Система обеспечения безопасности самолетов и вертолетов с использованием сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов

Изобретение относится к авиационной технике. Система подачи сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов к двигателям самолета или вертолета состоит из размещенных в корпусе самолета или вертолета емкостей со сжиженным азотом, двуокисью углерода либо инертным газом. От емкостей проложены трубопроводы, часть которых выходит к воздухозаборникам двигателей. Часть указанных трубопроводов проходит также к соплам двигателей самолета или вертолета. Система также содержит источник пассивных помех с ложными тепловыми целями. Изобретение повышает безопасность летательных аппаратов. 2 н.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к авиационной технике.

Информация об известных аналогах не найдена.

Задачей изобретения является обеспечение безопасности самолетов (вертолетов), в случае применения оружия с инфракрасными головками самонаведения либо угрозы его применения, с использованием сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов, а также тушение двигателя в случае его возгорания. Система может найти применение при производстве самолетов (вертолетов) как военного, так и гражданского назначения.

Задача решается следующим образом: в корпусе самолета (вертолета) размещаются емкости с сжиженным азотом, двуокисью углерода либо инертным газом, от емкостей прокладываются трубопроводы, часть которых выходит к воздухозаборникам двигателей, а часть к соплам двигателей самолета (вертолета). Система позволяет осуществлять подачу сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов, в область сопел, либо в область воздухозаборников двигателей, в зависимости от цели их использования. В случае фиксирования пуска ракеты экипажем визуально либо бортовым оборудованием или при нахождении самолета (вертолета) в зоне повышенной опасности из-за угрозы применения передвижных зенитно-ракетных ракетных комплексов, члены экипажа или автоматика активируют систему, которая подает в области сопел двигателей сжиженные азот, двуокись углерода или инертный газ. Так как сжиженные азот, двуокись углерода и инертные газы имеют очень низкую температуру и очень высокий изобарный коэффициент расширения, испаряясь, они значительно снижают температуру отработанных газов двигателя и способствуют более активному смешиванию их с окружающим воздухом, что противодействует захвату цели ракетами с тепловыми головками самонаведения и снижает вероятность уничтожения или повреждения самолета (вертолета). При активации системы производится запуск источников пассивных помех с ложными тепловыми целями. Одновременное использование данной системы с источниками пассивных помех с ложными тепловыми целями и экранированными выхлопными устройствами позволит достигнуть более значительных результатов. При возгорании двигателя подача сжиженного азота, двуокиси углерода или инертного газа осуществляется со стороны воздухозаборника в целях тушения пожара.

Техническим результатом является обеспечение безопасности самолетов (вертолетов), в случае применения оружия с инфракрасными головками самонаведения, а также тушение двигателя в случае его возгорания. Преимуществом данной системы, по сравнению с всеракурсной лазерной станцией помех «Клен-М», является то, что ее можно использовать непосредственно еще и в период взлета, набора высоты и посадки, в то время как использование в это время системы «Клен-М» малоэффективно, так как она работает по азимуту и от -45 до +30°, по углу места.

Изобретение позволяет улучшить безопасность самолетов (вертолетов), в случае применения оружия с инфракрасными головками самонаведения либо угрозы его применения, а также осуществить тушение двигателя в случае его возгорания.

1. Система подачи сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов к двигателям самолета или вертолета, состоящая из размещенных в корпусе самолета или вертолета емкостей со сжиженным азотом, двуокисью углерода либо инертным газом, от емкостей проложены трубопроводы, часть которых выходит к воздухозаборникам двигателей, отличающаяся тем, что часть указанных трубопроводов проходит также к соплам двигателей самолета или вертолета, при этом система также содержит источник пассивных помех с ложными тепловыми целями.

2. Способ подачи сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов к двигателям самолета или вертолета, заключающийся в том, что емкости со сжиженным азотом, двуокисью углерода либо инертным газом размещают в корпусе самолета или вертолета, от емкостей прокладывают трубопроводы, часть которых выходит к воздухозаборникам двигателей, осуществляют подачу сжиженных азота, двуокиси углерода или инертного газа в область воздухозаборников двигателей, отличающийся тем, что часть указанных трубопроводов прокладывают также к соплам двигателей самолета или вертолета для подачи сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертного газа в случае фиксирования пуска ракеты экипажем визуально либо бортовым оборудованием или при нахождении самолета или вертолета в зоне повышенной опасности из-за угрозы применения передвижных зенитно-ракетных комплексов, при этом производят запуск источников пассивных помех с ложными тепловыми целями, а при возгорании двигателя подают сжиженные азот, двуокись углерода либо инертный газ со стороны воздухозаборника.



 

Похожие патенты:

При создании силы тяги в реактивном двигателе в камере сгорания получают рабочее тело высокой температуры и давления и увеличивают его скорость в сужающейся дозвуковой части сопла до получения критической скорости с дальнейшим увеличением скорости потока рабочего тела в расширяющейся сверхзвуковой части сопла.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к устройствам для управления вектором тяги (УВТ) двигателя летательного аппарата (ЛА). .

Изобретение относится к отклоняющей системе для газового потока в реактивном сопле летательного аппарата, например беспилотного летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к регулируемым соплам воздушно-реактивных двигателей, выполненных с возможностью отклонения вектора тяги.

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

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 гондолам турбореактивных двигателей. Внутренняя конструкция гондолы турбореактивного двигателя содержит активные и пассивные подвижные элементы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к реверсорам тяги. Створчатый реверсор тяги содержит, по меньшей мере, один неподвижный конструктивный элемент с установленной на нем, по меньшей мере, одной створкой.

Изобретение относится к авиации, в частности к гондоле турбореактивного двигателя, имеющего переменное сечение сопла. Гондола содержит верхнюю по потоку неподвижную конструкцию, подвижный обтекатель и нижнее по потоку сопло с переменным сечением.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к заднему узлу гондолы турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит несущую поверхность и турбореактивный двигатель. Несущая поверхность выполнена комбинированной из обычного аэродинамического крыла и жестко связанной с ним несущей пластины. Двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекает ее верхнюю поверхность. Профиль несущей пластины повторяет профиль сопла Лаваля турбореактивного двигателя. Эффективные площади аэродинамической пластины и несущей пластины равны. Летательный аппарат содержит фюзеляж с крыльями, векторы подъемных сил которых и центр тяжести всего летательного аппарата лежат в одной плоскости, перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата. Центр тяжести летательного аппарата расположен ниже точек приложения всех подъемных сил. Группа изобретений направлена на увеличение дальности, грузоподъемности и безопасности их использования. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Система подачи сжиженных азота, двуокиси углерода либо инертных газов к двигателям самолета или вертолета состоит из размещенных в корпусе самолета или вертолета емкостей со сжиженным азотом, двуокисью углерода либо инертным газом. От емкостей проложены трубопроводы, часть которых выходит к воздухозаборникам двигателей. Часть указанных трубопроводов проходит также к соплам двигателей самолета или вертолета. Система также содержит источник пассивных помех с ложными тепловыми целями. Изобретение повышает безопасность летательных аппаратов. 2 н.п. ф-лы.

Наверх