Пилон подвески для газотурбинного двигателя

Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33). На каждой из своих боковых поверхностей (36) пилон (30) имеет последовательность дефлекторов (40), которые поперечно разнесены друг от друга и которые определяют между собой сходящиеся и изогнутые каналы (60). Каналы (60) выполнены так, чтобы ускорять воздушные потоки, протекающие в каналах (60) при взлете летательного аппарата или в полете для того, чтобы отклонять эти воздушные потоки по направлению к реактивной струе двигателя. Изобретение снижает шум двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изложение относится к пилону подвески (или мачте) для газотурбинного двигателя и к устройству летательного аппарата, включающему в себя такой пилон.

Более конкретно, такой пилон может быть использован для подвески турбореактивного двигателя к крылу самолета.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Общей тенденцией в течение последних сорока лет в направлении снижения шума двигателя от самолетов, а более конкретно от двухконтурных турбореактивных двигателей, было увеличение степени двухконтурности (BPR) таких турбореактивных двигателей, т.е. увеличение соотношения потока второго контура к потоку первого контура, покидающему турбореактивный двигатель. Настоящие проекты предлагают двигатели с высокой степенью двухконтурности, лежащей в диапазоне 9-12, тогда как в 1970-х годах степень двухконтурности лежала в диапазоне 5-6. В частности, для постоянного тягового усилия, увеличение скорости потока для потока второго контура служит для того, чтобы уменьшать скорости выброса и, тем самым, уменьшать шум вследствие смешивания выбрасываемых газов. Тем не менее, увеличение степени двухконтурности ведет к основному недостатку с точки зрения интеграции двигателей в самолет, поскольку увеличение скорости потока для потока второго контура обязательно подразумевает увеличение диаметра двигателей. К сожалению, в наши дни разумный предельный размер для интегрирования турбореактивного двигателя с вентилятором в кольцевом обтекателе под крылом самолета представляется почти достигнутым, и кажется затруднительным продолжение работ по этим направлениям.

Другое известное решение для снижения шума реактивной струи от турбореактивного двигателя, в частности при взлете, состоит в предоставлении шевронов на кромке основного сопла турбореактивного двигателя, как описано, например, в патентном документе EP 1 580 419 A1. Хотя это решение вполне эффективно с точки зрения акустики, оно, тем не менее, оказывает негативное влияние на производительность турбореактивного двигателя в крейсерских условиях. Кроме того, улучшения, которые были продемонстрированы, остаются незначительными.

Поэтому существует необходимость в решении, которое делает возможным снижение шума двигателя самолета и которое избегает вышеупомянутых недостатков, по меньшей мере, частично.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к пилону для подвески газотурбинного двигателя, пилон выполнен с возможностью соединения двигателя с конструктивным элементом летательного аппарата, пилон имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и определяемый продольно между передней кромкой и задней кромкой.

Этот пилон дополнительно содержит, на каждой из своих боковых поверхностей, последовательность дефлекторов, которые поперечно разнесены друг от друга. Между ними и/или вместе с внешней стенкой двигателя, эти дефлекторы определяют каналы, в которых потоки воздуха протекают во время взлета летательного аппарата или в полете. Эти каналы являются сходящимися и изогнуты так, чтобы ускорять упомянутые воздушные потоки и направлять воздушные потоки по направлению к реактивной струе двигателя.

Термин "сходящийся" используется для каналов, чтобы указывать, что каналы имеют проходное сечение, которое уменьшается постепенно от позиции выше по потоку к позиции ниже по потоку с тем, чтобы ускорять воздушные потоки, проходящие по каналам.

Наличие дефлекторов служит для ускорения и отклонения части воздушного потока, проходящего вокруг пилона, с целью снижения шума реактивной струи двигателя. Кроме того, в сравнении с решением предшествующего уровня техники, использующего шевроны, дефлекторы имеют преимущество в том, что не образуют препятствие для реактивной струи, покидающей двигатель.

В настоящем описании прилагательные "продольный" и "поперечный" (и определения "продольно" и "поперечно") используются со ссылкой на продольное и поперечное направления пилона. Продольное направление пилона – это направление, которое параллельно оси тяги двигателя (т.е. оси вращения ротора газотурбинного двигателя), когда двигатель прикреплен к пилону. Это продольное направление, следовательно, соответствует общему направлению потока воздуха, проходящего вокруг пилона в нормальных условиях эксплуатации. Поперечное направление – это направление, перпендикулярное продольному направлению, проходящему через двигатель.

Пилон определен поперечно между дальним концом для крепления к двигателю и ближним концом для крепления к конструктивному элементу летательного аппарата. Прилагательные "ближний" и "дальний" используются со ссылкой на соединение пилона с конструктивным элементом летательного аппарата.

Наконец, "расположенный выше по потоку" и "расположенный ниже по потоку" определяются относительно нормального направления потока воздуха во время взлета или в полете.

Настоящее описание также относится к устройству для летательного аппарата, устройство содержит газотурбинный двигатель и пилон вышеуказанного типа, посредством которого двигатель может присоединяться к конструктивному элементу летательного аппарата.

Упомянутый двигатель может быть авиационным газотурбинным двигателем, таким как авиационный двигатель, а более конкретно, турбореактивным двигателем или турбовинтовым двигателем. Кроме того, упомянутая конструкция может быть элементом, формирующим часть крыла или фюзеляжа летательного аппарата. Летательный аппарат может быть самолетом. Естественно, изобретение не ограничивается этими примерами.

В некоторых вариантах осуществления двигатель является авиационным двигателем, в частности, турбореактивным двигателем, а конструктивный элемент является крылом самолета.

Когда самолет движется (например, при взлете или в полете), поток воздуха (называемый "наружным воздухом") протекает между двигателем и крылом. Пилон, соединяющий эти два элемента вместе, образует преграду для этого потока и формирует большой карман турбулентной кинетической энергии, которая засасывает реактивную струю по направлению к крылу. Это обуславливает рост двух формирующих шум явлений вследствие следующих взаимодействий:

- взаимодействие между спутной струей пилона и реактивной струей двигателя; и

- взаимодействие между крылом и реактивной струей, засасываемой по направлению к крылу.

Посредством предложенного решения предоставляется возможность управлять частью потока наружного воздуха так, чтобы делать его полезным в снижении шума реактивной струи. В частности, факт ускорения наружного воздуха во время направления его к реактивной струе посредством направляющих ребер служит уменьшению перепада скорости в слое смешивания между реактивной струей и наружным воздухом. Кроме того, было обнаружено, что факт отклонения части наружного воздуха по направлению к нижнему концу пилона служит для ослабления формирования кармана турбулентной кинетической энергии ниже по потоку от пилона.

Таким образом, посредством предложенного решения возможно уменьшать формирующие шум явления, включая взаимодействие между спутной струей пилона и реактивной струей и взаимодействие между реактивной струей и крылом.

Взаимодействие между спутной струей пилона и реактивной струей может быть уменьшено, поскольку карман турбулентной кинетической энергии, который отвечает за это взаимодействие, может быть уменьшен.

Взаимодействие между реактивной струей и крылом может быть уменьшено, поскольку карман турбулентной кинетической энергии турбулентности может быть уменьшен посредством увеличения скорости потока вокруг двигателя. Кроме того, управляя наружным воздухом, представляется возможным влиять на реактивную струю, чтобы уменьшать ее радиальное расширение по направлению к крылу.

Кроме того, шум от смешивания может быть снижен. В частности, этот шум является результатом сдвига между потоком воздуха, поступающего из двигателя (типично, потока второго контура), и потоком наружного воздуха, эти два потока движутся с различными скоростями. Ускорение наружного воздуха и, таким образом, получение меньшей разности между этими двумя потоками, таким образом, способствует уменьшению сдвига и получающегося в результате компонента шума. Шум скачка уплотнения может также быть снижен. В частности, шум скачка уплотнения происходит вследствие сложного взаимодействия между элементами скачков уплотнения, присутствующими в потоке второго контура, и турбулентностью в слое смешивания. Меньший сдвиг подразумевает меньшую турбулентность и, таким образом, меньшие уровни взаимодействия между двумя элементами, которые формируют шум скачка уплотнения.

В некоторых вариантах осуществления последовательность дефлекторов располагается исключительно в отдаленной части пилона, т.е. в части, близкой к двигателю. Это дает возможность избегать присутствия дефлекторов в близком сегменте пилона, близком к крылу, и, таким образом, дает возможность минимизации воздействия дефлекторов на подъемную силу крыла.

В некоторых вариантах осуществления каждый дефлектор проходит продольно от передней кромки пилона. Это дает возможность избегать развития наружного пограничного слоя выше по потоку от каналов, созданных дефлекторами, где каждый пограничный слой может препятствовать хорошему канализированию потока.

В некоторых вариантах осуществления каждый дефлектор проходит продольно по направлению к реактивной струе, при этом расположенный ниже по потоку конец каждого дефлектора находится близко к реактивной струе, в то же время, тем не менее, находясь за ее пределами. Это дает возможность подводить поток воздуха настолько близко, насколько возможно, к реактивной струе без направляющих ребер, составляющих преграды для реактивной струи.

В некоторых вариантах осуществления каждый дефлектор имеет высоту в направлении толщины пилона, находящуюся в диапазоне от 5% до 50% диаметра двигателя. Это дает возможность управлять потоком поблизости от двигателя, в то же время избегая столкновения с потоком за пределами этой рассматриваемой зоны.

В некоторых вариантах осуществления каждый дефлектор скручен так, чтобы направлять воздушный поток как по направлению к реактивной струе двигателя, так и в спутную струю пилона. Другими словами, дефлекторы имеют изгиб как в своих плоскостях продольного сечения, параллельных направлению двигатель-крыло, так и в плоскостях своего поперечного сечения.

В некоторых вариантах осуществления каждая последовательность дефлекторов содержит от одного до четырех дефлекторов. Когда "последовательность" имеет только один дефлектор, упомянутый сходящийся и изогнутый канал задается между этим дефлектором и наружной стенкой двигателя.

В некоторых вариантах осуществления каждая последовательность дефлекторов имеет, по меньшей мере, два дефлектора, а предпочтительно, по меньшей мере, три дефлектора. Это дает возможность уменьшать перепады скоростей поэтапно и, таким образом, дает возможность иметь множество сдвиговых слоев между потоками, протекающими со скоростями, которые фактически близки друг другу.

Вышеупомянутые характеристики и преимущества, а также другие преимущества, представляются при чтении последующего подробного описания вариантов осуществления предложенного пилона подвески и устройства. Подробное описание ссылается на сопровождающие чертежи.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Сопровождающие чертежи являются схематичными и не выполнены в масштабе; они предназначены для того, чтобы, главным образом, иллюстрировать принципы изобретения.

На чертежах, от одной фигуры к другой, элементы (или части элемента), которые являются идентичными, снабжаются одинаковыми ссылочными знаками. Кроме того, элементы (или части элемента), принадлежащие вариантам осуществления, которые отличаются, но имеют функции, которые являются аналогичными, снабжаются на чертежах числовыми ссылками, разнесенными на 100, 200 и т.д.

Фиг. 1 – это перспективный вид примера пилона подвески, соединяющего турбореактивный двигатель с крылом самолета.

Фиг. 2 – это вид сбоку пилона на фиг. 1.

Фиг. 3 – это вид спереди пилона на фиг. 2, если смотреть вдоль стрелки III.

Фиг. 4 – это вид сзади пилона на фиг. 2, если смотреть вдоль стрелки IV.

Фиг. 5 – это вид спереди, аналогичный виду на фиг. 3, показывающий другой пример пилона.

Фиг. 6 – это вид сзади, аналогичный виду на фиг. 4, показывающий пилон на фиг. 5.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Варианты осуществления описываются ниже подробно со ссылкой на сопровождающие чертежи. Эти варианты осуществления показывают характеристики и преимущества изобретения. Необходимо, тем не менее, напомнить, что изобретение не ограничивается этими вариантами осуществления. В частности, хотя изобретение описывается ниже в контексте его применения к турбореактивному двигателю (двухконтурного типа, имеющего два отдельных потока), который прикреплен под крылом самолета, изобретение не ограничивается этим применением.

Фиг. 1-4 показывают турбореактивный двигатель 10, прикрепленный под крылом 20 самолета посредством пилона 30 подвески. Приводная ось A турбореактивного двигателя 10 начерчена штрихпунктирными линиями на чертежах.

Пилон 30 имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными поверхностями 36 и 38, и он проходит продольно (т.е. параллельно приводной оси A) между передней кромкой 31 и задней кромкой 33. Пилон 30 определен поперечно между дальним концом 35, прикрепленным к турбореактивному двигателю 10, и ближним концом 34, прикрепленным к крылу 20 самолета.

Продольное и поперечное направления обозначены X и Y, соответственно, на чертежах. Направление Z, которое обозначено на фиг. 2, является направлением толщины пилона 30. Выражение "продольная плоскость" используется, чтобы обозначать плоскость, параллельную направлениям X и Y. Продольная плоскость обозначается XY. Выражение "поперечная плоскость" обозначает плоскость, параллельную направлениям Y и Z. Поперечная плоскость обозначается YZ.

Кроме того, на каждой из своих боковых поверхностей 36 и 38 пилон 30 имеет последовательность из трех дефлекторов 40, сформированных посредством полос и соединенных через их основания 40B с корпусом пилона 30 (см. фиг. 3). В поперечных плоскостях YZ дефлекторы 40 проходят, по существу, перпендикулярно относительно поверхностей 36 и 38, проходя от своих оснований 40B к своим свободным концам 40E. В качестве примера, дефлекторы 40 прикрепляются к корпусу пилона посредством клепки или сварки. Дефлекторы 40 пилона 30 расставлены с промежутком поперечно (т.е. в направлении Y) относительно друг друга, и между собой они определяют каналы 60. Соответствующие воздушные потоки F протекают по этим каналам 60 при взлете или в полете. Эти каналы 60 являются сходящимися в том смысле, что их проходные сечения постепенно уменьшаются, проходя от позиции выше по потоку к позиции ниже по потоку. В частности, в показанном варианте осуществления высота (измеренная по оси Z) направляющих ребер 40, по существу, постоянна вдоль каналов 60, в то время как направляющие ребра 40 становятся ближе друг к другу, проходя от позиции выше по потоку к позиции ниже по потоку (см. фиг. 2). Это дает в результате сужение проходных сечений каналов 60, тем самым, заставляя воздушные потоки F, протекающие в этих каналах 60, ускоряться.

Направляющие ребра 40 изогнуты в своих продольных плоскостях XY, как показано на фиг. 2, тем самым, заставляя отклоняться воздушные потоки F по направлению к реактивной струе J, покидающей турбореактивный двигатель. Реактивная струя J представляется штриховыми линиями на фиг. 2. Следует отметить, что дефлекторы 40 не формируют препятствий для реактивной струи J. В частности, расположенный ниже по потоку конец каждого дефлектора 40 находится близко к реактивной струе J, в то же время оставаясь за ее пределами (см. фиг. 2). Таким образом, ни один дефлектор 40 не проходит продольно до расположенной ниже по потоку кромки 33 пилона. Такая конфигурация дает возможность подводить воздушные потоки F настолько близко, насколько возможно, к реактивной струе J, в то же время, тем не менее, не формируя препятствия для реактивной струи.

Последовательность дефлекторов 40 размещается в дальней части пилона 30 близко к турбореактивному двигателю 10. Ближняя часть пилона 30, ближе к крылу 20, не имеет дефлекторов 40, тем самым, служит минимизации влияния дефлекторов 40 на подъемную силу крыла 20.

Каждый дефлектор 40 проходит продольно от передней кромки 31 пилона (см. фиг. 2 и 3). Это помогает избегать развития наружного пограничного слоя выше по потоку от каналов 60, где такой пограничный слой может мешать хорошему канализированию потоков F в каналах 60.

В направлении толщины пилона 30, т.е. в направлении Z, каждый дефлектор 40 представляет высоту, находящуюся в диапазоне от 5% до 50% диаметра турбореактивного двигателя 10. В показанном варианте осуществления эта высота равна приблизительно 20% диаметра. Это дает возможность управлять потоком поблизости от двигателя, в то же время не сталкиваясь с потоком за пределами этой рассматриваемой зоны.

В некоторых вариантах осуществления каждый дефлектор 40 скручивается так, чтобы направлять воздушные потоки F, как по направлению к реактивной струе из турбореактивного двигателя 10, так и по направлению к спутной струе пилона 30. Другими словами, дефлекторы имеют изгиб как в своих плоскостях XY продольного сечения, так и в своих плоскостях YZ поперечного сечения.

Другой пример пилона 130 показан на фиг. 5 и 6, этот пилон 130 отличается от пилона на фиг. 1-4 исключительно тем фактом, что дефлекторы 140 изогнуты в своих поперечных плоскостях YZ вместо того, чтобы быть прямыми аналогично дефлекторам 40.

Дефлекторы 140 на фиг. 5 и 6 скручены в том смысле, что они представляют изгиб в своих продольных плоскостях XY и изгиб в своих поперечных плоскостях YZ. Следует отметить, что поскольку дефлекторы 140 следуют поверхностям 136 и 138 пилона, каждый из них следует изгибу этих поверхностей в соответствующих плоскостях XZ.

Изгиб в поперечных плоскостях YZ служит, чтобы направлять воздушные потоки F как по направлению к реактивной струе J турбореактивного двигателя 10, так и в спутную струю пилона 130. Этот изгиб является таким, что в поперечных плоскостях YZ дефлекторы 140 определяют вогнутые стороны, обращенные к турбореактивному двигателю 10.

В показанном варианте осуществления изгиб дефлекторов 140 постепенно больше обозначается при приближении к турбореактивному двигателю 10, как показано на фиг. 5 и 6. Это дает возможность ускорять поток снаружи двигателя непосредственно перед выбросом.

Варианты осуществления, описанные в настоящем описании, приведены в качестве неограничивающей иллюстрации, и, в свете этого описания, специалист в области техники может легко модифицировать эти варианты осуществления или может рассматривать другие, в то же время оставаясь в рамках изобретения.

Кроме того, различные характеристики этих вариантов осуществления могут быть использованы отдельно или в комбинации друг с другом. Когда они объединяются, эти характеристики могут быть объединены, как описано выше, или другими способами, изобретение не ограничивается конкретными комбинациями, описанными в настоящем описании. В частности, пока точно не указано противоположное, характеристика, описанная со ссылкой на один конкретный вариант осуществления, может быть применена аналогичным образом к любому другому варианту осуществления.

1. Пилон для подвески газотурбинного двигателя, выполненный с возможностью соединения двигателя с конструктивным элементом летательного аппарата, причем пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями (36, 38) и определяемый продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33), отличающийся тем, что он дополнительно содержит, на каждой из своих боковых поверхностей (36, 38), соответствующую последовательность дефлекторов (40), которые поперечно разнесены друг от друга, так что между ними и/или вместе с наружной стенкой двигателя они определяют каналы (60), в которых воздушные потоки (F) протекают при взлете летательного аппарата или в полете, эти каналы (60) являются сходящимися и изогнуты таким образом, чтобы ускорять упомянутые воздушные потоки (F) и направлять воздушные потоки (F) по направлению к реактивной струе (J) двигателя.

2. Пилон по п. 1, при этом пилон (30) проходит поперечно между дальним концом (35) для крепления к двигателю и ближним концом (34) для крепления к конструктивному элементу летательного аппарата, и при этом ближняя часть пилона (30) не имеет дефлекторов (40).

3. Пилон по п. 1, при этом каждый дефлектор (40) проходит продольно от передней кромки (31) пилона (30).

4. Пилон по п. 1, при этом каждый дефлектор (40) проходит продольно по направлению к реактивной струе (J), расположенный ниже по потоку конец каждого дефлектора (40) размещается поблизости от реактивной струи (J), в то же время оставаясь за пределами реактивной струи (J).

5. Пилон по п. 1, при этом каждый дефлектор (40) имеет высоту, в направлении толщины пилона (30), находящуюся в диапазоне от 5% до 50% диаметра двигателя.

6. Пилон по п. 1, при этом каждый дефлектор (140) скручен так, чтобы направлять воздушные потоки (F) как по направлению к реактивной струе (J) двигателя, так и в спутную струю пилона (130).

7. Пилон по п. 1, при этом каждая последовательность дефлекторов (40) содержит от одного до четырех дефлекторов.

8. Устройство для летательного аппарата, содержащее:

газотурбинный двигатель; и

пилон (30) по любому предшествующему пункту, посредством которого двигатель может быть присоединен к конструктивному элементу летательного аппарата.

9. Устройство по п. 8, при этом двигатель является авиационным двигателем, и при этом конструктивный элемент является крылом (20) самолета.

10. Устройство по п. 9, при этом двигатель является турбореактивным двигателем (10).



 

Похожие патенты:

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, более конкретно, к нижнему заднему аэродинамическому обтекателю для устройства крепления двигателя. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиастроению, а именно к конструкции капотов силовых установок двигателей самолета. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к силовым установкам самолетов с двухконтурными турбореактивными двигателями, снабженными агрегатами, расположенными в основном на коробках приводов.

Изобретение относится к авиационной технике. Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу (1) двигателя устанавливают в хвостовой части крыла (2) таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы (1) двигателя и поверхностью крыла (2) составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами.

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.

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра.

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. .

Изобретение относится к авиастроению, в частности к моделированию корпусов реактивных двигателей, устанавливаемых под крылом летательных аппаратов гражданского назначения, преимущественно, самолетов с прямым, стреловидным и треугольным крылом.

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.

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 летательным аппаратам. Пилон имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой и задней кромкой. На каждой из своих боковых поверхностей пилон имеет последовательность дефлекторов, которые поперечно разнесены друг от друга и которые определяют между собой сходящиеся и изогнутые каналы. Каналы выполнены так, чтобы ускорять воздушные потоки, протекающие в каналах при взлете летательного аппарата или в полете для того, чтобы отклонять эти воздушные потоки по направлению к реактивной струе двигателя. Изобретение снижает шум двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх