Высокоманевренный самолет

Изобретение относится к области авиации. Высокоманевренный самолет представляет интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж, крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатели с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, и шасси. Фюзеляж выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера. Крылья и переднее горизонтальное оперение имеют дугообразную выемку передней кромки. Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Скошенные срезы воздухозаборников обращены друг к другу и закрыты ребрами пластин решеток, имеющих ромбическую в поперечном сечении форму и снаружи покрытых мелкоячеистыми сетками. Внутри воздухозаборников установлены наклонные решетки, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми сетками. Воздухозаборники выполнены с возможностью сброса воздуха и/или мусора в их нижнюю часть, с последующим сбросом через открывающиеся вверх клапаны. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества. 6 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и представляет собой конструкцию многофункционального, многорежимного, высокоманевренного самолета, преимущественно военного назначения. Самолет предназначен для выполнения тактических боевых задач по уничтожению как воздушных, так и наземных целей, надводных и подводных, на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, в том числе в условиях горной местности, на густонаселенных территориях, при высокой плотности помех, на малых высотах. Кроме того, предлагаемый самолет может использоваться для палубной авиации, а также, как учебный и тренировочный.

Известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель Су-47 "Беркут" (С-37), выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единую несущую систему. Крыло истребителя имеет корневой наплыв с малым углом стреловидности по передней кромке и сопрягаемую с ней консольную часть с обратной стреловидностью по передней кромке. Цельно-поворотное переднее горизонтальное оперение данного истребителя имеет трапециевидную форму. Заднее горизонтальное оперение относительно небольшой площади также выполнено цельно-поворотным. Основные одноколесные опоры шасси Су-47 крепятся к фюзеляжу и убираются вперед по полету с разворотом колес в ниши за воздухозаборниками двигателей. Передняя двухколесная опора убирается в фюзеляж вперед по направлению полета (http://www.airwar.ru/enc/fighter/s37.html).

Недостатком вышеуказанного самолета является то, что в областях корневых сечений крыльев обратной стреловидности, с увеличением угла атаки, возникает срыв воздушного потока, что приводит к проявлению аэродинамической дивергенции.

Известен многофункциональный самолет, с пониженной радиолокационной заметностью (патент РФ на изобретение №2502643 С2 опублик. 27.12.2013 Бюл. №36), содержащий планер, силовую установку, комплекс бортового оборудования. Авиационные средства поражения данного самолета размещены внутри планера, углы стреловидности передних и задних кромок несущих поверхностей, воздухозаборников, створок люков приведены к двум или трем направлениям, борта фюзеляжа в поперечном сечении, цельно-поворотное вертикальное оперение выполнены с наклоном от вертикальной плоскости в одном направлении, устройства забора и выброса воздуха выполнены экранированными.

Крыло данного самолета также имеет трапециевидную форму с прямой стреловидностью по передней кромке и недостатком данного самолета, также, будет являться эффект концевого срыва.

Известны дистанционно управляемые парашютные системы «Пегас» («PEGASYS» -от «Precision and Extended Glide Airdrop SYStem»), способные доставлять с больших высот грузы массой 90-1000 кг (модификация «PEGASYS-XL») или 1-4,5 тонны (модификация «PEGASYS-L»), обладающие высокоэффективными системами управления, которые интегрированы с системами управления самолета-носителя. Данная парашютная система, состоящая из собственно парашюта, приемника спутниковых систем навигации, блока питания с батареями, специального программного обеспечения, проводки управления стропами парашюта, и блока радиокомандной линии управления для управления системой с пульта оператора позволяет осуществлять выброску грузов с больших высот, на дальние дистанции, существенно снижает вероятность поражения самолета-носителя средствами противовоздушной обороны противника (ТЕХНОЛОГИИ: Воздушное десантирование: век высоких технологий (http://www.bratishka.ru/archiv/2010/8/2010 8 12.php). Известна также парашютная система точной выброски груза с самолета JPADS (Joint Precision Air Drop System) позволяющая доставлять грузы в требуемую точку, как по спутниковому наведению, так и без него, по визуальным ориентирам. После сброса с самолета-носителя, с больших высот, JPADS, с использованием GPS и системы наведения, осуществляет навигацию и контроль полета системы к пункту назначения, что позволяет доставлять грузы на значительное удаление от точки сбрасывания, с точностью 50-75 метров (https://topwar.ru/43327-tochnaya-vybroska-s-vozduha.html).

Недостатком данных систем является низкое аэродинамическое качество грузовой платформы, ее слабая путевая устойчивость, что снижает точность приземления спускаемого груза, уменьшает дистанции, на которые могут планировать данные системы, делает возможным применение систем только при оптимальных погодных условиях.

Также, известен многоцелевой высокоманевренный самолет истребитель-бомбардировщик Су-34 (прототип), аналогично выполненный по аэродинамической схеме "продольный интегральный триплан". Крыло данного самолета, плавно сопрягающееся с фюзеляжем, имеет трапециевидную форму с прямой стреловидностью. (Су-34 http://www.airwar.ru/enc/bomber/su34.html).

Недостатком данного самолета является эффект концевого срыва, характерного для самолетов, имеющих прямую стреловидность передней кромки крыла, приводящего к срыву воздушного потока и падению подъемной силы.

Сущность изобретения

Высокоманевренный самолет, представляющий собой интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж 1, крылья 4, снабженные корневыми наплывами 2, на которых расположено переднее горизонтальное оперение 7, двухкилевое вертикальное оперение 6, двигатели с изменяемым вектором тяги 8, имеющий воздухозаборники 9 и шасси, выполнен так, что его крылья 4 имеют дугообразную выемку передней кромки, изменяющую стреловидность крыла от прямой (в прикорневой части), до обратной (к его концу), выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера.

Самолет выполнен в виде интегральной биплановой компоновки с неустойчивой аэродинамической схемой. Степень неустойчивости выбрана из условия получения максимального аэродинамического качества с учетом балансировки за счет оптимальных углов отклонения переднего горизонтального цельно-поворотного оперения 7, флаперона (флаперонов) крыла 14, расположенных под острым углом, двумя консолями цельно-поворотного вертикального оперения 6, плоскости хорд которых отклонены от вертикали на острый угол, что позволяет использовать преимущества скошенного оперения, объединяя функции вертикального и горизонтального оперения, уменьшая при этом аэродинамическое сопротивление и вес самолета (по сравнению с продольными трипланами). Высокое аэродинамическое качество обеспечивает исключительно высокую маневренность, в частности, необходимый продольный момент на пикирование для ухода с больших углов атаки, и способствует уменьшению аэродинамической дивергенции и флаттера. На законцовках крыльев расположены контейнеры комплекса радиоэлектронной борьбы 5 (аналогично Су-34).

Изобретение поясняется чертежами.

На представленных чертежах позициями обозначены:

1 фюзеляж;

2 корневые наплывы фюзеляжа;

3 фонарь кабины;

4 консоли крыла;

5 контейнеры комплекса радиоэлектронной борьбы;

6 консоли цельно-поворотного вертикального оперения;

7 консоли цельно-поворотного переднего горизонтального оперения;

8 мотогондолы двигателей;

9 воздухозаборники двигателей;

10 входы в воздухозаборники двигателей, закрывающиеся ребрами пластин решеток (плоскость симметрии пластин параллельна плоскости симметрии самолета), снаружи решетки покрываются мелкоячеистыми металлическими сетками;

11 форма пластины входной решетки воздухозаборника;

12 наклонные решетки внутри воздухозаборников, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми металлическими сетками, отбрасывающими центробежной силой мелкий мусор в нижнюю, V-образную часть воздухозаборников и снижающие радиозаметность силовой установки;

13 клапаны сброса мусора из воздухозаборников и стравливания воздуха (открываются вверх);

14 флаперон (флапероны);

15 пилон цельно-поворотного вертикального оперения;

16 воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования;

17 полуконические металлические мелкоячеистые сетки защищающие входы воздухозаборников продува мотоотсеков от попадания в них мусора и снижающие их радиозаметность;

18 поворотные реактивные сопла двигателей;

19 люки шасси;

20 подвесной грузовой контейнер;

21 лонжероны;

22 нервюры;

23 стрингеры;

24 направления воздушных потоков;

25 места основного срыва воздушных потоков;

26 узлы крепления подвесного грузового контейнера к фюзеляжу.

На фиг. 1А показан вид самолета сверху.

На фиг. 1Б показан подвесной грузовой контейнер.

На фиг. 2А показан вид самолета снизу без подвесного грузового контейнера.

На фиг. 2Б показан вид самолета снизу с подвесным грузовым контейнером.

На фиг. 3А показан вид самолета сбоку без подвесного грузового контейнера.

На фиг. 3Б показан вид А на фиг. 3А.

На фиг. 4А показан вид самолета спереди после отстыковки контейнера.

На фиг. 4Б показан вид самолета спереди с подвесным грузовым контейнером.

На фиг. 5 показана схема силового набора крыла самолета.

На фиг. 6. схематически показано сравнение обтекания горизонтальных плоскостей самолетов воздушными потоками (самолет Су-34 с прямой стреловидностью крыла, самолет Су-47 с обратной стреловидностью крыла и самолет по представленному изобретению с крылом, совмещающим свойства прямой и обратной стреловидности).

Согласно изобретению (фиг. 1-5), самолет включает фюзеляж 1, содержащий единый несущий корпус, крылья 4 (имеющие дугообразную выемку передней кромки, что позволяет совмещать свойства прямой и обратной стреловидности), имеющие корневые наплывы 2, плавно интегрирующие их с фюзеляжем самолета 1, переднее горизонтальное оперение (также совмещающее свойства прямой и обратной стреловидности) 7, расположенное на наплывах фюзеляжа 2, двухкилевое цельно-поворотное вертикальное оперение 6, расположенное на пилонах 15, являющихся обтекателями гидроприводов цельно-поворотного вертикального оперения. На фронтальной части пилонов расположены воздухозаборники 16 продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, входы в которые защищены полуконическими металлическими сетками 17. Самолет обладает двигателями с изменяемым вектором тяги 8, оборудованными поворотными осесимметричными реактивными соплами 18. Воздухозаборники двигателей 9 расположены по бокам фюзеляжа при этом нижняя кромка входы (срезы) воздухозаборников двигателей расположена ниже его обводов, за кабиной пилотов. Данные входы выполнены скошенными в двух плоскостях, относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета, при этом, кромки воздухозаборников обращены друг к другу, что образует аэродинамическую «воронку» для нагнетания воздуха под фюзеляж, что способствует увеличению подъемной силы самолета и создает эффект воздушной подушки на взлете и посадке, уменьшает взлетные и посадочные скорости, сокращает дистанцию пробега.

Входы в воздухозаборники двигателей 10, для защиты от попадания в них мусора, закрываются ребрами пластин решеток 11 (плоскость симметрии пластин параллельна плоскости симметрии самолета), снаружи решетки покрываются мелкоячеистыми металлическими сетками. Вышеуказанные пластины имеют ромбическую в поперечном сечении форму, что значительно снижает их лобовое сопротивление и позволяет (например, в отличие от Су-34), делать решетки стационарными, неподвижными (в полете, в незащищенный воздухозаборник может попасть птица, а в бою - осколки средств противовоздушной обороны противника). Дополнительно, внутри воздухозаборников устанавливаются наклонные решетки 12, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми металлическими сетками, отбрасывающими центробежной силой мусор в нижнюю, V-образную часть воздухозаборников, откуда он может сбрасываться через специальные клапаны 13 (открывающимися вверх И служащими также для стравливания воздуха). Данные клапаны на стоянках самолета могут использоваться авиатехниками, как отверстия для очистки внутренних поверхностей воздухозаборника от загрязнений с помощью строительных пылесосов. Вышеуказанные устройства воздухозаборников не только защищают силовые установки от попадания в них мусора, но и снижают их радиозаметность. Носовая часть фюзеляжа самолета 1 аналогична Су-34, а за кабиной пилота (в горизонтальной плоскости), напоминает очертания тела птицы, расширяясь до носков крыльев 4, а затем, плавно сужаясь до основания сопел двигателей 18. Данное решение способствует повышению аэродинамического качества фюзеляжа и расширению его внутреннего пространства.

Переднее горизонтальное 7 и хвостовое вертикальное оперение 6 выполнены целиком поворотными. Крыло самолета имеет развитый корневой наплыв 2 большой стреловидности, на котором располагается переднее горизонтальное оперение 7, также совмещающее свойства прямой и обратной стреловидности.

Высокое аэродинамическое качество самолета обеспечивается его интегральной компоновкой, крыльями и передним горизонтальным оперением, совмещающим свойства прямой и обратной стреловидности, неустойчивой аэродинамической схемой. Крыло 4 и переднее горизонтальное оперение 7 имеют отрицательную стреловидность задней кромки, что позволяет реализовать высокие значения длин хорд в корневой части для уменьшения относительной толщины в этой зоне при высоких значениях абсолютной толщины, повышения их жесткости на кручение. Это решение способствует уменьшению волнового сопротивления на транс- и сверхзвуковых скоростях полета. В отношении консолей крыла 4, это дает возможность увеличить запасы топлива в крыльевых баках и, соответственно, освободить дополнительное пространство в фюзеляже для размещения груза. Такое решение позволяет поместить большую часть вооружения внутри фюзеляжа самолета, тем самым, улучшив его аэродинамическое качество и снизив радиозаметность. Бомболюк и внешняя подвеска вооружения аналогичны Су-34. Пушечное вооружение целесообразнее разместить в носовой части (как у изобретения №2502643 С2).

Выбор степени неустойчивости самолета обеспечивают флапероны задней кромки 14, переднее горизонтальное 7 и скошенное хвостовое вертикальное оперение 6, отклоняемые на оптимальные углы в зависимости от угла атаки и числа М полета. Вышеперечисленное дает получение высокого балансировочного аэродинамического качества и необходимого продольного момента на пикирование для ухода с больших углов атаки. Схождение воздушных потоков на средней части крыла может снижать эффективность управляющих элементов задней кромки крыла, расположенных близ его законцовки. В связи с этим, целесообразно использование одно, или двухсекционного флаперона 14, расширяющегося к корневой части крыла 4.

Благоприятные характеристики устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки, способность не сваливаться в неуправляемый штопор обеспечены аэродинамической компоновкой самолета крыльями и передним горизонтальным оперением, совмещающим свойства прямой и обратной стреловидности, оптимальной степенью неустойчивости. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обеспечивается минимальным волновым сопротивлением, получаемым за счет проектирования самолета по правилу площадей, распределения поперечных сечений по длине самолета, близких к телу минимального сопротивления. Управление самолетом осуществляется дифференциальными, или синфазными отклонениями целиком поворотного хвостового скошенного вертикального оперения 6, переднего горизонтального оперения 7, флаперонов 14, поворотных реактивных сопел 18.

Высокие взлетно-посадочные характеристики обеспечиваются специфической формой крыла 4 и переднего горизонтального оперения 7, расположением и формой воздухозаборников 9, нагнетающих воздух под фюзеляж, флаперонами 14, балансировкой неустойчивого самолета, поворотом вектора тяги сопел двигателей 18.

Крылья 4 и переднее горизонтальное оперение 7 летательного аппарата имеют сложную в плане форму. Их передняя кромка отвечает дуге золотой (логарифмической спирали) благодаря чему, геометрия крыла плавно, без резких переходов, изменяет свою стреловидность от прямой (в прикорневой части), до обратной (к его концу), что позволяет избежать эффекта концевого срыва (как у самолетов с прямой стреловидностью крыла), так и эффекта прикорневого срыва (как у самолетов с обратной стреловидностью крыла), так как возникающие набегающие центробежные и центростремительные воздушные потоки имеют зону схождения на средней части крыла. Данный фокус схождения воздушных потоков плавно смещается по средней части крыла, в зависимости от скорости самолета (Фиг. 6). Плавность схождения воздушных потоков на средней части крыла 4, увеличение ширины его прикорневой части, особая конструкция силового набора крыла (Фиг. 5), вынесенная вперед законцовка крыла 4, препятствуют развитию флаттера и аэродинамической дивергенции. Задняя кромка крыла 4 имеет обратную стреловидность. Силовой набор каркаса крыла (Фиг. 5) представлен изогнутыми в виде арок лонжеронами 21, проходящими сквозь расходящиеся веером нервюры 22 (точка схождения в области прикорневой части, у задней кромки), а по кромкам крыла проходят стрингеры 23. Данное решение повышает устойчивость крыла 4 к аэродинамической дивергенции и позволяет использовать для материала обшивки крыла сплавы металлов, так как металлические крылья имеют большую «живучесть» при пробитии поражающими элементами. Для последующей эксплуатации потребуется лишь залатать пробоины, а в случае с крыльями из композитов - необходима будет их полная замена. Композитными материалами можно будет лишь усилить переднюю кромку крыла предлагаемого летательного аппарата, в таком случае, при их поражении, потребуется замена лишь отдельного элемента (или элементов), а не крыла в целом.

Для снижения лобового сопротивления и уменьшения поверхностного трения, все обтекаемые поверхности самолета (в том числе, внутренние поверхности, решетки и сетки воздухозаборников), можно покрыть составом на основе ВАМ. Данное вещество имеет высокую твердость, уступая по этому показателю лишь алмазу и нитриду бора. Вместе с тем, ВАМ имеет низкий коэффициент трения - 0,02 (у тефлона (политетрафторэтилена) 0,05-0,1). ВАМ представляет собой комбинацию металлических сплавов бора, алюминия и магния (AlMgB14) с боридом титана (TiB2). (Сверхтвердый и сверхскользкий материал передадут промышленности. http://www.membrana.ru/particle/13306).

Подвесной грузовой контейнер 20 устанавливается под фюзеляжем самолета 1, между воздухозаборниками 9, кормовой частью к кабине пилота. Стыковочные узлы аналогичны устанавливающимся на Су-34.

Преимущества представленного самолета:

• По сравнению с аналогичными площадями крыльев самолетов с прямой и обратной стреловидностью, подъемная сила, создаваемая крыльями представленного самолета 4 выше, в том числе, и на критических (больших) углах атаки, выше угловая скорость разворота, меньше индуктивное сопротивление;

• Вышеперечисленное способствует сохранению управляемости самолета на больших углах атаки, в том числе, и возможности маневрирования, повышают его грузоподъемность;

• Благодаря наличию прямой стреловидности передней кромки крыла в его прикорневой части и обратной на его законцовке, уменьшается лобовое сопротивление.

• Технические решения в представленном самолете улучшают взлетно-посадочные характеристики, позволяют уменьшить взлетную скорость и дистанцию пробега;

• Использование крыльев 4 и горизонтального оперения 7, совмещающих свойства прямой и обратной стреловидности, увеличивает маневренность, так как позволяет летать на больших углах атаки, что дает возможность добиваться превосходства над противником в ближнем бою и на малых высотах, в условиях сложного рельефа горной местности, позволяет совершать успешные противоракетные маневры;

• Применение крыльев 4 и горизонтального оперения 7, совмещающих свойства прямой и обратной стреловидности снижает радиолокационную заметность в передней полусфере (радиоволны отражаются от передней кромки крыла в сторону фюзеляжа и частично экранируются);

• Отрицательная стреловидность задней кромки крыла 4 и отсутствие хвостового горизонтального оперения уменьшает волновое сопротивление на транс- и сверхзвуковых скоростях полета, снижает радиозаметность в задней полусфере;

• Конструктивные особенности крыла делают его жестким на кручение, что уменьшает флаттер и аэродинамическую дивергенцию;

• Рассматриваемое крыло 4, благодаря дугообразной выемке его передней кромки, имеет по ней эффект крыла повышенного удлинения, что повышает аэродинамическое качество крыла, но при этом - не снижает маневренные качества самолета по крену (по сравнению с обычным крылом повышенного удлинения);

• Вогнутая передняя кромка крыла 4 существенно улучшает его срывные характеристики, уменьшая срывное значение, что обеспечивает улучшение летных характеристик самолета;

• Благодаря специфической конфигурации фюзеляжа 1 и крыльев 4, обеспечивающих схождение воздушных потоков в области хвостовой балки, происходит активное размывание теплового следа самолета, что повышает его незаметность в инфракрасном диапазоне.

Устройство воздухозаборников 9, в виде воронки под фюзеляжем, не только увеличивает подъемную силу самолета, но и снижает их радиозаметность.

Плоскости хорд консолей вертикального оперения 6, отклоненные от вертикали на острый угол, позволяют получить преимущества скошенного оперения и снижают радиолокационную заметность самолета в боковой полусфере.

Подвесной грузовой контейнер 20, может иметь в грузовом отделении дополнительные запасы топлива для самолета, благодаря чему он может не нуждаться в дозаправке в воздухе.

Применимость изобретения. Представленный самолет разработан с учетом потребностей авиапарка ВВС РФ и модельных рядов авиазаводов РФ (с целью упрощения и удешевления выпуска). В качестве основы, были взяты параметры серийного самолета Су-34 (размах крыльев, длина фюзеляжа и отдельные его элементы). Су-34 является модификацией истребителя Су-27. Следовательно, технические решения изобретения применимы и для других вариантов Су-27 (Су-30; Су-33; Су-35; Су-37 и др.). Также, вышеуказанные решения применимы и для различных модификаций самолета МиГ-29 (в том числе, и МиГ-35).

Представленный самолет разрабатывался исходя из требований завоевания превосходства в воздухе, над сушей и морем, над существующими тактическими самолетами. Вышесказанное относится к потенциальной боевой эффективности, аэродинамическим характеристикам, маневренности, малой заметности в электромагнитном и инфракрасном диапазонах, по способности выполнять крейсерский сверхзвуковой полет на бесфорсажном режиме работы двигателей, по грузоподъемности, по высоким взлетно-посадочным характеристикам, обеспечивающим возможность эксплуатации укороченных и грунтовых полос, участков шоссейных дорог, с возможностью взлета и посадки на авианесущие корабли.

Предложенный тип крыла 4 и переднего горизонтального оперения 7 летательного аппарата, совмещающих свойства прямой и обратной стреловидности, может быть использован для создания других типов самолетов, беспилотных летательных аппаратов, крылатых ракет.

Высокоманевренный самолет, представляющий собой интегральный продольный биплан, включающий: фюзеляж; крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение; двухкилевое вертикальное оперение; двигатели с изменяемым вектором тяги; имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования; шасси, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера; крылья и переднее горизонтальное оперение имеют дугообразную выемку передней кромки; располагающиеся ниже обводов фюзеляжа по его бокам воздухозаборники двигателей, скошенные срезы которых обращены друг к другу и закрываются ребрами пластин решеток, имеющих ромбическую в поперечном сечении форму и снаружи покрытых мелкоячеистыми сетками, внутри воздухозаборников установлены наклонные решетки, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми сетками, воздухозаборники выполнены с возможностью сброса воздуха и/или мусора в их нижнюю часть, с последующим сбросом через открывающиеся вверх клапаны.



 

Похожие патенты:

Защитное устройство для авиационного двигателя для защиты авиационного двигателя от засасывания крупных объектов содержит в целом конусообразный корпус, секцию основания заднего конца корпуса защитного устройства и секцию колпака на дистальном переднем конце корпуса защитного устройства, по меньшей мере три вертикальные проходящие по периферии стенки, расположенные между основанием и секцией колпака, при этом следующие друг за другом периферийные стенки имеют разные периферийные размеры, являются цилиндрическими по периферии, с увеличением размера от основания к секции колпака.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет в нижней части две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вверх на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вниз на угол αn=25°-30°.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вниз на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вверх на угол αn=25°-30°.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников реактивных двигателей. Сверхзвуковой воздухозаборник включает внутренний канал, образованный поверхностью сжатия и противолежащей ей обечайкой, которая при сверхзвуковом течении на входе формирует скачок, падающий на поверхность сжатия в положении, зависящем от скорости потока, при этом на поверхности сжатия, которая выполняется с продольными щелями слива пограничного слоя или перепуска воздуха, расположенными параллельно с некоторым шагом в поперечном потоку ряду, щели могут быть выполнены либо с их фиксированной шириной, либо с регулируемой шириной, что обеспечивается с помощью подвижных удлиненных в направлении потока элементов.

Изобретение относится к входным устройствам высокоскоростных летательных аппаратов. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета содержит пространственный клин (1), обечайку (2), боковые стенки (3), дозвуковой диффузор (6), горло и систему управления пограничным слоем.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов. Воздухозаборник (20) для подачи воздуха в двигатель (16) летательного аппарата (10) содержит впускное отверстие (12) для всасывания воздуха, направленное в сторону направления движения летательного аппарата (10), и воздуховод (24), проходящий между указанным отверстием (12) и двигателем (16).

Изобретение относится к вспомогательным силовым установкам летательных аппаратов. Система (3) питания воздухом вспомогательной силовой установки (2) летательного аппарата включает в себя канал (30) питания воздухом вспомогательной силовой установки, блок (4) управления расходом воздуха, поступающего во вспомогательную силовую установку, и клапан (31) впуска воздуха снаружи летательного аппарата, расположенный на входе канала (30) питания.

Изобретение к силовым установкам. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в корпусе воздухозаборника, имеющую в нижней части панельку (13).

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит турбореактивный двигатель (10) с вентиляторами противоположного вращения.

Группа изобретений относится, главным образом, к теплозащищённым передним кромкам крыльев аэрокосмических транспортных средств. Структура передней кромки включает в себя множество съемных модулей, прикрепляемых, например, к переднему лонжерону крыла.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Аэродинамическая поверхность выполнена с аэродинамическим профилем и содержит переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей.

Изобретение относится к пассивному устройству поглощения энергии для элемента конструкции летательного аппарата и касается лопасти, лопатки или любого другого элемента винта, крыла, стойки или фюзеляжа летательного аппарата.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленный к фюзеляжу каркас, обшивку, верхние и нижние аэродинамические поверхности и элементы отклонения воздушных потоков.

Изобретение относится к композитной конструктивной панели задней кромки элемента летательного аппарата (ЛА). Панель задней кромки содержит верхнюю поверхность, нижнюю поверхность, заднюю кромку, соединяющую верхнюю и нижнюю поверхности.

Изобретение относится к узлу соединения двух соединяемых встык компонентов и касается аэродинамических поверхностей воздушного судна. Узел соединения содержит первый и второй соединяемые встык компоненты и регулируемый узел накладки, перекрывающий соединяемые встык компоненты.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, заостренное с концов продолговатое тело в форме цилиндра, прикрепленное боком к торцевой части крыла и снабженное радиально закрепленными лопастями.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. .

Изобретение относится к крылу самолета и к панели, используемой в крыле самолета. .

Изобретение относится к области авиации. Высокоманевренный самолет представляет интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж, крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатели с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, и шасси. Фюзеляж выполнен с возможностью установки подвесного грузового контейнера. Крылья и переднее горизонтальное оперение имеют дугообразную выемку передней кромки. Воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа. Скошенные срезы воздухозаборников обращены друг к другу и закрыты ребрами пластин решеток, имеющих ромбическую в поперечном сечении форму и снаружи покрытых мелкоячеистыми сетками. Внутри воздухозаборников установлены наклонные решетки, закрытые со стороны входа мелкоячеистыми сетками. Воздухозаборники выполнены с возможностью сброса воздуха иили мусора в их нижнюю часть, с последующим сбросом через открывающиеся вверх клапаны. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества. 6 ил.

Наверх