БОРТОВАЯ СИСТЕМА ЗАЩИТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОТ ЗАСАСЫВАНИЯ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ Российский патент 2001 года по МПК F02C7/05 B64D33/02 

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов.

Известно устройство для защиты силовой установки с воздушно-реактивными двигателями от попадания посторонних предметов, содержащее поворотный защитный экран, размещенный перед входом в воздухозаборник двигателя (патент США N 3168999, кл. B 64 D 33/02, 1965).

Известное устройство неэффективно при нахождении летательного аппарата на стоянке из-за наличия свободного вихря, способствующего попаданию посторонних предметов в воздухозаборник, а также устройство не улучшает в полной мере взлетно-посадочные характеристики самолета.

Известно устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов, содержащее подвижные верхнюю и нижнюю панели, имеющие возможность перемещаться поступательно в горизонтальном направлении (патент Великобритании N 1228806, кл. F 02 C 7/04, 1968).

Недостатками данного устройства является то, что не известны рациональные геометрические и весовые параметры верхней подвижной панели для борьбы со свободным вихрем, образующимся на входе в воздухозаборник, при работе силовой установки на стоянке.

Предложенное изобретение позволяет уменьшить вероятность образования концентрированных вихрей на входе в воздухозаборник, обеспечить рациональные геометрические и весовые параметры бортовой системы, а также повысить взлетно-посадочные характеристики самолета. Это достигается тем, что защитный экран выполнен в виде малого крыла, корневая хорда b₀ которого составляет 0,6 - 0,7 высоты B входа в воздухозаборник, концевая хорда b_k составляет 0,5 - 0,6 корневой хорды b₀, углы стреловидности χ₁ и χ₂ по передней и задней кромке соответственно составляют 60 - 70^o и 50 - 60^o, размах l соответствует 0,7 - 0,9 ширины L входа в воздухозаборник, и шарнирно установлен на боковой стенке воздухозаборника впереди основного крыла летательного аппарата, в плоскости его хорд с возможностью отклонения от внешней боковой кромки воздухозаборника на угол δ = 85 - 95^o, а поступательное горизонтальное перемещение с верхней панели по отношению к размаху крыла составляет = c/l = 0,9 - 1,0. Отклонение малого крыла осуществляется при помощи привода через рычаг, перемещающийся в направляющих, а перемещение верхней панели - при помощи привода.

Решаемая техническая задача включает в себя уменьшение вероятности образования концентрированных вихрей на входе в воздухозаборник с обеспечением рациональных геометрических и весовых параметров бортовой системы, а также повышение взлетно-посадочных характеристик летательного аппарата за счет того, что защитный экран выполнен в виде малого крыла, корневая хорда b₀ которого составляет 0,6 - 0,7 высоты B входа в воздухозаборник, концевая хорда b_k составляет 0,5 - 0,6 корневой хорды b₀, углы стреловидности χ₁ и χ₂ по передней и задней кромке соответственно составляют 60 - 70^o и 50 - 60^o, размах l соответствует 0,7 - 0,9 ширины L входа в воздухозаборник, и шарнирно установлен на боковой стенке воздухозаборника впереди основного крыла летательного аппарата, в плоскости его хорд с возможностью отклонения от внешней боковой кромки воздухозаборника на угол δ = 85 - 95^o, а поступательное горизонтальное перемещение с верхней панели по отношению к размаху l малого крыла составляет = c/l = 0,9 - 1,0.

На фиг. 1 изображен общий вид описываемой бортовой системы защиты (вид сбоку), на фиг. 2 - то же, вид сверху, на фиг. 3 - то же, вид спереди.

Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от засасывания посторонних предметов содержит защитный экран, выполненный в форме малого крыла 1, корневая хорда которого b₀ составляет 0,6 - 0,7 высоты B входа в воздухосборник 2, концевая хорда b_k составляет 0,5 - 0,6 корневой хорды b₀, углы стреловидности χ₁ и χ₂ по передней и задней кромках соответственно составляет 60 - 70^o и 50 - 60^o, размах l соответствует 0,7 - 0,9 ширины L входа в воздухозаборник 2. малое крыло 1 шарнирным соединением 3 соединено с внешней боковой стенкой воздухозаборника 2 и способно к отклонению на угол δ = 85 - 95^o с расположением впереди основного крыла 4 летательного аппарата 5 в плоскости его хорд при помощи привода 6 через рычаг 7, перемещение которого возможно в направляющей 8, закрепленной жестко на внутренней панели малого крыла 1. Верхняя панель 9 соединена со штоком привода 10 и способна к перемещению в направляющих 11 на расстояние = c/l = 0,9 - 1,0. На нижней кромке паза для малого крыла 1 установлен фиксатор 12, а на передней верхней кромке воздухозаборника 2 - фиксатор 13.

Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от засасывания посторонних предметов работает следующим образом.

Во время запуска силовой установки на земле одновременно подаются сигналы на включение в работу фиксаторов 12 и 13, приводов 6 и 10. Фиксатор 12 производит расфиксацию малого крыла 1. Привод 6 своим штоком, воздействуя на рычаг 7, перемещающийся в направляющей 8, повернет благодаря шарнирному соединению 3 вверх малое крыло 1 на угол δ = 85 - 95^o. Малое крыло 1 располагается впереди основного крыла 4 в плоскости его хорд. Фиксатор 13 производит расфиксацию верхней панели 9. Шток привода 10 переместит поступательно внутрь воздухозаборника 2 в направляющих 11 на расстояние = c/l = 0,9 - 1,0 верхнюю панель 9. Скорость течения воздушного потока в нижней полусфере воздухозаборника 2 уменьшается. Концентрированные вихри разрушаются. Воздушный поток в большей степени засасывается в воздухозаборник 2 с верхней полусферы летательного аппарата 5 и малого крыла 1. Посторонние предметы с поверхности аэродрома не попадают внутрь силовой установки.

Во время руления летательного аппарата 5 по аэродрому бортовая система работает аналогично.

При взлете летательного аппарата 5 подается сигнал на привод 10, который переместит верхнюю панель 9 в направляющих 11 в исходное состояние, фиксируя ее фиксатором 13. Малое крыло 1 увеличивает суммарную площадь крыла летательного аппарата 5, повышая его взлетно-посадочные характеристики.

Уборка малого крыла 1 производится совместно с уборкой шасси летательного аппарата 5.

В процессе посадки летательного аппарата 5 отклонение малого крыла 1 осуществляется с выпуском шасси, а выдвижение верхней панели 9 на расстояние = c/l = 0,9 - 1,0 - в момент касания переднего колеса стойки шасси поверхности аэродрома.

При выключении силовой установки бортовая система защиты убирается в воздухозаборник 2.

Применение в эксплуатации бортовой системы защиты с предлагаемыми геометрическими размерами при работе силовой установки на земле позволит уменьшить вероятность образования концентрированных вихрей на входе в воздухозаборник и засасывания посторонних предметов с поверхности аэродрома, обеспечить рациональные геометрические и весовые параметры бортовой системы, а также повысить взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата.

Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Бортовая система защиты силовой установки включает поворотный защитный экран и подвижную верхнюю панель. Подвижная панель имеет возможность перемещаться в горизонтальном направлении. Кроме того, указаны рациональные геометрические и весовые параметры верхней подвижной панели. Такое выполнение устройства позволяет уменьшить вероятность образования концентрированных вихрей на входе в воздухозаборник. 3 ил.

Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от засасывания посторонних предметов, содержащая поворотный защитный экран и подвижную верхнюю панель, имеющую возможность перемещаться поступательно в горизонтальном направлении, отличающаяся тем, что защитный экран выполнен в виде малого крыла, корневая хорда b_o которого составляет 0,6 - 0,7 высоты В входа в воздухозаборник, концевая хорда b_k составляет 0,5 - 0,6 корневой хорды b_o, углы стреловидности χ₁ и χ₂ по передней и задней кромке соответственно составляют 60 - 70^o и 50 - 60^o, размах 1 соответствует 0,7 - 0,9 ширины L входа в воздухозаборник, и шарнирно установлен на боковой стенке воздухозаборника впереди основного крыла летательного аппарата в плоскости его хорд с возможностью отклонения от внешней боковой кромки воздухозаборника на угол δ = 85 - 95^o, а поступательное горизонтальное перемещение с верхней панели по отношению к размаху 1 малого крыла составляет = с/1 = 0,9 - 1,0.