1) с поперечным каналом (6) и ведущим валом (23) внутри обтекателя (14) ведущего вала для устройства (2) противодействия крутящему моменту.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям шасси вертолетов. Убирающееся посадочное шасси (4) вертолета содержит подвесную конструкцию (10), одно колесо (8), прикрепленное к подвесной конструкции (10) с возможностью вращения вокруг своей собственной оси вращения (9), приводные средства для перемещения подвесной конструкции (10) и колеса (8) между втянутым положением, чтобы уменьшить аэродинамическое сопротивление вертолета (1), и опущенным положением для посадки и взлета вертолета (1), полоз (40), расположенный между осью вращения (9) и периферией колеса (8) и находящийся диаметрально напротив подвесной конструкции (10) относительно оси вращения (9).

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1), содержащим фюзеляж (2), несущий винт (3), тяговый винт (4) изменяемого шага, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), силовую установку (5), приводящую во вращение несущий винт (3) и тяговый винт (4), включает определение заданного общего шага и заданного продольного циклического шага, чтобы привести упомянутый летательный аппарат (1) к точке оптимизированной работы упомянутого несущего винта (3) во время устойчивой фазы полета, сохраняя при этом задачу постоянного вертикального состояния, такого как постоянная вертикальная скорость или постоянный угол атаки, и задачу постоянного продольного пространственного положения, соответствующего упомянутой устойчивой фазе полета, регулируют подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11'), действуя на аэродинамическое средство упомянутого летательного аппарата (1) таким образом, чтобы общий шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) был равен заданному общему шагу.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам контроля технического состояния авиационной техники. Способ эксплуатации вертолета заключается в том, что при каждом полете осуществляют контроль фактической тяги несущего винта вертолета, причем предварительно перед началом эксплуатации вертолета осуществляют сбор исходных данных по характеристикам двигателей силовой установки в соответствии с формулярами и сбор исходных данных по величине тяги несущего винта при контрольных висениях вертолета.

Изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкциям каркасов фюзеляжей вертолетов. Конструкция силового каркаса вертолета содержит в средней своей части кессон с ложементом крепления главного редуктора и продольными по высоте кессона профилированными элементами, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованными с кессоном.
Наверх