Патент на изобретение №2168646
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) БОРТОВОЕ УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ОТ ЗАСАСЫВАНИЯ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ
(57) Реферат: Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Бортовое устройство защиты силовых установок включает поворотный защитный экран. Поворотный защитный экран установлен на боковой стенке воздухозаборника впереди основного крыла самолета с возможностью отклонения от внешней боковой кромки воздухозаборника. Кроме того, указаны рациональные геометрические и весовые параметры поворотного экрана. Такое выполнение устройства позволяет уменьшить интенсивность вихреобразования в воздушном потоке, засасываемом силовой установкой из окружающей среды на стоянке. 2 ил. Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты силовых установок 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 (см. патент США N 3168999, кл. B 64 D 33/02, 1965). Известное устройство неэффективно при нахождении самолета на стоянке из-за наличия свободного вихря, способствующего попаданию посторонних предметов в воздухозаборник. Предложенное изобретение позволяет уменьшить интенсивность вихреобразования в воздушном потоке, засасываемого силовой установкой из окружающей среды на стоянке, и повысить взлетно-посадочные характеристики самолета. Это достигается тем, что защитный экран выполнен в виде малого крыла с размахом L, который составляет 0,5-0,9 высоты входа в воздухозаборник B, корневой хордой b0, которая составляет 0,06-0,08 высоты входа в воздухозаборник B, концевой хордой bk, которая составляет 0,4-0,5 корневой хорды b0, и шарнирно установлен на боковой стенке воздухозаборника впереди основного крыла самолета, в плоскости его хорд с возможностью отклонения от внешней боковой кромки воздухозаборника на угол  = 85-95o при помощи гидроцилиндров, штоки которых соединены с подвижными осями, перемещающимися по направляющим, выполненным на защитном экране.
Решаемая техническая задача включает в себя уменьшение интенсивности вихреобразования в воздушном потоке, засасываемого силовой установкой из окружающей среды на стоянке, и повышение взлетно-посадочных характеристик самолета, посредством использования поворотного защитного экрана, отличающегося тем, что защитный экран выполнен в виде малого крыла с размахом L, который составляет 0,5-0,9 высоты входа в воздухозаборник B, корневой хордой b0, которая составляет 0,06-0,08 высоты входа в воздухозаборник B, концевой хордой bk, которая составляет 0,4-0,5 корневой хорды b0, и шарнирно установлен на боковой стенке воздухозаборника впереди основного крыла самолета, в плоскости его хорд с возможностью отклонения от внешней боковой кромки воздухозаборника на угол = 85-95o при помощи гидроцилиндров, штоки которых соединены с подвижными осями, перемещающимися по направляющим, выполненным на защитном экране.
На фиг. 1 изображен общий вид описываемой бортовой системы защиты; на фиг. 2 – то же, вид спереди.
Бортовое устройство защиты силовых установок летательных аппаратов от засасывания посторонних предметов содержит корпус 1 воздухозаборника, поворотный защитный экран 2, соединенный шарнирами 3 с боковым корпусом 1 воздухозаборника впереди в плоскости хорд основного крыла 4. Защитный экран 2 снабжен направляющими 5, в которых установлены с возможностью перемещения оси 6, шарнирно соединенные со штоками гидроцилиндров 7. Гидроцилиндры 7 жестко закреплены на корпусе 1 воздухозаборника. На нижней боковой кромке корпуса 1 воздухозаборника расположены замки фиксации 8.
Бортовое устройство защиты работает следующим образом.
Во время запуска силовой установки на земле подают сигнал на замки фиксации 8 и на гидроцилиндры 7. Замки фиксации 8 освобождают экран 2, который выполнен в виде малого крыла с размахом L, который составляет 0,5-0,9 высоты входа в воздухозаборник B, корневой хордой b0, которая составляет 0,06-0,08 высоты входа в воздухозаборник B, концевой хордой bk, которая составляет 0,4-0,5 корневой хорды bо, а штоки гидроцилиндров 7 отклоняют его на угол = 85-95o от нижней боковой кромки корпуса 1 воздухозаборника. Поворотный экран 2 фиксируется впереди в плоскости хорд основного крыла 4. Воздушный поток в большей степени засасывается внутрь силовой установки с нижней боковой полусферы самолета, не образуя вихрь, так как высота расположения нижней боковой кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома имеет большее значение, чем высота расположения корпуса 1 воздухозаборника на самолете. Скорость течения потока под корпусом 1 воздухозаборника уменьшится. Следовательно, уменьшится и интенсивность вихреобразования в потоке. Будет исключена возможность засасывания посторонних предметов в тракт силовой установки как при стоянке, так и при рулении самолета по аэродрому.
На режимах взлета (посадки) самолета, установленный впереди в плоскости хорд основного крыла 4 поворотный экран 2, выполненный в виде малого крыла, позволит получить прирост подъемной силы, что уменьшит длину разбега (пробега) самолета по взлетно-посадочной полосе.
Формула изобретения
= 85 – 95o при помощи гидроцилиндров, штоки которых соединены с подвижными осями, перемещающимися по направляющим, выполненным на защитном экране.
РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 16.01.2001
Номер и год публикации бюллетеня: 33-2002
Извещение опубликовано: 27.11.2002
|
||||||||||||||||||||||||||
