Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв)

Авторы патента:

F02C7/04 - воздухозаборники для газотурбинных установок или реактивных двигательных установок

B64D33/02 - заборников первичного воздуха (устройства для впуска воздуха для газотурбинных установок или реактивных двигателей как таковые F02C 7/04; воздухозаборники для двигателей внутреннего сгорания вообще F02M 35/00)

Владельцы патента RU 2687437:

Кожевников Дмитрий Дмитриевич (RU)

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия включает в себя участок внешнего сжатия с поверхностью внешнего сжатия (1), выполненного в виде заостренной спереди, по передней кромке носа, дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности. Участок внутреннего сжатия с поверхностью внутреннего сжатия (2) выполнен с круглым сечением. При этом воздухозаборник выполнен в виде двух объединенных и скрепленных между собой в горизонтальной плоскости идентичных параллельных воздухозаборников. Каждый воздухозаборник выполнен со своим каналом для двигателя. Каналы образуют в продольной плоскости симметрии летательного аппарата, в месте скрепления касающихся друг друга участков внешнего сжатия, внутреннее центральное продольное вертикальное ребро в виде продольного клина формы «чайка» с положительным V с общим для обоих воздухозаборников заостренным носом в верхней центральной части воздухозаборника. Изобретение уменьшает лобовое сопротивление, увеличивает подъемную силу и улучшает стабилизацию. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ: авиация.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ: сверхзвуковой воздухозаборник.

На сегодня имеются различные типы сверхзвуковых воздухозаборников (ВЗ), рассчитанные на различные режимы/скорости полета летательных аппаратов (ЛА).

Аналоги:

1. МИГ-19 (СССР):

- https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B8%D0%93-19

- http://avia.pro/blog/mig-19

Носовой ВЗ внутреннего горизонтального сжатия (с вертикальной перегородкой) на два двигателя. Площадь ВЗ почти равна площади миделя (сечения) корпуса. Рассчитан на низкие сверхзвуковые скорости.

Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:

- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;

- не выполняет функцию переднего горизонтального оперения (увеличение подъемной силы носовой части корпуса);

- не влияет на стабилизацию полета.

2. МИГ-21 (СССР):

- https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B8%D0%93-21

- http://avia.pro/blog/mig-21-mnogocelevoy-istrebinel

Носовой ВЗ с регулируемым (выдвигаемым) конусом внешнего сжатия. Площадь ВЗ почти равна площади миделя корпуса. Рассчитан на низкую сверхзвуковую скорость.

Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:

- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;

- не выполняет функцию переднего горизонтального оперения (увеличение подъемной силы носовой части корпуса);

- не влияет на стабилизацию полета.

3. ТУ-160 (СССР):

- https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83-160

- http://oruzhie.info/voennye-samolety/108-tu-160

Под фюзеляжные ВЗ (спаренные попарно на два двигателя) прямоугольного сечения с вертикально расположенным регулируемым клином Максимальная скорость - 2,2 М.

Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:

- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;

- не использует воздушный поток, набегающий на корпус;

- не предназначен для дополнительного создания/увеличения подъемной силы;

- не влияет на стабилизацию полета.

4. Eurofighter Typhoon (EF2000) (Европа):

- http://oruzhie.info/voennye-samolety/52-eurofighter-typhoon-ef2000

- http://army-news.ru/2013/04/istrebitel-eurofighter-typhoon-fgr4-on-zhe-ef2000/

Под фюзеляжные спаренные два ВЗ прямоугольного сечения вертикального сжатия с верхней горизонтальной плоскостью предварительного внешнего сжатия. Максимальная скорость - 2 М.

Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:

- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;

- не использует воздушный поток, набегающий на корпус;

- не предназначен для создания/увеличения подъемной силы;

- не влияет на стабилизацию полета.

5. NASA Х-43 (Hyper-X) Hypersonic Aircraft (США):

- https://en.wikipedia.org/wiki/NASA_X-43

https://web.archive.org/web/20110724231440/http://www.aiaa.org/Participate/Uploads/AIAA_DL_McClinton.pdf

- https://www.youtube.com/watch?v=MfcoBWkyQoE

Беспилотный гиперзвуковой ЛА воздушного старта с под фюзеляжным плоским ВЗ, верхняя часть которого является плоскостью предварительного внешнего сжатия набегающего потока воздуха и, одновременно, носовой частью ЛА. Площадь ВЗ равна площади миделя корпуса.

Верхняя часть ВЗ (плоскость предварительного внешнего сжатия) предназначена также для создания подъемной силы.

Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:

- не рассчитан на низкие сверхзвуковые и дозвуковые скорости;

- не предназначен для ЛА самостоятельного взлета «по самолетному»;

- не влияет на стабилизацию полета.

6. Продувочная модель ЛА с конвергентной поверхностью внешнего сжатия носовой части и интегрированным с нею конвергентным воздухозаборником ковшового типа (ИТЛМ - Россия):

-https://scfh.ru/fiies/iblock/461/4618a3cd66bde94a3d1cc6fffc199b7b.pdf

Модель ЛА и воздухозаборника для сверхзвуковых скоростей с носовой поверхностью внешнего сжатия, создающей дополнительную подъемную силу. Площадь поверхности сжатия равна площади миделя корпуса.

Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:

- не рассчитан на дозвуковые скорости;

- не предназначен для ЛА самостоятельного взлета «по самолетному»;

- не влияет на стабилизацию полета.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.

ТЕХНИЧЕСКИЙ РЕЗУЛЬТАТ (цель изобретения) - создание авиационного сверхзвукового воздухозаборника (ВЗ) смешанного сжатия, эффективно работающего от дозвуковых и до гиперзвуковых скоростей, с максимальным захватом набегающего потока воздуха, с минимальным сопротивлением, создающим дополнительную подъемную силу носовой части ЛА и дополнительную стабилизацию полета ЛА по крену.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ:

Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (ДСКВ) образуется путем объединения в единый носовой воздухозаборник скрепленных между собой в горизонтальной плоскости двух зеркально идентичных параллельных заостренных спереди круглых ковшовых конвергентных без центрального тела воздухозаборников (ВЗ) смешанного сжатия, с двумя каналами для двух двигателей, образующие в месте скрепления их поверхностей внешнего сжатия в плоскости симметрии ЛА внутреннее центральное продольное вертикальное ребро, с общим заостренным носом в верхней центральной части ДСКВ, создающим дополнительную подъемную силу, максимально закрывающий торец корпуса ЛА площадью поперечного сечения входной части ДСКВ.

Допускается наличие центрального тела за пределом ВЗ - у двигателя ЛА.

Существенные признаки.

Для минимизации лобового сопротивления ЛА и максимального захвата набегающего воздушного потока ДСКВ должен находиться в носовой части ЛА и площадь поперечного сечения входа ДСКВ должна быть близка площади миделевого сечения корпуса ЛА, а внутренний полезный объем ЛА должен находиться/скрываться между параллельными каналами двигателей за ДСКВ.

Для эффективной работы с минимальными потерями каждый из двух ВЗ должен быть конвергентным изоэнтропическим круглого поперечного сечения с круглым переходом (без центрального тела) к вентилятору/компрессору двигателя ЛА и заостренный по передней кромке.

- http://otvaga2004.ru/kaleydoskop/kaleydoskop-air/5-6-pokoleniye-7/ - Военно-патриотический сайт «Отвага», 30.05.2013 otvaga2 - «На пути к пятому и шестому поколению. Часть VII. Гиперзвук - будущее уже сегодня», Рис. 29, Рис. 30.

Для создания дополнительной подъемной силы носовой части ЛА верхняя часть ДСКВ должна образовывать положительный угол атаки по направлению движения, быть больше нижней и выступать над ней, а также иметь форму (заострение), оптимальную для сверхзвуковых/гиперзвуковых скоростей.

- «Влияние формы несущего тела на его подъемную силу при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета.» Келдыш В.В. УДК 533.6011.55. Ученые записки ЦАГИ, том 5, 1974, №2, стр. 19-26.

Для создания дополнительной стабилизации полета ЛА по крену у ДСКВ должно быть вдоль главной плоскости симметрии корпуса ЛА выступающее центральное продольное вертикальное ребро с положительным V. При этом высота внутреннего центрального продольного ребра должна опускаться ниже высоты боковых дугообразных «крыльев» ДСКВ.

Поперечное сечение средней части поверхности внешнего сжатия ДСКВ образуется двумя объединенными идентично-зеркальными дугами двух конвергентных воздухозаборников в форме «чайка» с положительным V внутреннего центрального продольного вертикального ребра в виде вертикального направленного вниз «клина».

- Кюхеман Д. «Аэродинамическое проектирование самолетов». Пер. с англ. Н.А. Благовещенского и Г.И. Майкапара; под ред. Г.И. Майкапара. - М.: Машиностроение, 1983, 656 с. - стр. 433 (Рис. 6.39) - снижение волнового сопротивления;

- стр. 452 (Рис. 6.55) - 453 - увеличение устойчивости по крену.

- Отчет о НИР «Развитие методов моделирования и диагностики гиперзвуковых течений (заключительный)». УДК 533.6, № госрегистрации 01201351878, Инв. №7/17. Утвержден 29.12.2016. Номер проекта в ИСГЗ ФАНО 0323-2014-0004. Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН. Протокол Ученого совета ИТПМ СО РАН №12 от 01.12.2016. Руководитель проекта Шиплюк А.Н. Стр. 9-10, Рис. 3, Таблица 1.

Главные продольные плоскости (ГПП) каждого из двух ВЗ, образующих ДСКВ, наклоненные в верней части друг к другу, образуются центральной осью канала конкретного ВЗ и общим для двух ВЗ «носом» ДСКВ - точкой переднего окончания участков внешнего сжатия.

Форма поверхности внешнего сжатия (одновременно зеркально для обоих ВЗ) относительно ГПП может быть, как симметричной, так и несимметричной - верхняя, создающая дополнительную подъемную силу, почти «горизонтальная» часть поверхности внешнего сжатия может совпадать или не совпадать по форме/площади с внутренней, образующей внутреннее центральное продольное вертикальное клинообразное ребро (почти «вертикальной» частью).

Набегающий воздушный поток разделяется центральным продольным вертикальным клинообразным ребром ДСКВ на правый и левый потоки/ВЗ, создавая при этом компенсирующий момент крена ЛА, а верхние почти «горизонтальные» части поверхностей внешнего сжатия создают дополнительную подъемную силу носовой части ЛА. При этом правый и левый потоки сжимаются изоэнтропическим образом конвергентными поверхностями внешнего и внутреннего сжатия.

Если у ЛА будут использоваться два симметрично-зеркальных противоположно вращающихся двигателя, создающих на низких дозвуковых скоростях перед ДСКВ два параллельных горизонтальных противоположно вращающихся касающихся между собой вихря, с направлением вращения обоих вихрей в месте касания (вдоль внутреннего центрального продольного вертикального клинообразного ребра) вверх, то при старте дополнительная подъемная сила носовой части ЛА увеличится за счет центробежных сил вихрей, воздействующих на поверхности внешнего сжатия ДСКВ, суммарно направленных вверх, и сил трения, оказываемых воздухом вихрей на поверхности внешнего сжатия, также суммарно направленных вверх. Дополнительная подъемная сила носовой части даст возможность взлета/посадки ЛА при меньших скоростях/меньшей длине взлетно-посадочной полосы (ВПП), чем без этой дополнительной силы.

У существующих сверхзвуковых самолетов с большой неизменяемой стреловидностью несущего крыла при старте/взлете функцию создания дополнительной подъемной силы выполняет переднее горизонтальное оперение (ПГО).

ПГО увеличивает лобовое сопротивление ЛА. При больших дозвуковых/сверхзвуковых скоростях необходимость в этой дополнительной подъемной силе ПГО отпадает.

Построение ВЗ.

Круглые незаостренные конвергентные изоэнтропические поверхности внешнего сжатия ВЗ, при продлении/экстраполяции входной части навстречу потоку в бесконечность (от двух минимальных радиусов канала и более) представляют собой фигуру, близкую к параболоиду вращения. Линия пересечения двух одинаковых параллельных близко расположенных параболоидов вращения близка к параболе.

Представление вида проекций спереди (фронтальной) - две расположенные рядом частично наложенные друг на друга окружности, радиус каждой из которых равен расстоянию от «носа» ДСКВ (как наиболее удаленной от оси центра канала точки) до оси центра канала.

Отрезок, соединяющий две точки пересечения окружностей - это торцевая проекция линии/кривой пересечения двух параболоидов вращения (без заострения). Верхняя точка пересечения окружностей и будет «носом» ДСКВ (его проекцией на фронтальную/торцевую плоскость), а также - «носом» ЛА.

Часть этого прямого отрезка фронтальной проекции от «носа» вниз до разделяющихся линий проекций двух ВЗ (максимум - до линии/проекции плоскости, объединяющей оси двух каналов) будет фронтальной проекцией линии/кривой пересечения двух почти «вертикальных» частей поверхностей внешнего сжатия ВЗ с заострением - фронтальной проекцией центра центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ.

Угол, образующийся продольной вертикальной плоскостью ЛА и ГПП ВЗ (или их фронтальными проекциями), будет углом наклона ГПП ВЗ. В случае симметричного ВЗ верхняя (почти «горизонтальная») часть поверхности внешнего сжатия ВЗ образует с ГПП ВЗ такой же угол наклона, что и «вертикальная», такую же длину и форму фронтальной проекции - симметрично плоскости ГПП ВЗ.

Представление вида проекций на плоскость ГПП ВЗ-кромка поверхности «носа» большой стреловидности (порядка 80°) с малым углом атаки (начало поверхности внешнего сжатия) при приближении к поверхности внутреннего сжатия плавно увеличивая угол атаки пересекает ось/проекцию оси канала (угол атаки остается при этом меньше 90°).

Крепление ДСКВ к корпусу ЛА производится, в том числе, внизу - с помощью нижнего сопряжения каналов/ВЗ, а в верху - с помощью сопряжения носа ЛА с началом фонаря кабины (при наличии) плавно изогнутыми или плоскими панелями, или с помощью верхнего сопряжения каналов/ВЗ (при отсутствии фонаря кабины). Низ кабины может возвышаться или не возвышаться над носом ЛА.

ПЕРЕЧЕНЬ ФИГУР (без масштаба и пропорций) - схематичные эскизы варианта.

Фиг. 1 - аксонометрическое изображение ДСКВ (вид снизу спереди сбоку):

1 - поверхность внешнего сжатия;

2 - поверхность внутреннего сжатия.

Фиг. 2 - пересечения двух одинаковых параллельных близко расположенных параболоидов вращения (аксонометрическое изображение):

3 - параболоиды вращения;

4 - линия пересечения двух параболоидов.

Фиг. 3 - аксонометрическое изображение передних кромок двух ВЗ на поверхностях параболоидов вращения:

5 - передние кромки ВЗ.

Фиг. 4 - фронтальная/торцевая проекция построения ДСКВ:

6 - проекция передних кромок параболоидов вращения без «заострения»;

7 - проекция передних кромок ВЗ;

8 - проекция каналов ДСКВ;

9 - проекция кромки центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ;

10 - проекция вертикальной плоскости симметрии ЛА;

11 - проекция плоскости ГПП ВЗ.

Фиг. 5 - проекция участка внешнего сжатия ВЗ на продольную вертикальную плоскость симметрии ЛА:

12 - проекция кромки центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ (почти «вертикальная» часть);

13 - проекция верхней (почти «горизонтальной») части поверхности внешнего сжатия ВЗ;

14 - проекция поверхности внутреннего сжатия.

Фиг. 6 - проекция участка внешнего сжатия ВЗ на плоскость ГПП ВЗ:

15 - проекция передних кромок в случае симметричного ВЗ.

Фиг. 7 - горизонтальная проекция построения ДСКВ - вид снизу:

16 - проекция кромки центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ;

17 - проекция «верхней» передней кромки ВЗ;

18 - проекция «нижней» передней кромки ВЗ;

19 - проекция поверхности внутреннего сжатия.

Фиг. 8 - воздействие на поверхности внешнего сжатия ДСКВ при низкой скорости центробежных сил, образующихся противоположно вращающимися вихрями (вид в фронтальной плоскости):

a₁ - центробежное давление вихря по радиусам на элементы поверхности по левому ВЗ;

a₂ - центробежное давление вихря по радиусам на элементы поверхности по правому ВЗ;

A₁ - суммарное центробежное давление вихря на элементы поверхности по левому ВЗ;

A₂ - суммарное центробежное давление вихря на элементы поверхности по правому ВЗ;

А - суммарное центробежное давление вихрей на элементы двух поверхностей ДСКВ;

w₁, w₂ - направления и скорости вращения левого и правого вихрей.

Фиг. 9 - воздействие на поверхности внешнего сжатия ДСКВ при низкой скорости сил трения, образующихся противоположно вращающимися вихрями (вид в фронтальной плоскости):

b₁ - силы трения вихря по касательным на элементы поверхности по левому ВЗ;

b₂ - силы трения вихря по касательным на элементы поверхности по правому ВЗ;

B₁ - суммарная сила трения вихря на элементы поверхности по левому ВЗ;

В₂ - суммарная сила трения вихря на элементы поверхности по правому ВЗ;

В - суммарная сила трения вихрей на элементы двух поверхностей ДСКВ.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.

Последовательность построения и определение размеров необходимого ДСКВ (Фиг. 1) начинается с указания/определения минимальных диаметров поверхностей внутреннего сжатия, которые зависят от диаметров каналов 8 (Фиг. 4) и расположенных в них двигателей.

Следующий шаг - построение гипотетических конвергентных изоэнтропических параболоидов вращения 3 (Фиг. 2), как основы построения передних кромок ВЗ 5 (Фиг. 3); 7 (Фиг. 4) поверхности внешнего сжатия 1 (Фиг. 1), сопряженного с поверхностью внутреннего сжатия 2 (Фиг. 1); 14 (Фиг. 5); 19 (Фиг. 7).

Кривизна и длина внутренней поверхности ВЗ (гипотетического конвергентного изоэнтропического параболоида вращения с сопряженной поверхностью внутреннего сжатия) определяется из величины расчетной/крейсерской сверхзвуковой скорости ЛА (например, 3-6 М). При этом площадь фронтальной проекции ДСКВ (двух ВЗ) должна максимально закрывать фронтальную проекцию торца корпуса ЛА. Радиусы передних кромок гипотетических параболоидов вращения (без заострения) равны расстояниям от носа ВЗ/ЛА до осей каналов.

Величина перекрытия двух проекций передних кромок гипотетических параболоидов вращения 6 (Фиг. 4) определяется, в том числе, из учета ширины ЛА.

Часть верхней половины кривой/линии пересечения двух параболоидов вращения 4 (Фиг. 2) будет кромкой центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ 9 (Фиг. 4); 12 (Фиг. 5); 16 (Фиг. 7).

Кромки правого ВЗ и левого ВЗ строятся симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА 10 (Фиг. 4).

«Верхняя» кромка ВЗ, относительно плоскости ГПП ВЗ 11 (Фиг. 4), строятся симметрично или несимметрично «нижней» кромки ВЗ. Возможный несимметричный вариант - верхняя часть поверхности внешнего сжатия имеет большую площадь - для увеличения подъемной силы носовой части ЛА.

Кромки поверхности внешнего сжатия 5 (Фиг. 3); 15 (Фиг. 6) плавно сопрягаются с кромками поверхности внутреннего сжатия так, что угол наклона проекции кромок к направлению канала в плоскости ГПП ВЗ плавно увеличиваясь вдоль потока/канала в конечной нижней точке не превысил 90° (желательно - не более 60°).

Нижняя поверхность ЛА в фронтальной проекции может не выступать за «нижнюю» часть поверхность ВЗ, повторяя форму проекций ее «нижней» части кромок 7 (Фиг. 4). Если нижняя поверхность ЛА будет плоской, то ее фронтальная проекция должна совпадать с нижним плоским сопряжением (объединением в общий корпус) каналов/ВЗ 7 (Фиг. 4).

В случае отсутствия фонаря кабины верхняя поверхность ЛА совпадает в фронтальной проекции с «верхней» частью проекции кромок ВЗ 7 (Фиг. 4).

В случае наличия фонаря кабины, фронтальная проекция нижней части фонаря кабины может не возвышаться и четко совпадать с верхней частью проекции кромок или иметь некоторое возвышение над носом ЛА путем плавного сопряжения с помощью изогнутых или плоских панелей корпуса.

- суммарная центробежная сила давления на отдельно взятый (вдоль длины ВЗ) поперечный участок внешнего сжатия каждого ВЗ, образующаяся при сложении сил центробежного давления вихря по радиусам вдоль поверхности перпендикулярно длине ВЗ-a₁, а₂ (Фиг. 8), направлена по наклонной вверх и к центральной плоскости симметрии ЛА (левый ВЗ-A₁ (Фиг. 8) и правый ВЗ-А₂ (Фиг. 8)). Боковые составляющие этих сил будут взаимно компенсироваться, а вертикальные составляющие - складываться вверх - А (Фиг. 8);

- суммарная сила трения на отдельно взятый (вдоль длины ВЗ) поперечный участок внешнего сжатия каждого ВЗ, образующаяся при сложении сил трения вихря по касательной вдоль поверхности перпендикулярно длине ВЗ-b₁, b₂ (Фиг. 9), направлена по наклонной вверх и от центральной плоскости симметрии ЛА (левый ВЗ-B₁ (Фиг. 9) и правый ВЗ-В₂ (Фиг. 9)). Боковые составляющие этих сил будут взаимно компенсироваться, а вертикальные составляющие - складываться вверх - В (Фиг. 9).

ПРОМЫШЛЕННАЯ ПРИМЕНИМОСТЬ.

ДСКВ предназначен для сверхзвуковых/гиперзвуковых ЛА с обеспечением: минимизации лобового сопротивления корпуса, образования дополнительной подъемной силы носовой части ЛА для уменьшения скорости при взлете/посадке (уменьшения длины взлетно-посадочной полосы) и дополнительной стабилизации носовой части ЛА по крену.

1. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия, состоящий из участка внешнего сжатия в виде заостренной спереди по передней кромке носом дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности и участка внутреннего сжатия круглого сечения без центрального тела, отличающийся тем, что в двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник объединены скрепленные между собой в горизонтальной плоскости два зеркально идентичных параллельных воздухозаборника, каждый со своим каналом для двигателя, образующие в продольной плоскости симметрии летательного аппарата в месте скрепления касающихся друг друга участков внешнего сжатия внутреннее центральное продольное вертикальное ребро в виде продольного клина формы «чайка» с положительным V с общим для обоих воздухозаборников заостренным носом в верхней центральной части двойного сверхзвукового конвергентного воздухозаборника.

2. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия по п. 1, отличающийся тем, что торцевая проекция передней части двойного сверхзвукового конвергентного воздухозаборника полностью закрывает торец корпуса летательного аппарата, за исключением фонаря кабины при его наличии, с ее сопряжением с носом и нижним сопряжением каналов воздухозаборников.

3. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия по п. 1, отличающийся тем, что внутреннее центральное продольное вертикальное ребро образуется по всей длине участков внешнего сжатия двух воздухозаборников.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий КВОУ, всасывающий воздуховод и двухсекционную камеру всасывания воздуха; газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.

Направляющее воздух устройство для турбомашины // 2682935

Изобретение относится к направляющему воздух устройству (10) для газотурбинного двигателя, содержащему канал (11) подачи воздуха к газотурбинному двигателю. Причем упомянутый канал (11) подачи имеет расположенный выше по потоку участок (11am) и расположенный ниже по потоку участок (11av), соединенные друг с другом посредством отклоняющего участка (11d).

Устройство и способ для предотвращения образования льда на двигателе // 2679581

Раскрыты системы, способы и устройства для предотвращения образования льда на двигателе. Устройство может включать в себя корпус для сопел, соединенный со ступенью сжатия двигателя и, кроме того, соединенный с корпусом передней кромки двигателя.

Газоперекачивающий агрегат (гпа), газотурбинная установка (гту), входное устройство гту гпа (варианты), опорный комплекс входного устройства гту гпа // 2678793

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.

Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя // 2675031

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может использоваться при создании вентилятора турбовентиляторного двигателя. Предлагается вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам.

Двигатель // 2674832

Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива.

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя // 2674101

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18).

Впускная камера из композитного материала и установка с газотурбинным двигателем, содержащая указанную камеру // 2673029

Воздухозаборная камера для газотурбинного двигателя содержит полый корпус и по меньшей мере одну отсоединяемую часть. Полый корпус имеет воздухозаборное отверстие и воздуховыпускное отверстие, расположенное и выполненное с обеспечением возможности присоединения к указанному газотурбинному двигателю.

Высокоманевренный самолет // 2682700

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.

Устройство для защиты двигателя самолета от столкновения с птицами // 2680644

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.

Защитное устройство двигателя от попадания посторонних предметов // 2679819

Бортовое защитное устройство двигателя от попадания посторонних предметов // 2677841

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°.

Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов // 2677828

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°.

Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) // 2672825

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.

Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета // 2670664

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.

Воздухозаборник для двигателя летательного аппарата // 2655977

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).

Система питания воздухом вспомогательной силовой установки в летательном аппарате // 2646695

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.

Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов // 2643060

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).

Акустическая структура, гондола двигателя, самолет, способ изготовления акустической структуры и способ снижения шума // 2688063

Акустическая структура содержит сотовую конструкцию, акустический экран, звуковой волновод, первую и вторую акустические перегородки. Сотовая конструкция имеет первый и второй края, множество стенок сотовой конструкции между первым и вторым краями, образующих множество ячеек. Акустический экран расположен на втором краю сотовой конструкции для образования акустического резонатора, глубина которого равна расстоянию между первым краем сотовой конструкции и акустическим экраном. Звуковой волновод расположен в акустическом резонаторе и содержит сплошную стенку, непроницаемую для звуковых волн, имеющую внутреннюю и наружную поверхности и входной и выходной края, определяющие, соответственно, вход и выход волновода. Первая акустическая перегородка имеет верхнюю часть, присоединенную к выходу волновода, и нижнюю часть, расположенную ближе ко второму краю сотовой конструкции. Первая акустическая перегородка содержит проницаемую для звука стенку. Вторая акустическая перегородка содержит верхнюю часть, присоединенную к нижней части первой акустической перегородки, и нижнюю часть, расположенную ближе ко второму краю сотовой конструкции. Вторая акустическая перегородка содержит проницаемую для звука стенку, причем показатель шумоподавления стенки первой акустической перегородки отличается от показателя шумоподавления стенки второй акустической перегородки. Другие изобретения группы относятся к гондоле двигателя, содержащей указанную выше акустическую структуру, и самолету, содержащему такую гондолу. При изготовлении акустической структуры изготавливают сотовую конструкцию и размещают акустический экран на втором краю сотовой конструкции для образования акустического резонатора. Размещают звуковой волновод в акустическом резонаторе, размещают первую акустическую перегородку на выходе волновода и размещают вторую акустическую перегородку в нижней части первой акустической перегородки. Еще одно изобретение относится к способу снижения шума путем частичного окружения источника шума указанной выше акустической структурой. Группа изобретений позволяет увеличить длину резонатора ячейки без существенного увеличения толщины и количества ячеек в акустической структуре гондолы. 5 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.