Система аварийной воздушной турбины, содержащая устройство блокировки вращения турбины

Изобретение относится к аварийной авиационной воздушной турбине. Система аварийной воздушной турбины для летательного аппарата содержит конструкцию, выполненную с возможностью крепления на наружной поверхности, аварийную воздушную турбину (22), соединенную с конструкцией и выполненную с возможностью перемещения относительно конструкции между убранным и выдвинутым положениями. Аварийная воздушная турбина (22) содержит стойку (23), турбину (25) и устройство блокировки. Устройство блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса (30) турбины (25) вокруг оси (26) вращения, когда аварийная воздушная турбина (22) перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, причем ось (35) ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол (α) блокировки с ортогональной проекцией (24’) продольной оси (24) стойки (23) на плоскость (Р), которая проходит по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25) и в которой расположена ось (35) ножки лопасти, при этом угол (α) блокировки составляет от 10 до 45°. Достигается снижение массы и габаритов. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к аварийной авиационной воздушной турбине.

Уровень техники

Как известно, летательные аппараты, в частности, самолеты оснащены аварийной воздушной турбиной (или “Ram Air Turbine” в англо-саксонской терминологии), которую используют в качестве аварийного источника электрической энергии в случае отказа главных электрических генераторов летательного аппарата. Это происходит, например, в случае одновременной поломки двигателей летательного аппарата. Во время работы аварийная воздушная турбина позволяет получать электрическую энергию, необходимую для жизненно важных систем летательного аппарата, например, таких как системы и приводы контроля и управления полетом.

Известная система 1 аварийной воздушной турбины показана на фиг. 1. Такая система классически содержит конструкцию 2 летательного аппарата, аварийную воздушную турбину 3 и крышку люка 4.

Аварийная воздушная турбина 1 содержит стойку 5, соединенную с конструкцией 2 летательного аппарата через приводной домкрат 6, а также турбину 7, содержащую корпус 8, установленный на стойке 5 с возможностью вращения вокруг оси 9 вращения, и две лопасти 10, проходящие радиально от корпуса 8 вдоль одной и той же оси 11 лопасти. Аварийная воздушная турбина 3 может дополнительно содержать электрический генератор (не показан), связанный с турбиной 7 таким образом, чтобы вращение турбины 7 посредством лопастей 10 приводило к производству электрической энергии электрическим генератором. Турбина может также генерировать гидравлическую энергию. Аварийная воздушная турбина 3 перемещается относительно конструкции 2 летательного аппарата под действием приводного домкрата 6 между убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина 3 находится внутри фюзеляжа летательного аппарата, и выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина 3 выходит наружу фюзеляжа летательного аппарата через проем (не показан), выполненный в фюзеляже летательного аппарата.

Когда аварийная воздушная турбина 3 находится в выдвинутом положении, турбина 7 расположена снаружи летательного аппарата и может свободно вращаться вокруг оси 9 вращения. Таким образом, в этом положении внешний воздушный поток приводит во вращение турбину 7 через лопасти 10, и генератор производит необходимую для летательного аппарата электрическую энергию.

Когда аварийная воздушная турбина 3 находится в убранном положении, как известно, вращение турбины 7 вокруг оси 9 вращения блокируют при помощи устройства 12 блокировки. Как правило, устройство 12 блокировки блокирует турбину 7 таким образом, чтобы лопасти 10 были в целом совмещены с ортогональной проекцией продольной оси 11, вдоль которой проходит стойка 5, на плоскость Р’, которая расположена перпендикулярно к оси 9 вращения и в которой находится ось 11 лопасти. Такая заблокированная конфигурация турбины 7 позволяет свести к минимуму габарит системы 1 аварийной воздушной турбины внутри фюзеляжа летательного аппарата.

Крышка люка 4 соединена с конструкцией 2 летательного аппарата через приводной домкрат 6 и перемещается относительно указанной конструкции 2 летательного аппарата под действием указанного приводного домкрата 6 между закрытым положением, в котором крышка люка 4 перекрывает проем, выполненный в фюзеляже летательного аппарата, и аварийная воздушная турбина 3 находится в убранном положении, и открытым положением, в котором крышка люка 4 освобождает указанный проем, и аварийная воздушная турбина 3 находится в выдвинутом положении. Таким образом, открывание крышки люка 4 позволяет выдвинуть аварийную воздушную турбину 3 наружу фюзеляжа летательного аппарата.

Классически, крышка люка 4 открывается наружу фюзеляжа летательного аппарата, поэтому необходимо рассчитать параметры системы 1 аварийной воздушной турбины, в частности, приводного домкрата 6, учитывая аэродинамические усилия, которые действуют на крышку люка 4 во время ее открывания.

Таким образом, чем больше площадь крышки люка 4, тем больше аэродинамические усилия, которые действуют на крышку люка 4, и тем больше должны быть параметры системы 1 аварийной воздушной турбины, чтобы воспринимать эти усилия.

Однако увеличение этих параметров приводит к увеличению массы, что идет в разрез со стремлением авиаконструкторов уменьшить массу летательных аппаратов.

Следовательно, существует потребность в уменьшении площади крышки люка 4 систем 1 аварийных воздушных турбин.

Раскрытие сущности изобретения

Настоящее изобретение призвано удовлетворить эту потребность и предложить систему аварийной воздушной турбины, в которой происходит блокировка вращения турбины вокруг ее оси вращения, когда она выдвинута наружу наружной поверхности летательного аппарата, в положении, при котором объем, описываемый аварийной воздушной турбиной во время ее выдвигания наружу наружной поверхности летательного аппарата, уменьшается.

В частности, объектом настоящего изобретения является система аварийной воздушной турбины для летательного аппарата, содержащего наружную поверхность, в которой выполнен проем, при этом указанная система аварийной воздушной турбины содержит:

- конструкцию летательного аппарата,

- аварийную воздушную турбину, соединенную с конструкцией летательного аппарата и выполненную с возможностью перемещаться относительно конструкции летательного аппарата между убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина находится внутри наружной поверхности летательного аппарата, и выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина проходит наружу наружной поверхности летательного аппарата через выполненный в наружной поверхности проем,

при этом аварийная воздушная турбина содержит:

- стойку, расположенную вдоль продольной оси и соединенную с конструкцией летательного аппарата,

- турбину, содержащую корпус, установленный с возможностью вращения на стойке вокруг оси вращения, и единую лопасть или две лопасти, проходящие радиально от корпуса между ножкой лопасти, расположенной в корпусе, и вершиной лопасти, при этом ножка или ножки лопасти расположены вдоль одной и той же оси ножки лопасти, расположенной по существу перпендикулярно к оси вращения турбины,

- устройство блокировки, выполненное с возможностью блокировки вращения корпуса турбины вокруг оси вращения, когда система аварийной воздушной турбины перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, в положении, при котором ось ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол блокировки с ортогональной проекцией продольной оси стойки на плоскость, которая проходит по существу перпендикулярно к оси вращения турбины и в которой расположена ось ножки лопасти, чтобы уменьшить объем, описываемый аварийной воздушной турбиной, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением.

Предпочтительно угол блокировки превышает или равен 10° и является строго меньшим 90°.

Предпочтительно угол блокировки составляет от 10 до 45°.

Предпочтительно система аварийной воздушной турбины содержит крышку люка, соединенную с конструкцией летательного аппарата и выполненную с возможностью перемещаться относительно указанной конструкции летательного аппарата между закрытым положением, в котором крышка люка перекрывает проем, выполненный в наружной поверхности, и аварийная воздушная турбина находится в убранном положении, и открытым положением, в котором крышка люка освобождает указанный проем и расположена снаружи наружной поверхности летательного аппарата, и аварийная воздушная турбина находится в выдвинутом положении.

Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий наружную поверхность, в которой выполнен проем, и описанную выше систему аварийной воздушной турбины, в котором конструкция летательного аппарата закреплена на наружной поверхности.

Объектом настоящего изобретения является также способ блокировки вращения турбины описанной выше системы аварийной воздушной турбины, содержащий этап, на котором аварийная воздушная турбина перемещается между убранным положением и выдвинутым положением и на котором вращение турбины вокруг оси вращения оказывается заблокированным в положении, при котором ось ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол блокировки с ортогональной проекцией продольной оси стойки на плоскость, которая проходит по существу перпендикулярно к оси вращения турбины и в которой расположена ось ножки лопасти, при этом объем, описываемый аварийной воздушной турбиной, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, уменьшается.

Краткое описание чертежей

Друге отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые представлены в качестве неограничивающих примеров и на которых:

на фиг. 1 (уже описана) схематично показана известная система аварийной воздушной турбины, вид в перспективе.

на фиг. 2 показана система аварийной воздушной турбины согласно варианту осуществления изобретения вид в перспективе;

на фиг. 3 показана аварийная воздушная турбина системы аварийной воздушной турбины, изображенной на фиг. 2, вид в разрезе;

на фиг. 4 схематично показана аварийная воздушная турбина, изображенная на фиг. 3, когда турбина находится в заблокированном положении, вид в перспективе;

на фиг. 5 детально показано устройство блокировки вращения турбины аварийной воздушной турбины, изображенной на фиг. 3.

Осуществление изобретения

На фиг. 2 показана система 20 аварийной воздушной турбины летательного аппарата, в частности, самолета. Летательный аппарат содержит наружную поверхность 201, которая образует границу между внутренним пространством и наружным пространством летательного аппарата и в которой выполнен проем.

Наружная поверхность 201 летательного аппарата соответствует, например, фюзеляжу летательного аппарата. В этом случае, если летательный аппарат является самолетом, система 20 аварийной воздушной турбины расположена, например, на уровне низа фюзеляжа самолета или на уровне переднего конца самолета.

В варианте наружная поверхность 201 соответствует крылу, обтекателю или посадочному шасси летательного аппарата. Под «обтекателем» в данном случае следует понимать неподвижный конструктивный элемент или неподвижные конструктивные элементы, закрывающие выступающие части летательного аппарата и предназначенные для уменьшения их сопротивления аэродинамическому потоку. В частности, обтекатель закрывает части, которые образуют объем, наружный относительно фюзеляжа или крыла летательного аппарата.

Система 20 аварийной воздушной турбины содержит конструкцию 21 летательного аппарата, закрепленную на наружной поверхности 201, аварийную воздушную турбину 22 (называемую также “Ram Air Turbine” или “RAT” в англо-саксонской терминологии) и крышку люка 27.

Аварийная воздушная турбина 22 соединена с конструкцией 21 летательного аппарата и выполнена с возможностью перемещаться относительно конструкции 21 летательного аппарата между так называемым убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина 22 находится внутри наружной поверхности 201 летательного аппарата, и так называемым выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина 22 проходит наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата через выполненный в наружной поверхности 201 проем. Например, аварийная воздушная турбина 22 соединена с конструкцией летательного аппарата через приводной домкрат 28 и перемещается под действием этого приводного домкрата 28 между убранным положением и выдвинутым положением.

Крышка люка 27 соединена с конструкцией 21 летательного аппарата и выполнена с возможностью перемещаться относительно конструкции 21 летательного аппарата между так называемым закрытым положением, в котором крышка люка 27 перекрывает проем, выполненный в наружной поверхности 201 летательного аппарата, и аварийная воздушная турбина находится в убранном положении, и так называемым открытым положением, в котором крышка люка 27 освобождает проем и расположена снаружи наружной поверхности 201 летательного аппарата. Когда крышка люка 27 находится в закрытом положении, аварийная воздушная турбина 22 находится в убранном положении, а когда крышка люка 27 находится в открытом положении, аварийная воздушная турбина 22 находится в выдвинутом положении.

Например, крышка люка 27 соединена с конструкцией 21 летательного аппарата через приводной домкрат 28 и перемещается под действием этого приводного домкрата 28 между закрытым положением и открытым положением. Крышка люка 27 и аварийная воздушная турбина 22 перемещаются одновременно под действием приводного домкрата 28. В частности, система 20 аварийной воздушной турбины содержит тягу, которая соединяет крышку люка 27 со стойкой 23 аварийной воздушной турбины 22, поэтому, когда приводной домкрат 28 перемещает стойку 23 аварийной воздушной турбины 22, он перемещает также крышку люка 27 при помощи тяги.

На фиг. 3 более детально показана аварийная воздушная турбина 22. Аварийная воздушная турбина 22 содержит:

- стойку 23, расположенную вдоль продольной оси 24 и соединенную первым концом с конструкцией 21 летательного аппарата,

- турбину 25, соединенную с вторым концом стойки 23 и выполненную с возможностью поворачиваться вокруг оси 26 вращения, при этом ось 26 вращения и продольная ось 24 не являются параллельными и не совпадают, и

- устройство 29 блокировки вращения турбины 25 вокруг указанной оси 26 вращения.

Турбина 25 содержит корпус 30, установленный с возможностью вращения на стойке 23 вокруг указанной оси 26 вращения. Корпус 30 турбины 25 связан, например, с электрическим генератором (не показан), чтобы при вращении корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения электрический генератор производил электрическую энергию. В варианте турбина 25 может производить гидравлическую энергию.

Турбина 25 содержит также единую лопасть или две лопасти 32. Лопасть или лопасти 32 проходят радиально от корпуса 30 турбины 25 между ножкой 33 лопасти, находящейся в корпусе 30 турбины 25, и вершиной 34 лопасти, расположенной снаружи корпуса 30.

Ножка 33 лопасти или каждой из лопастей 32 проходит вдоль оси 35 ножки лопасти, расположенной по существу перпендикулярно к оси 26 вращения турбины 25. Выражение «по существу перпендикулярно» значит, что ось 35 ножки лопасти расположена перпендикулярно к оси 26 вращения с точностью до 2°. Если турбина 25 содержит две лопасти 32, их ножки расположены вдоль одной и той же оси 35 ножки лопасти.

Ножка 33 лопасти или каждой из лопастей 32 соединена с корпусом 30 турбины 25 таким образом, чтобы вращение лопасти или лопастей 32 вокруг оси 26 вращения приводило к вращению корпуса 30 турбины 25 вокруг указанной оси 26 вращения, а также к производству электрической энергии электрическим генератором.

Устройство 29 блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, и с возможностью освобождения вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, по меньшей мере когда аварийная воздушная турбина 22 находится в выдвинутом положении. Устройство 29 блокировки может также блокировать вращение корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 находится в убранном положении. Когда устройство 29 блокировки блокирует вращение корпуса 30 турбины 25, турбина 25 находится в так называемом заблокированном положении.

Таким образом, устройство 29 блокировки позволяет избегать вращения лопасти или лопасти 32, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между убранным положением и выдвинутым положением и даже когда аварийная воздушная турбина 22 находится в убранном положении, что могло бы привести к повреждению летательного аппарата, в частности, наружной поверхности 201 и/или крышки люка 27.

На фиг. 4 схематично показана турбина 25 в положении, заблокированном устройством 29 блокировки.

В частности, когда турбина 25 находится в заблокированном положении, ось 35 ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол α блокировки с ортогональной проекцией 24’ продольной оси 24 стойки 23 на плоскость Р, которая расположена по существу перпендикулярно к оси 26 вращения турбины 25 и в которой находится ось 35 ножки лопасти, таким образом, чтобы уменьшить объем, описываемый аварийной воздушной турбиной 22, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением. Выражение «по существу перпендикулярно» значит, что плоскость Р расположена перпендикулярно к оси 26 вращения с точностью до 2°.

Действительно, заявитель неожиданно обнаружил, что при блокировке лопасти или лопастей 32 с острым и не равным нулю углом α блокировки объем, описываемый аварийной воздушной турбиной 22, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, уменьшается и, следовательно, пересечение между наружной поверхностью 201 летательного аппарата и этим объемом образует меньшую площадь, чем когда блокировка лопасти или лопастей 32 происходит с нулевым углом блокировки. Следовательно, можно уменьшить сечение проема, выполненного в наружной поверхности 201 летательного аппарата, и площадь закрывающей его крышки люка 27, которые необходимы для выдвигания аварийной воздушной турбины 22 наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата. Это позволяет уменьшить аэродинамические усилия, которые действуют на крышку люка 27 во время ее открывания наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата, и избежать увеличения параметров системы 20 аварийной воздушной турбины, которое привело бы к увеличению массы системы 20 аварийной воздушной турбины.

В данном случае под «острым и не равным углом» следует понимать угол, превышающий или равный 10° и строго меньший 90°.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, угол α блокировки составляет от 10 до 45°.

Предпочтительно устройство 29 блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между убранным положением и так называемым промежуточным положением, находящимся между убранным положением и выдвинутым положением, и с возможностью освобождения вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между промежуточным положением и выдвинутым положением. Когда аварийная воздушная турбина 22 находится в промежуточном положении, турбина 25 расположена снаружи наружной поверхности 201 летательного аппарата и в достаточной степени удалена от указанной наружной поверхности 201 летательного аппарата и от конструкции 21 летательного аппарата, чтобы не повредить их при вращении лопастей 32. Выражение «удалена в достаточной степени» значит, что турбина 25, в частности, лопасти удалены не менее чем на 25 мм от наружной поверхности 201 летательного аппарата.

Например, устройство 29 блокировки содержит блокировочный палец 291 и выемку 292, выполненную в корпусе 30 турбины 25 с возможностью захождения в нее блокировочного пальца 291, чтобы удерживать турбину 25 в заблокированном положении. Блокировочный палец 291 и выемка 292 выполнены таким образом, чтобы ось 35 ножки лопасти образовала угол α блокировки с ортогональной проекцией 24’ продольной оси 24 стойки 23, когда блокировочный палец 291 заходит в выемку 292. Блокировочный палец 291 и выемка 292 в заблокированном положении турбины 25 более детально показаны на фиг. 5.

В примере, представленном на фиг. 3, блокировочный палец 291 и выемка 292 заключены в плоскости, образованной осью 26 вращения корпуса 30 турбины 25 и продольной осью 24 стойки 23, когда турбина 25 находится в заблокированном положении. В этом примере выемка 292 смещена в угловом направлении от оси 35 ножки лопасти вокруг оси 26 вращения на угол, соответствующий углу α блокировки.

В примере, представленном на фиг. 3, корпус 30 продолжен вокруг оси 26 вращения площадкой 293, в которой выполнена выемка 292.

В примере, представленном на фиг. 3, устройство 29 блокировки содержит две выемки 292, выполненные диаметрально противоположно в корпусе 30 турбины 25. При этом площадка 293 может быть связана с каждой из выемок 292, как это показано также на фиг. 3.

Например, устройство 29 блокировки дополнительно содержит систему тяг 294 (фиг.3), связанную с блокировочным пальцем 291 и выполненную с возможностью выводить блокировочный палец 291 из отверстия 292, когда ее приводят в действие, и блокировать таким образом вращение турбины 25. Например, систему тяг 294 приводят в действие при помощи упора 295, соединенного с конструкцией 21 самолета. Такая система тяг 294 известна специалисту в данной области, и ее подробное описание опускается.

Преимуществом системы 20 аварийной воздушной турбины является то, что она содержит устройство 29 блокировки, которое блокирует вращение турбины 25 в таком положении, при котором объем, описываемый аварийной воздушной турбиной 22, когда ее выдвигают наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата, уменьшается, что позволяет уменьшить площадь крышки люка 27 и, следовательно, ограничить аэродинамические усилия, которые действуют на указанную крышку люка 27 и которые должны восприниматься системой 20 аварийной воздушной турбины, в частности, приводным домкратом 28. Таким образом, параметры системы 20 аварийной воздушной турбины можно рассчитать, учитывая эти меньшие аэродинамические усилия, и можно уменьшить массу системы 20 аварийной воздушной турбины.

1. Система (20) аварийной воздушной турбины для летательного аппарата, содержащего наружную поверхность (201), в которой выполнен проем, при этом указанная система (20) аварийной воздушной турбины содержит:

- конструкцию (21), выполненную с возможностью крепления на наружной поверхности (201),

- аварийную воздушную турбину (22), соединенную с конструкцией (21) и выполненную с возможностью перемещения относительно конструкции (21) между убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина (22) находится внутри наружной поверхности (201) летательного аппарата, и выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина (22) проходит наружу наружной поверхности (201) летательного аппарата через выполненный в наружной поверхности (201) проем,

при этом аварийная воздушная турбина (22) содержит:

- стойку (23), расположенную вдоль продольной оси (24) и соединенную с конструкцией (21),

- турбину (25), содержащую корпус (30), установленный с возможностью вращения на стойке (23) вокруг оси (26) вращения, и единую лопасть или две лопасти (32), проходящие радиально от корпуса (30) между ножкой (33) лопасти, расположенной в корпусе (30), и вершиной (34) лопасти, при этом ножка или ножки (33) лопасти расположены вдоль одной и той же оси (35) ножки лопасти, расположенной по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25),

- устройство (29) блокировки, выполненное с возможностью блокировки вращения корпуса (30) турбины (25) вокруг оси (26) вращения, когда аварийная воздушная турбина (22) перемещается между убранным положением и выдвинутым положением,

отличающаяся тем, что устройство (29) блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса (30) турбины (25) вокруг оси (26) вращения в положении, при котором ось (35) ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол (α) блокировки с ортогональной проекцией (24’) продольной оси (24) стойки (23) на плоскость (Р), которая проходит по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25) и в которой расположена ось (35) ножки лопасти, при этом угол (α) блокировки составляет от 10 до 45°.

2. Система (20) аварийной воздушной турбины по п. 1, содержащая крышку люка (27), соединенную с конструкцией (21) и выполненную с возможностью перемещения относительно указанной конструкции (21) между закрытым положением, в котором крышка люка (27) перекрывает проем, выполненный в наружной поверхности (201), а аварийная воздушная турбина (22) находится в убранном положении, и открытым положением, в котором крышка люка (27) освобождает указанный проем и расположена снаружи наружной поверхности (201) летательного аппарата, а аварийная воздушная турбина (22) находится в выдвинутом положении.

3. Летательный аппарат, содержащий наружную поверхность (201), в которой выполнен проем, отличающийся тем, что содержит систему (20) аварийной воздушной турбины по любому из п.п. 1 или 2, при этом конструкция (21) закреплена на наружной поверхности (201).

4. Способ блокировки вращения турбины (25) системы (20) аварийной воздушной турбины по любому из пп. 1 или 2, содержащий этап, на котором аварийную воздушную турбину (22) перемещают между убранным положением и выдвинутым положением, при этом вращение турбины (25) вокруг оси (26) вращения оказывается заблокированным в положении, при котором ось (35) ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол (α) блокировки с ортогональной проекцией (24’) продольной оси (24) стойки (23) на плоскость (Р), которая проходит по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25) и в которой расположена ось (35) ножки лопасти, при этом угол (α) блокировки составляет от 10 до 45°.