УСТРОЙСТВО ДЛЯ СЛИВА ЖИДКОСТИ С ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1997 года по МПК B64D1/16 B64D1/18 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к системам слива жидкости с летательного аппарата, например, для борьбы с пожарами.

Известна система слива жидкости с самолета [1] состоящая из бака, в днище которого имеется сливное отверстие герметично закрытое створкой шарнирно закрепленной на днище бака.

Также известно устройство для гашения наземных пожаров с объектов сельскохозяйственной авиации [2] состоящее из бака, в корпусе которого выполнены две горловины и заборник воздуха, установленный между горловинами и переходящий в трубу, заканчивающуюся в верхней части бака и, кроме того, имеющие крышки, шарнирно соединенные с корпусом и снабженные сервоприводами, которые в открытом положении приподнимают крышки в направлении полета самолета под углом, меньшим 90^o.

Известно устройство для сбрасывания жидкого и другого аналогичного вещества с летательного аппарата (л.а.) [3] содержащее, по крайней мере, одну емкость, преимущественно в виде цилиндрической трубы наклоненной назад. Емкость в верхней части связана с устройством наддува, имеющимся на л.а. Преимущественно под повышенным давлением находится не только емкость, но и вся внутренняя часть фюзеляжа. Полученное таким образом избыточное давление порядка 0,5 бар достаточно для вывода вещества или объекта из л.а. с высокой скоростью.

Известно устройство для тушения пожаров с воздуха [4] содержащее установленные вдоль грузовой кабины транспортного самолета несколько жестко соединенных между собой резервуаров, имеющих клапана для сброса огнегасящего средства через пусковое устройство в зоне рампы хвостового люка.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемым техническим решениям является, выбранное в качестве прототипа, устройство [5] состоящее из бака оканчивающегося вынесенным наружу из л.а. патрубком, содержащим поворотное колено с прямолинейным выходным участком (патрубок) круглого сечения, направленным параллельно, в пределах угла атаки, л.а. набегающему потоку воздуха, в сторону, противоположную направлению полета.

Экспериментально установлено, что данное устройство эффективнее известных устройств, приведенных выше, за счет уменьшения деформации свободной струи жидкости набегающим воздушным потоком до момента ее распада и выравнивания поля скоростей в потоке жидкости при прохождении прямолинейного участка. Одновременно за счет выноса патрубка наружу из л.а. снижается воздействие турбулизированного воздушного потока от л.а. на струю, что обеспечивает распад сплошной струи на меньшей высоте и с меньшим разбросом капель в стороны от оси струи.

Однако приведенное устройство обладает рядом недостатков: после выхода из патрубка струя начинает совершать волнообразные колебания с интенсивно растущей амплитудой, что является причиной распада струи на капли и разлета капель в стороны от оси струи. Кроме того, в момент открытия крышки, составляющий от 0,2 до 0,5 общего времени слива, струя, ударяясь о внутреннюю плоскость крышки, теряет компактность, вытекая "веером". Следствием приведенных процессов является малая доля эффективно используемой жидкости, приводящая к низкой концентрации сливаемой жидкости на поверхности земли (концентрация осадков) и существенной неравномерности ее распределения вдоль смоченной полосы. Помимо этого, существуют значительные технические трудности при реализации описанного технического решения. Так, для вывода через фюзеляж поворотного колена круглого сечения необходимой площади, требуется доработка силового набора фюзеляжа л.а. вследствие чего для сохранения прочности конструкции вводятся дополнительные элементы, увеличивающие ее вес и стоимость монтажа устройства.

Технической задачей заявляемого изобретения является разработка технических средств, обеспечивающих слив жидкости с летательного аппарата в режиме пролета с повышенной концентрацией осадков сливаемой жидкости на поверхности земли и равномерностью их распределения вдоль смоченной полосы.

Техническая задача решается за счет того, что устройство для слива жидкости с летательного аппарата (выливное устройство) состоит из бака с круглым выходным сечением в его нижней части, размещенного внутри фюзеляжа аппарата, поворотного колена одним концом, выходящим за наружное очертание фюзеляжа в направлении вдоль набегающего воздушного потока, прямолинейного патрубка, с шарнирно установленной крышкой на его оконечности. Согласно заявляемому техническому решению выливное устройство в продольной плоскости установлено между силовыми поперечными элементами летательного аппарата, кроме того, введен переходный отсек между баком с круглым выходным сечением и поворотным коленом. Внутреннее проходное сечение отсека выполнено плавно изменяющимся от круглого к прямоугольному, причем, ширина отверстия в продольной плоскости летательного аппарата с учетом конструкции отсека равна или меньше свободного пространства между силовыми элементами аппарата. Внутри поворотного колена установлены спрямляющие элементы. Внутреннее проходное сечение прямолинейного патрубка выполнено плавно изменяющимся от сечения, равного выходному отверстию переходного отсека, до прямоугольного сечения с большей стороной в продольной плоскости летательного аппарата, причем площадь выходного сечения прямолинейного патрубка одинакова от начала до его оконечности. По бокам прямолинейного патрубка симметрично его строительной оси жестко закреплены крыльевые поверхности, обращенные в плане внутренней поверхностью к истекающей струе и имеющие положительный угол атаки к воздушному потоку, обтекающему выливное устройство, а на нижней его поверхности с зазором жестко установлена нижняя крыльевая поверхность, имеющая положительный угол атаки к набегающему воздушному потоку.

Положительный эффект в данной установке достигается за счет того, что, во-первых, установка выливного устройства между силовыми поперечными элементами л. а. (шпангоутами) позволяет использовать в качестве носителей ранее разработанные л.а. после их доработки без ущерба для прочности корпуса. Кроме того, для размещения в существующих пределах гидротракта с максимально возможным проходным сечением, между баком с круглым проходным сечением и поворотным коленом введен переходный отсек, внутреннее проходное сечение которого выполнено плавно изменяющимся от круглого к прямоугольному. Причем, ширина отсека в продольной плоскости летательного аппарата равна максимальной, выбранной из условия его монтажа между поперечными силовыми элементами л. а. с учетом размеров установленных на концах отсека элементом его соединения с поворотным коленом (фланца и т.п.). Для снижения гидравлического сопротивления в поворотном колене, внутри него установлены спрямляющие элементы. Указанные признаки позволяют достичь максимально возможного удельного расхода жидкости через гидротракт выливного устройства при заданных конструктивных ограничениях, вследствие чего при той же скорости полета л.а. что и у прототипа, получить смоченную полосу с большей концентрацией осадков.

Однако, свободно вытекающая из патрубка жидкая струя подвергается разрушительному воздействию высокоскоростного набегающего воздушного потока. Для снижения этого эффекта внутреннее проходное сечение прямолинейного патрубка выполнено плавно изменяющимся от сечения, равного выходному отверстию переходного отсека, до прямоугольного сечения с большей стороной в продольной плоскости летательного аппарата. Причем, площадь проходного сечения прямолинейного патрубка одинакова от начала до его оконечности, а по бокам прямолинейного патрубка симметрично его строительной оси жестко закреплены крыльевые поверхности, обращенные в плане внутренней поверхностью к истекающей струе и имеющие положительный угол атаки к воздушному потоку, обтекающему выливное устройство. Кроме того, на нижней его поверхности с зазором жестко установлена нижняя крыльевая поверхность, имеющая положительный угол атаки к набегающему воздушному потоку. Действуя подобно крылу вблизи поверхности раздела сред, боковые крылья, обтекаемые набегающим воздушным потоком под положительным углом атаки, "поджимают" свободную границу струи с боков к центру, вследствие чего, струя, истекающая из прямолинейного патрубка прямоугольного выходного сечения с большей стороной в продольной плоскости, приобретает хорошо обтекаемую эллипсовидную форму в поперечном сечении с вертикальной большей осью. Разрушительное воздействие набегающего воздушного потока также снижается благодаря тому, что вихри, сходящие с нижней крыльевой поверхности, обтекаемой воздушным потоком и установленной под положительным углом атаки к нему, индуцируют поле скоростей, отклоняющее воздушный поток вниз. Указанные явления приводят к тому, что сплошная струя распадается на меньшей высоте и с меньшим разбросом капель в сторону от оси струи на всем протяжении слива, чем обеспечивает высокую концентрацию осадков и равномерность их распределения по смоченной полосе. Экспериментально установлено, что описанное выше устройство образует на поверхности земли смоченную полосу с более плотным распределением концентрации осадков, чем устройство, принятое за прототип (фиг. 1). Для размещения выливного устройства в ограниченном пространстве л.а. без доработки силовых элементов, длина части переходного отсека, имеющей прямоугольную форму сечения, выполнена равной или большей расстояния между внутренней и наружной обшивками летательного аппарата. В связи с этим, ликвидируется необходимость доработки силовой конструкции л.а. формирующей внутреннюю обшивку фюзеляжа. Спрямляющие элементы поворотного колена выполнены в виде пластин с кривизной эквидистантной линиям тока жидкости в месте их постановки, причем, заполнение внутреннего проходного сечения поворотного колена составляет не более одного процента. Это позволяет повернуть поток жидкости так, что поле скоростей по всему проходному сечению патрубка равномерно, причем, гидравлические потери в поворотном колене сведены до минимума. Вследствие равномерности поля скоростей в поперечном сечении струи волнообразные колебания разрушающие свободную струю жидкости возникают позднее, развиваются медленнее, благодаря чему, сплошная струя распадается на меньшей высоте и с меньшим разбросом капель в сторону от оси струи на всем протяжении слива, чем обеспечивается высокая концентрация осадков и равномерность их распределения по смоченной полосе.

Таким образом, достигается поставленная техническая задача: разработка технических средств, обеспечивающих слив жидкости с летательного аппарата в режиме пролета с повышенной концентрацией осадков сливаемой жидкости на поверхности земли и равномерностью их распределения вдоль смоченной полосы.

Отличия между прототипом и заявляемым техническим решением позволяют сделать вывод о соответствии заявляемого изобретения критерию "новизна". Признаки, отличающие заявляемые технические решения от прототипа, не выявлены в других технических решениях при изучении данной и смежных областей техники, следовательно, обеспечивают заявленному техническому решению соответствие критерию "существенные отличия".

На фиг. 1 приведены сравнительные кривые распределения концентрации осадков в направлении перпендикулярном смачиваемой полосе, построенные по данным экспериментов, где g(x) концентрация осадков на единицу площади, равная отношению количества слитой жидкости, собранной на поверхности площадью d, ко всей жидкости, собранной со смоченной полосы длиной d, x безразмерная координата в долях d, перпендикулярно смоченной полосе; а распределение концентрации при сливе жидкости с использованием заявляемого способа, б при сливе способом, принятым за прототип; на фиг. 2 изображен общий вид самолета с установленным на нем выливным устройством; на фиг. 3 а) б) в) представлен общий вид, вид сбоку и вид сверху предлагаемого варианта устройства для слива жидкости с л. а; на фиг. 4 изображена возможная конструкция шарнирного соединения крышки и патрубка, допускающая регулировку его постановки в продольной плоскости л.а.

Устройство для слива жидкости с летательного аппарата состоит из бака 1 с круглым проходным сечением в нижней части размещенного внутри фюзеляжа л. а. поворотного колена 2, выходящего за наружное очертание фюзеляжа, связанного с баком через переходный отсек 3. Внутреннее проходное сечение отсека 3 выполнено плавно изменяющимся от круглого к прямоугольному, причем, ширина отверстия в продольной плоскости л.а. с учетом конструкции отсека (ширины фланца соединяющего его с поворотным коленом 2), равна или меньше свободного пространства между поперечными силовыми элементами летательного аппарата 4. Переходный отсек 3, например, изготовлен так, что его длина равна или больше расстояния между внутренней 5 и наружной 6 обшивками летательного аппарата. Поворотное колено оканчивается прямолинейным патрубком 7, внутреннее проходное сечение которого выполнено плавно изменяющимся от сечения равного выходному отверстию переходного отсека до прямоугольного сечения с большей стороной в продольной плоскости летательного аппарата, причем, площадь проходного сечения прямолинейного патрубка постоянна от начала до его оконечности. На конце патрубка 7 шарнирно установлена крышка 8. Шарнирное соединение крышки и патрубка может быть установлено подвижно с возможностью регулировки его постановки в продольной плоскости л.а. Это обеспечивается тем, что шарнирное соединение состоит из кронштейна-вилки 9, имеющего плоское основание, и кронштейна-уха 10, жестко закрепленного на крышке, которые связаны подвижно друг с другом осью. В основании кронштейна 9 изготовлены отверстия, вытянутые в продольной плоскости л.а. В отверстия входят резьбовые штыри 11, жестко связанные с патрубком 7. Кронштейн 9 стянут жестко с патрубком посредством гаек 12. Внутри поворотного колена 2 жестко установлены спрямляющие элементы 13, которые выполнены, например, в виде тонких пластин, изогнутых вдоль линий тока и отстоящих друг от друга на расстояние, не превышающее удвоенной величины минимального радиуса изгиба двух соседних пластин, причем, заполнение внутреннего проходного сечения поворотного колена составляет не более одного процента. По бокам прямолинейного патрубка 7 позади выходного среза, посредством пилонов 14, симметрично его строительной оси, жестко закреплены боковые крыльевые поверхности 15, обращенные в плане внутренней поверхностью к истекающей струе и имеющие положительный угол атаки к воздушном потоку, обтекающему выливное устройство, а на нижней его поверхности с зазором жестко установлена нижняя крыльевая поверхность 16, имеющая положительный угол атаки к набегающему воздушному потоку.

Устройство работает следующим образом. После открытия крышки 8 жидкость вытекает из бака 1 через переходный отсек 3 и далее в поворотном колене 2 поворачивается на угол 90^o, причем, вследствие течения между спрямляющими элементами 13, поток жидкости поворачивает без отрыва от стенок колена 2. Далее поток выравнивается в прямолинейном патрубке 7 так, что распределение скорости в проходном сечении оказывается достаточно равномерным. Жидкость после выхода из патрубка образует свободную струю истекающую по потоку воздуха, при этом, протекая между боковыми крыльями 15, струя стабилизируется и поджимается к своей оси за счет повышенного относительно набегающего воздушного потока давления, созданного на ее поверхности боковыми крыльями 15, работающими подобно крыльевым поверхностям вблизи границы раздела сред, вследствие чего струя приобретает эллиптическую форму поперечного сечения. При этом набегающий на струю воздушный поток, обтекая нижнее крыло 16, отклоняется полем индуцированных скоростей вниз, вследствие чего ударное разрушающее воздействие на струю набегающего воздушного потока значительно ослабляется.

Изобретение относится к системам слива жидкости с летательного аппарата, используемым для борьбы с пожарами. Сущность изобретения заключается в следующем. Устройство для слива жидкости с летательного аппарата состоит из бака, поворотного колена и прямолинейного патрубка. Устройство снабжено переходным отсеком, установленным между силовыми поперечными элементами летательного аппарата, внутреннее проходное сечение отсека выполнено плавно изменяющимся от круглого к прямоугольному. Внутри поворотного колена установлены спрямляющие элементы. На наружной поверхности прямолинейного патрубка по обе стороны от вертикальной плоскости симметрии симметрично закреплены крыльевые поверхности, расположенные под положительным углом атаки к набегающему воздушному потоку. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Устройство для слива жидкости с летательного аппарата, содержащее размещенный внутри фюзеляжа бак с расположенным в его нижней части круглым выходным отверстием, связанное с ним поворотное колено, одним концом выходящее за наружные обводы фюзеляжа в направлении вдоль набегающего воздушного потока, и прямолинейный патрубок, отличающееся тем, что оно снабжено размещенным между баком и поворотным коленом переходным отсеком, установленным между силовыми поперечными элементами фюзеляжа летательного аппарата, спрямляющими элементами, расположенными внутри поворотного колена, и крышкой, шарнирно установленной на конце прямолинейного патрубка, при этом переходной отсек выполнен с внутренним проходным сечением, плавно изменяющимся от круглого к прямоугольному, а ширина отсека меньше или равна расстоянию между силовыми поперечными элементами фюзеляжа летательного аппарата, прямолинейный патрубок выполнен с внутренним проходным сечением, плавно изменяющимся до прямоугольного с большой стороной, расположенной в продольной плоскости летательного аппарата, причем площадь внутреннего проходного сечения патрубка одинакова на всей его протяженности, и с закрепленными на наружных боковых поверхностях прямолинейного патрубка крыльевыми поверхностями, установленными с положительным углом атаки к набегающему воздушному потоку, две из которых размещены симметрично по обе стороны от вертикальной плоскости симметрии прямолинейного патрубка, а последняя установлена с зазором жестко на нижней поверхности патрубка. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что переходной отсек выполнен с длиной, большей или равной расстоянию между внутренней и наружной обшивками летательного аппарата. 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что спрямляющие элементы, установленные в поворотном колене, выполнены в виде пластин с кривизной, эквидистантной линиям потока жидкости в месте их постановки, при этом заполнение протранства внутреннего проходного сечения поворотного колена составляет не более одного процента. 4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что крышка установлена на прямолинейном патрубке с возможностью регулировки ее положения в продольной плоскости летательного аппарата.