Воздухозаборник самолета с турбореактивным двигателем, имеет шпангоуты, внешнюю и внутреннюю поверхности и внешние створки подпитки, в закрытом положении являющиеся участками его внешней поверхности, отличается тем, что упомянутые створки закреплены относительно шпангоутов воздухозаборника с возможность вращения и совместно с этими шпангоутами образуют фрагмент упомянутой внешней поверхности, кроме того, имеются внутренние створки подпитки, также закрепленные относительно шпангоутов воздухозаборника с возможность вращения и образующие совместно с этими же шпангоутами фрагмент внутренней поверхности воздухозаборника. Часть конструкции шпангоута совместно со створками подпитки в их открытом положении образует канал с профилированной аэродинамической поверхностью. Для фиксации угла открытия створок имеются упоры. Часть конструкции шпангоутов в зоне установки створок выполнена в виде полого профиля. Предлагаемое решение обеспечивает доступ к двигателю необходимого потока воздуха с обеспечением необходимой прочности воздухозаборника без увеличения его веса.

Полезная модель относится к авиационной технике, точнее - к воздухозаборникам летательных аппаратов с турбореактивными двигателями, снабженными створками подпитки, и может быть использована на различных самолетах.

Створки подпитки для обеспечения необходимого потока воздуха на взлетно-посадочных режимах имеются в воздухозаборниках двигателей многих самолетов (Техника воздушного флота. 1991. №4, с.52; Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1990, с.255-259).

Различные конструкции воздухозаборников со створками подпитки, являющиеся отдаленными аналогами предлагаемого решения, описаны в а.с. СССР №315650 (B 64 D 33/02), заявке РФ №94022790 (B 64 D 33/02), патенте РФ №2088486 (B 64 D 33/02), а.с. №912040 (B 64 D 33/02), патенте США №4203566 (кл. США 244/57) и т.д..

Размещение створок подпитки в количестве, необходимом для захвата потока воздуха нужной величины, в конструкциях типа описанных в заявке РФ №94022790 или в патенте РФ №2088486 может потребовать их размещения почти до компрессора двигателя, что отрицательно скажется на качестве потока воздуха перед компрессором и снизит ресурс двигателя.

Наиболее близким к предлагаемому решения является воздухозаборник самолета Су-27 (А.Фомин «Су-27. История истребителя», М.: «РА Интервестник», 1999, стр.218). Он является регулируемым, имеет близкое к прямоугольному сечение и оснащен выпускаемой сеткой для предотвращения попадания в воздушный тракт двигателя посторонних предметов при взлете и посадке, а также мелких птиц. Створки подпитки расположены на нижней стороне воздухозаборника и в закрытом положении образуют его внешнюю поверхность в зоне размещения защитной сетки и выполнены открывающимися и закрывающимися под действием перепада давления. Внутренняя поверхность канала воздухозаборника над створками образована упомянутой защитной сеткой в положении, когда она опущена. Створки могут открываться как при выпущенной, так и при убранной сетке.

Недостаток такого исполнения заключается в том, что при размещении большого количества створок подпитки компактно, т.е. в виде жалюзи, увеличиваются размеры выреза под створки в обшивке воздухозаборника, нарушается целостность шпангоутов, пересекающих вырез под створки (в месте выреза шпангоуты отсутствуют), что отрицательно сказывается на общей прочности и жесткости воздухозаборника. Из-за сопротивления защитной сетки и плохообтекаемых шпангоутов в зоне размещения створок эффективная тяга силовой установки и ее газодинамическая устойчивость снижаются на режимах взлета и посадки, что влияет на безопасность полета.

Задачей полезной модели является повышение надежности работы силовой установки летательного аппарата на взлетно-посадочных режимах за счет оптимизации конструкции створок подпитки воздухозаборника.

Для решения этой задачи предлагается воздухозаборник, имеющий шпангоуты, внешнюю и внутреннюю поверхности и внешние створки подпитки, которые в закрытом положении являются участками его внешней поверхности, отличающийся тем, что каждая из упомянутых внешних створок закреплена относительно одного из шпангоутов воздухозаборника с возможность вращения, упомянутые внешние створки подпитки совместно с этими шпангоутами образуют фрагмент упомянутой внешней поверхности воздухозаборника, кроме того, имеются внутренние створки подпитки, каждая из которых также закреплена относительно одного из упомянутых шпангоутов воздухозаборника с возможность вращения, внутренние створки подпитки в закрытом положении совместно с этими же шпангоутами образуют фрагмент внутренней поверхности воздухозаборника.

Часть конструкции каждого из упомянутых шпангоутов совместно с соответствующими упомянутыми внешней и внутренней створками подпитки в их открытом положении образует канал с профилированной аэродинамической поверхностью.

Для фиксации угла открытия внешних и внутренних створок подпитки имеются упоры.

Часть конструкции шпангоутов в зоне установки створок подпитки выполнена в виде полого профиля.

Предлагаемое решение позволяет обеспечить доступ к двигателю необходимого потока воздуха с обеспечением необходимой прочности воздухозаборника без увеличения его веса.

Полезная модель поясняется фигурами.

На фиг.1 изображено продольное сечение предлагаемого воздухозаборника.

На фиг.2 изображено поперечное сечение воздухозаборника в зоне размещения створок подпитки.

На фиг.3 показан в увеличенном масштабе фрагмент продольного сечения воздухозаборника в зоне установки створок подпитки.

Воздухозаборник двигателя самолета содержит внешнюю 1 и внутреннюю 2 поверхности, шпангоуты 3, а также внешние створки подпитки 4 и внутренние створки подпитки 5, причем относительно каждого из шпангоутов 3 закреплены одна из створок 4 и одна из створок 5. Строки 4 закреплены с возможностью вращения относительно оси 6, а створки 5 - с возможностью вращения относительно оси 7.

Внешние створки подпитки 4 в закрытом состоянии вместе с внешними полками 8 шпангоутов 3 образуют часть внешней поверхности 1 воздухозаборника, а внутренние створки подпитки 5 в закрытом состоянии вместе с внутренними полками 9 шпангоутов 3 образуют часть внутренней поверхности 2 воздухозаборника. При этом расстояние между створками подпитки 4 определяется шириной внешней полки 8, а расстояние между внутренними створками 5 - шириной внутренней поли 9.

Створки 4 и 5 открываются практически синхронно под действием перепада давления, пропуская внутрь воздухозаборника поток дополнительного воздуха.

Часть 10 конструкции каждого из шпангоутов 3 между точками соприкосновения шпангоута 3 со створками 4 и 5 совместно с этими створками в их открытом положении образует канал с профилированной аэродинамической поверхностью для того, чтобы при открытых створках 4 и 5 воздух протекал внутрь без срывов.

Для фиксации угла открытия внешних створок подпитки 4 и внутренних створок подпитки 5 имеются упоры 11, находящиеся на шпангоутах 3.

Часть конструкции шпангоута 3, находящаяся в зоне установки створок 4 и 5, выполнена в виде полого трубчатого профиля.

Воздухозаборник работает следующим образом.

При запуске силовой установки самолета в канале воздухозаборника создается разрежение и под действием перепада давления открываются внешние створки подпитки 4 и внутренние створки подпитки 5. Угол открытия створок 4 и 5 фиксируется упорами 11. Дополнительный воздух поступает через отверстия, образованные створками 4 и 5 с одной стороны и профилированньми аэродинамическими частями 10 шпангоутов 3 с другой стороны, внутрь воздухозаборника.

После взлета самолета и возрастании его скорости разрежение в канале воздухозаборника уменьшается, и створки плавно закрываются под воздействием собственного веса и давления внутри канала воздухозаборника.

В случае помпажа при открытых створках подпитки воздушная волна перемещается от компрессора двигателя вперед, воздействует на створки 4 и 5, пытаясь отклонить их на больший угол. Этому препятствуют упоры 11. Возникающему в этой ситуации крутящему моменту противостоит полый профиль шпангоутов 3 (такой профиль имеет повышенную прочность на кручение).

Связь между существенными признаками и техническим результатом заключается в следующем:

Размещение створок так, что створки подпитки вместе с внешними полками шпангоутов образуют часть внешней поверхности воздухозаборника, а внутренние створки вместе с внутренними полками шпангоутов - внутреннюю поверхность воздухозаборника, позволяет не нарушать целостность шпангоутов и разместить створки компактно с достаточно большой суммарной площадью подпитки в наиболее удобном месте, обеспечивая максимальный эффект;

Часть конструкции шпангоута с профилированной аэродинамической поверхностью обеспечивает безотрывное обтекание шпангоута;

Упоры фиксации угла открытия створок предотвращают выламывание и опрокидывание створок при воздействии обратной волны давления при помпаже двигателя;

Выполнение конструкции шпангоутов в зоне установки створок подпитки в виде полого профиля увеличивает их жесткость, предотвращает их скручивание от воздействия крутящих моментов, создаваемых силами, воздействующими на створки, позволяет уменьшить ширину внутренних и внешних полок шпангоутов с обеспечением необходимой прочности, и за счет этого увеличить пропускную способность створок подпитки, размещенных между шпангоутами.

Формула полезной модели

1. Воздухозаборник самолета, имеющий шпангоуты, внешнюю и внутреннюю поверхности и внешние створки подпитки, которые в закрытом положении являются участками его внешней поверхности, отличающийся тем, что каждая из упомянутых внешних створок закреплена относительно одного из шпангоутов воздухозаборника с возможностью вращения, упомянутые внешние створки подпитки совместно с этими шпангоутами образуют фрагмент упомянутой внешней поверхности воздухозаборника, кроме того, имеются внутренние створки подпитки, каждая из которых также закреплена относительно одного из упомянутых шпангоутов воздухозаборника с возможностью вращения, внутренние створки подпитки в закрытом положении совместно с этими же шпангоутами образуют фрагмент внутренней поверхности воздухозаборника.

2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что часть конструкции каждого из упомянутых шпангоутов совместно с соответствующими упомянутыми внешней и внутренней створками подпитки в их открытом положении образует канал с профилированной аэродинамической поверхностью.

3. Воздухозаборник по п.1 или 2, отличающийся тем, что для фиксации угла открытия внешних и внутренних створок подпитки имеются упоры.

4. Воздухозаборник по п.1 или 2, отличающийся тем, что часть конструкции шпангоутов в зоне установки створок подпитки выполнена в виде полого профиля.

5. Воздухозаборник по п.3, отличающийся тем, что часть конструкции шпангоутов в зоне установки створок подпитки выполнена в виде полого профиля.

Основными параметрами, характеризующими двигатель как силовую установку самолета, являются развиваемая им тяга и удельный расход топлива. Эти параметры определяются на основании характеристик внутридвигательных процессов, которые в случае турбореактивного двигателя зависят главным образом от работы компрессора и турбины. Однако с увеличением скорости полета остальные узлы и агрегаты начинают оказывать на работу двигателя все большее влияние. Это в первую очередь относится к воздушному каналу, форма которого зависит не только от конструкции и назначения двигателя, но также и от его местоположения на планере. С увеличением скорости полета потери давления в воздушном канале увеличиваются, вследствие чего происходит уменьшение тяги двигателя и увеличение удельного расхода топлива.

Рис. 1

Следовательно, определяющими для самолета являются характеристики двигательной установки в целом, а не одного только двигателя. Это утверждение в первую очередь относится к сверхзвуковым самолетам, так как различие между соответствующими характеристиками двигательной установки и двигателя возрастает с увеличением скорости полета. Поэтому для двигательной установки вводится понятие «эффективная тяга», под которой понимается результирующая сил, действующих на внешние и внутренние поверхности двигателя. Характер и величины сил, создаваемых внутренним давлением, и сил трения, обусловленного вязкостью рабочего тела, определяются процессами, происходящими внутри двигателя. Силы же, действующие на внешние поверхности, определяются характером обтекания двигателя внешним потоком и зависят от местоположения и способа установки двигателя на планере, а также от скорости полета. Воздухозаборник и воздушный канал, обычно составляющие часть планера, более других элементов влияют на силу тяги, создаваемой двигательной установкой. Они обеспечивают подвод воздуха, необходимого для нормальной работы двигателя, в требуемом количестве и с определенными скоростью и давлением. При малых скоростях полета сжатие воздуха перед камерой сгорания происходит главным образом в компрессоре. С ростом же скорости полета, а особенно после достижения сверхзвуковых скоростей, появилась возможность использования кинетической энергии потока для повышения давления воздуха, подводимого к двигателю. При таких скоростях роль воздухозаборника существенно возрастает, поскольку использование кинетической энергии набегающего потока воздуха приводит к уменьшению расхода энергии на привод компрессора. Такое входное устройство является фактически предварительным бестурбинным компрессором.

В околозвуковых самолетах достаточно хорошо выполняет свою функцию воздухозаборник постоянной геометрии с закругленной передней кромкой. Тщательное профилирование воздухозаборника обеспечивает малые потери, а также однородное поле скоростей потока перед компрессором. Однако при сверхзвуковой скорости перед таким воздухозаборником на расстоянии толщины ударного слоя образуется неприсоединенный прямой скачок уплотнения, за которым скорость уменьшается до дозвукового значения. Такому скачку сопутствует большое волновое сопротивление, поэтому воздухозаборники постоянной геометрии с закругленной передней кромкой могут использоваться только до М ‹ 1,14-1,2.

Для сверхзвуковых самолетов потребовалось разработать воздухозаборники иной формы и иного принципа действия. Ввиду широкого диапазона эксплуатационных скоростей этих самолетов их воздухозаборники и воздушные каналы должны одинаково хорошо работать в разных условиях, обеспечивая как простой подвод воздуха при взлете, так и создание оптимальной системы скачков уплотнения в полете с максимальной скоростью. Таким образом, конструкция воздухозаборника зависит от скорости полета и расположения двигателя на планере, а также от формы и принципа действия входного устройства двигателя.

В построенных до настоящего времени сверхзвуковых самолетах нашли применение воздухозаборники:

• 1) центральные (лобовые), т.е. размещенные по оси симметрии самолета (или оси гондолы), либо боковые (по бокам фюзеляжа);
• 2) нерегулируемые либо регулируемые, т.е. воздухозаборники, внутренняя геометрия которых постоянна или может изменяться в зависимости от условий полета;
• 3) с внешней, внутренней или комбинированной компрессией, т.е. воздухозаборники, в которых сжатие воздуха путем преобразования кинетической энергии потока в статическое давление происходит соответственно перед воздухозаборником либо в воздушном канале;
• 4) плоские либо трехмерные, т.е. воздухозаборники, форма поперечных сечений которых близка к прямоугольной либо круглой (полукруглой, эллиптической и т.п.).

Из этих данных следует, что на 33 самолетах применен лобовой воздухозаборник (в том числе на 13 нерегулируемый), а на 52-боковой (в том числе на 17 нерегулируемый). Три самолета с ракетным двигателем, естественно, не имели воздухозаборника. Лобовые воздухозаборники в 21 случае размещены в фюзеляже и в 12-в гондолах. Среди фюзеляжных воздухозаборников в 18 случаях они находятся в носовой части фюзеляжа, а в остальных 3 применен надфюзеляжный (в самолете YF-107A) или под фюзеляжные (в самолетах «Гриффон» и F-16). Боковые же воздухозаборники обычно размещаются перед передней кромкой крыла в его плоскости, над крылом либо под ним в зависимости от принятой аэродинамической схемы самолета. Первый вариант характерен для среднепланов, а второй и третий - соответственно в низкопланах и высокопланах.

Центральные воздухозаборники в фюзеляже или в индивидуальных гондолах выполнены почти исключительно круглыми по форме поперечного сечения, и только в редких случаях использована овальная форма (F-100, «Дюрандаль» и др.) Преимуществом воздухозаборников двигателей, размещенных в гондолах, является их непосредственное соединение с компрессором, благодаря чему они имеют малую массу, малые потери давления и равномерное поле скоростей потока. В крейсерском полете со сверхзвуковыми скоростями для круглых воздухозаборников характерна, кроме того, постоянная система скачков уплотнения, соответствующая расчетным условиям работы.

К недостаткам круглых воздухозаборников относится снижение их эффективности с увеличением угла атаки, обусловленное изменением системы скачков уплотнения. В случае центральных фюзеляжных воздухозаборников воздушный канал оказывается длинным и сложным по форме, что требует значительного объема фюзеляжа и затрудняет размещение топлива, оборудования и т.п. Кроме того, такой воздухозаборник исключает возможность применения радиолокационной антенны большого диаметра, величина которого ограничена габаритами центрального тела, размещенного внутри входного устройства.

Недостаток надфюзеляжного и подфюзеляжного воздухозаборников состоит в снижении их эффективности при больших углах атаки (соответственно положительных или отрицательных) ввиду того, что воздухозаборник заслоняется фюзеляжем и крылом.

Боковым воздухозаборникам свойственно значительно большее разнообразие форм поперечного сечения. В начальный период развития сверхзвуковых самолетов обычно применялись воздухозаборники полуэллиптические, полукруглые или составляющие четверть круга. В последнее время почти повсеместно применяются плоские боковые воздухозаборники прямоугольной формы с закругленными углами. Отказ от полукруглых воздухозаборников объясняется стремлением не искажать профиль корневых частей крыла и плоскую форму несущего фюзеляжа. Размещение воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет не только значительно укоротить воздушные каналы, но и занять всю носовую часть фюзеляжа оборудованием, в том числе оборудованием радиолокационной станции. Плоские боковые воздухозаборники работают очень эффективно во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и углов атаки.

Основными недостатками боковых воздухозаборников являются затенение одного из них фюзеляжем во время выполнения маневров со скольжением при сверхзвуковой скорости полета и влияние на их работу пограничного слоя, который является основным источником неравномерности поля скоростей в воздухозаборнике и воздушном канале. Пограничный слой возникает в результате вязкого трения воздушного потока на обтекаемых поверхностях самолета, причем скорость потока у обшивки резко падает до нуля. При сверхзвуковом обтекании скачки уплотнения, взаимодействуя с пограничным слоем, вызывают местный отрыв потока от обтекаемой поверхности с резким увеличением толщины пограничного слоя 1. и т.д., где 1. Толщина пограничного слоя зависит от скорости полета, коэффициента вязкости воздуха, а также от длины обтекаемого участка поверхности. Принимается, что толщина пограничного слоя составляет 1% длины обтекаемого участка при сверхзвуковой скорости полета и возрастает с уменьшением скорости.

Неравномерность распределения скорости изза пограничного слоя возрастает так значительно, что, например, в самолете с воздухозаборниками, непосредственно прилегающими к обшивке фюзеляжа, при скорости полета М = 2,5 тяга уменьшается на ~ 45%, а удельный расход топлива увеличивается на ~ 15%.

Рис. 2

а-боковой воздухозаборник самолета F-4 (видны подвижная передняя и неподвижная-с системой отвода пограничного слоя-части клина); б-боковой воздухозаборник самолета «Мираж» III (видны щель для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа и генератор скачков уплотнения в виде полуконуса); в-подфюзеляжный воздухозаборник самолета F-16.

Аналогичная проблема существует и для лобовых воздухозаборников, оснащенных конусами или клиньями, а также для воздухозаборников с внутренней или комбинированной компрессией. Помпаж воздухозаборника или двигателя, вызванный отрывом потока, может привести к аварии. Для устранения этого нежелательного и опасного явления применяют устройства для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа (крыла) перед боковым, под- или надфюзеляжным воздухозаборником, а также отверстия для отсоса пограничного слоя с поверхности конуса или клина, что благоприятствует безотрывному обтеканию. При этом воздух пограничного слоя отводится во внешний поток либо используется для охлаждения двигателя. турбореактивный двигатель воздухозаборник генератор

Таким образом, проблема работы воздухозаборника самолета с М ‹ 1,1-1,2 весьма сложна, и поэтому входное устройство должно быть спроектировано несколько иначе, чем в дозвуковом самолете.

В диапазоне малых сверхзвуковых скоростей еще применимы нерегулируемые воздухозаборники, выполняемые с заостренными входными кромками, на которых возникает локальный присоединенный прямой скачок уплотнения.

Скорость потока за таким скачком уменьшается до дозвуковой, но она еще так велика, что необходимо дальнейшее замедление потока до значения скорости, требуемого для компрессора. Происходит это в расширяющемся диффузоре. Использование входных острых кромок препятствует возникновению в воздухозаборнике толстого пограничного слоя и последующему отрыву этого слоя, ухудшающему работу двигателя. За локальным присоединенным скачком уплотнения скорость воздуха уменьшается до дозвукового значения так же резко, как и за неприсоединенным головным скачком, однако вследствие его локальности большая часть кинетической энергии переходит в статическое давление (остальная преобразуется в тепловую энергию). Тем не менее с увеличением скорости полета интенсивность скачка и соответственно потери в процессе динамического сжатия возрастают, вследствие чего снижается тяга двигательной установки. Поэтому воздухозаборники такого типа применяются в самолетах с максимальной скоростью, не превосходящей М = 1,5. При более высоких скоростях хорошая эффективность динамического сжатия на бегающего потока может быть достигнута только в системе косых скачков уплотнения, для которых характерна меньшая интенсивность, т.е. меньшее падение скорости и меньшие потери давления. Скорость потока за косым скачком еще остается сверхзвуковой, и если она соответствует числу Маха, не превышающему 1,5-1,7, то дальнейшее торможение потока может происходить в прямом скачке. Потери в таком слабом скачке невелики, а дозвуковая скорость за ним уже приемлема для воздушного канала. Двухскачковый воздухозаборник работает эффективно до скорости полета М = 2,2. При дальнейшем увеличении скорости набегающего потока возрастает также число Маха за косым скачком. Если оно превышает 1,5-1,7, то поток воздуха следует дополнительно сжать в еще одном косом скачке, чтобы его скорость перед замыкающим прямым скачком имела приемлемое значение. Воздухозаборник с такой системой скачков называется трехскачковым и может применяться до М ~ 3.

Требуемую систему скачков можно создать путем выдвижения из воздухозаборника вперед элемента с острой вершиной (независимо от использованного принципа компрессии) либо путем использования воздухозаборника с острыми входными кромками и соответствующим образом спрофилированного диффузора (во входных устройствах с внутренней или комбинированной компрессией).

Конструктивные элементы внутри воздухозаборника, используемые для создания косых скачков уплотнения, называются генераторами скачков. На практике нашли применение генераторы в форме конусов, полуконусов, четвертьконусов и клиньев. На их вершинах при сверхзвуковом полете образуется присоединенный скачок с углом наклона, зависящим как от угла при вершине тела, так и от числа Маха. Поскольку в косом скачке изменение параметров потока, как уже упоминалось выше, происходит менее резко, чем в прямом, значительно меньше и потери, а тем самым выше создаваемое статическое давление. Статическое давление заторможенного потока тем больше, чем выше скорость полета и число косых скачков уплотнения, в которых происходит преобразование энергии.

На практике используются двух-, трех- и даже четырехскачковые системы. Второй и последующие косые скачки могут создаваться генератором с ломаной образующей или в результате отражения волн возмущения от внутренних стенок диффузора. Первый способ создания скачков характерен для воздухозаборников с внешней компрессией, а второй-с комбинированной.

Рис. 3.

а -«Сюпер-Мистэр» В.4; 6-F-100; e-F-104; г-F.D.l; d-F-8; е-В-58.

Рис. 4

В воздухозаборниках с внутренней компрессией скачки индуцируются внутри неосесимметричного воздушного канала благодаря соответствующему профилю поперечных сечений диффузора.

Описанные выше способы создания скачков уплотнения различаются между собой местом образования скачков относительно плоскости входа в воздухозаборник. Общей чертой их является многоступенчатость процесса торможения потока, благодаря чему обеспечиваются максимальное использование динамического сжатия, минимальные потери и равномерное распределение скорости.

На первых сверхзвуковых самолетах с воздухозаборниками, оснащенными генераторами косых скачков уплотнения, использованы входные устройства с внешней компрессией. По сравнению с другими они довольно просты в регулировке и имеют малую массу. Генератор размещается относительно входа в воздухозаборник таким образом, чтобы генерируемый им первичный скачок касался входной кромки воздухозаборника в расчетных условиях полета, что позволяет получить максимальный захват воздуха, минимальные потери в процессе сжатия и минимальное внутреннее сопротивление входного устройства.

Однако существенными недостатками входных устройств этого типа по сравнению с другими являются большое (наибольшее) внешнее сопротивление, связанное с изменением направления движения потока, а также наименьший прирост статического давления и большая лобовая площадь из-за того, что внутри воздухозаборника необходимо разместить генератор скачков. Теоретически наиболее рационально использование входных устройств с внутренней компрессией, которые наиболее эффективны и обладают минимальным внешним сопротивлением. Однако такие входные устройства пока не нашли практического применения ввиду сложности конструкции профилированного воздушного канала и необходимости плавного изменения его внутренней геометрии в соответствии с изменяющимися условиями полета и работы двигателя. В настоящее время все шире применяются входные устройства с комбинированной компрессией, которые при относительно простой конструкции отличаются довольно высокой эффективностью.

Представленные примеры геометрии и конструкции воздухозаборников свидетельствуют о возможности индивидуального подхода к задаче проектирования воздухозаборника с учетом изменяющихся условий его работы. Показанные на рис. 1.45 и 1.46 воздухозаборники принципиально различаются по форме и внешнему виду, но они аналогичны по характеру работы при определенной скорости. Разница в деталях обычно связана с принятыми теоретическими предпосылками, результатами экспериментов и вкусами конструкторов.

Например, британский экспериментальный самолет F.D.2, на котором в 1956 г. был установлен мировой рекорд скорости (1822 км/ч), имел весьма специфичный воздухозаборник. Его верхняя входная кромка заострена и выдвинута вперед относительно закругленной нижней. С одной стороны, это приводит к возникновению на верхней кромке присоединенного косого скачка, который проходит на определенном расстоянии перед нижней кромкой, не позволяя возникнуть около нее неприсоединенному прямому скачку. С другой же стороны, выдвижение верхней кромки вперед позволяет увеличить лобовое сечение воздухозаборника в полетах на больших углах атаки, когда скорость полета мала, а требуемый расход воздуха в двигателе велик.

Кроме того, получили распространение устройства дополнительного подвода или отвода воздуха, входящие в систему воздухозаборника. К таким устройствам относят впускные (взлетные) и перепускные створки, которые обычно располагаются либо вблизи регулирующего элемента (конуса, рампы, клина), либо по длине воздушного канала и открываются или закрываются в зависимости от требуемого для двигателя расхода воздуха. На рис. 1.47 показаны положения элементов воздухозаборника самолета F-14 на различных режимах полета.

При взлете и полете с небольшими скоростями передняя и задняя части подвижной рампы воздухозаборника подняты, а взлетно-перепускная створка открыта, благодаря чему обеспечивается поступление к двигателю требуемого количества воздуха, несмотря на малую скорость набегающего потока. С увеличением скорости полета и давления воздуха на входе в компрессор направление воздушного потока, протекающего через взлетную створку, меняется на противоположное, и излишний воздух из воздушного канала перепускается в атмосферу. При полете с околозвуковой скоростью пропускная способность створки оказывается недостаточной, и для ограничения поступления воздуха в компрессор задняя часть рампы отклоняется вниз, вследствие чего уменьшается проходное сечение воздухозаборника, а размеры канала для отвода воздуха увеличиваются. При полете с большими сверхзвуковыми скоростями передняя и задняя части рампы еще больше отклоняются вниз, обеспечивая поступление в двигатель оптимального количества воздуха. Щель между передней и задней частями рампы используется для отвода пограничного слоя.

Из представленного выше обсуждения следует, что сверхзвуковые воздухозаборники с генератором косых скачков должны профилироваться таким образом, чтобы при расчетной скорости полета первичный скачок касался входной кромки. Такое положение скачка обеспечивает наибольшую эффективность работы входного устройства, поскольку при этом расход воздуха максимален, потери в процессе сжатия и входное сопротивление минимальны, а двигатель работает наиболее устойчиво. Очевидно, что такие условия существуют лишь при определенном числе Маха. Это означает, что данному числу Маха соответствует определенное положение генератора скачков относительно входной кромки воздухозаборника, а на других режимах работы характеристики воздухозаборника ухудшаются. Таким образом, в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей набегающего потока удовлетворительные характеристики работы двигателя с нерегулируемым воздухозаборником обеспечить не удается.

Этот недостаток является следствием несоответствия постоянной геометрии воздухозаборника, рассчитанной для определенных условий течения, оптимальным параметрам внутреннего и внешнего потоков при нерасчетных условиях. Этот недостаток может быть устранен частично или полностью путем изменения геометрии воздухозаборника (входного, критического и/или выходного сечений) в соответствии с изменяющимися скоростью и высотой полета. Обычно это осуществляется посредством плавного автоматического перемещения регулирующего элемента, что обеспечивает требуемый расход воздуха при малом внешнем сопротивлении в широком диапазоне скоростей полета, соответствие пропускной способности входного устройства производительности компрессора и соответствие системы скачков конфигурации воздухозаборника. Это исключает также возможность возникновения неприсоединенного прямого головного скачка - основной причины неудовлетворительной работы воздухозаборника и воздушного канала в целом.

В заключение следует отметить, что расположение двигателей и воздухозаборников на самолете, как и выбор типа входного устройства, являются предметом комплексных исследований, учитывающих не только требования обеспечения наилучших условий работы двигательной установки, но и характеристики самолета в целом.

С массовым появлением реактивных авиационных двигателей в 40-х годах, важнейшую роль в конструкции самолетов стали играть воздухозаборники.

Их можно сравнить с легкими человека. Так же как кислород в легких служит для жизнеобеспечения всех живых материй в организме человека, так и воздух из воздухозаборников служит для жизнеобеспечения «сердца» самолета - его силовой установки (двигателей).

Воздушно-реактивные двигатели работают на горючем (сегодня это преимущественно сжиженный газ). Для того, чтобы произошло внутреннее возгорание газа, его необходимо окислить (хотя больше сюда подойдет слово «испарить»). Окислителем в данном случае является кислород, количество которого в воздухе составляет 23%. Получается, что пригодным для работы двигателя воздухом является только четверть, но куда девается остальной воздух? Остальные 77% воздуха используются для охлаждения камеры горения, а также сопла, из которого выходят в атмосферу раскаленные продукты горения. Специалисты называют этот воздух вторичным или вентиляционным. Он помогает защитить стенки камеры и турбины от повреждений: трещин, обугливания и, в самом крайнем случае, плавления.

Воздухозаборник, затем специальный компрессор, служащий для сжатия воздуха, а также камера сгорания представляют собой единую систему в любом современном реактивном двигателе. Взаимодействуют они следующим образом: сначала воздух поступает в воздухозаборник, где сжимается и нагревается до температуры от 100 до 200 єС (такая температура обеспечивает достаточное испарение топлива и практически полное его сгорание), далее воздух попадает в компрессор, где проходит еще одну стадию сжатия и нагревания, и наконец, в уже готовом виде оказывается в камере сгорания вместе с газом, где мощная электрическая искра воспламеняет смесь из кислорода и газа. Скорость, с которой воздух поступает в камеру сгорания, составляет 120 - 170 м/сек. Этот поток в 3 - 5 раз сильнее порыва ветра при самом мощном урагане, способном разрушать здания.

В воздушно-реактивных двигателях современных сверхзвуковых самолетов (от 1400 км/ч и более) компрессор утратил свою актуальность, так как при высокой скорости воздухозаборник сам достаточно эффективно нагревает и сжимает воздух.

Cовременные воздухозаборники состоят из трех слоев: двух металлических пластов и, расположенного между ними, стеклотканного сотового заполнителя. Вероятнее всего, выбор авиаконструкторов пал на такую конструкцию по следующим причинам: во-первых, использование сотового заполнителя обеспечивает большую прочность конструкции, хотя на первый взгляд может показаться, что это отнюдь не так; во-вторых, сотовый заполнитель является хорошим звуко-и теплоизолятором. В углублении на первом плане устанавливается вентилятор, который равномерно распределяет поток воздуха.

Воздухозаборники различаются и по размерам, и по форме, и по расположению на корпусе. Точных данных об их размерах нет, но можно сказать, что в среднем воздухозаборники современных самолетов в диаметре достигают, как минимум, 1 метра, но немало и исключений, это касается легких военных самолетов с небольшими габаритами. На больших транспортных и пассажирских самолетах их диаметр составляет более двух метров.

Традиционно на самолетах устанавливаются круглые и квадратные (или прямоугольные) воздухозаборники, однако, встречаются и исключения в виде овалов и дуг.

Если форма воздухозаборников выбирается для каждого самолета отдельно на основе летно-технических характеристик исключительно данного самолета, то при их расположении необходимо отталкиваться от строгих правил проектирования самолетов.

Различают три вида воздухозаборников по их расположению на самолете: лобовые, боковые и подкрыльные (или подфюзеляжные). Правда, фактически сегодня осталось только два вида. Лобовые воздухозаборники стали достоянием истории (F-86 « Sabre», Су-17 или МиГ-21).

Главным преимуществом лобовых воздухозаборников авиаконструкторы считали равномерную скорость потока воздуха, поскольку в отличие от всех остальных видов воздухозаборников они первыми встречаются с потоком воздуха. В остальных случаях первыми с потоком воздуха встречаются или носовая часть фюзеляжа или крылья.

Наиболее распространенным видом воздухозаборников в современной авиации являются боковые. Причина кроется в том, что важнейшей деталью любого современного боевого самолета стало радиолокационное оборудование. Располагается оно в носовой части фюзеляжа, поэтому, когда на самолетах стояли лобовые воздухозаборники для разведывательного оборудования места практически не оставалось.

Последний, менее распространенный вид воздухозаборников, - подкрыльные (подфюзеляжные). Об их расположении говорит само название. Они ничем не хуже боковых и также могут устанавливаться и на двухдвигательных и на четырехдвигательных самолетах, однако, специалисты в области авиастроения отмечают один серьезный недостаток. Подкрыльные воздухозаборники малоэффективны при больших отрицательных углах атаки, то есть, когда самолет находится не в горизонтальном полете, а совершает маневры с резким подъемом или сваливанием.

Стоит также отметить, что воздухозаборники далеко не всегда представляют собой статичное отверстие, в которое постоянно попадает воздух вне зависимости от того, требует этого ситуация или нет. На многих современных самолетах (да практически на всех), таких как истребители Су-33, Су-35, МиГ-29, бомбардировщик-ракетоносец Т-4 и других, установлены регулируемые (автоматически) воздухозаборники, что позволяет контролировать мощность потока воздуха и приспосабливать воздухозаборник к его направлению. На тот случай, если автоматическое управление воздухозаборниками выйдет из строя, предусмотрено ручное управление.

Литература

• 1. Авиационное оборудование / под ред. Ю. П. Доброленского. -- М.: Военное издательство, 1989. -- 248 с. -- ISBN 5-203-00138-3
• 2. Л.Л.Селяков "ТЕРНИСТЫЙ ПУТЬ В НИКУДА. Записки авиаконструктора."
• 3. С.М. Егер, В.Ф.Мишин, Н.К.Лисейцев. Проектирование самолетов. (М.: Машиностроение, 1983)
• 4. С.М. Егера, И.А. Шаталова «Основы авиационной техники».

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам. Воздухозаборник самолета с турбовинтовым двигателем включает кольцевой канал (1), разделитель потока (5), выходной канал (6) очищенного воздуха, выходной канал (7) выброса посторонних частиц и предметов и пылезащитное устройство. Пылезащитное устройство установлено в месте перегиба канала, на его внутренней стенке (3), и выполнено кольцевым створчатым. Створки (4) в закрытом положении расположены с перекрытием друг друга и повторяют форму внутренней стенки канала в месте их расположения, а в открытом положении - створки образуют веерную конструкцию, установленную под углом к внутренней стенке канала по потоку, причем угол установки створок составляет не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса. Изобретение повышает эффективность работы воздухозаборника в отношении функции защиты двигателя самолета от попадания в его тракт посторонних частиц и предметов. 5 ил.

Рисунки к патенту РФ 2305054

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам, подводящим воздух к турбовинтовому двигателю, главным образом на самолетах местных воздушных линий, эксплуатирующихся как на аэродромах с бетонным покрытием, так и на грунтовых аэродромах.

На данных самолетах в наземных условиях, таких как запуск и опробование двигателей на стоянке, руление по аэродрому, разбег при взлете, пробег после посадки, без принятия специальных мер защиты в двигатели могут попасть через воздухозаборник частицы пыли различного размера, мелкие камни или кусочки бетона, вылетающие из-под переднего колеса. Кроме того, при запуске двигателя в него могут попасть оставленные при наземных работах возле входа в воздухозаборник или непосредственно в нем небольшие крепежные болты, гайки, шайбы, контровочная проволока и т.д.

Использование в силовых установках самолетов пылезащитных устройств, подобных установленным на вертолетах, нецелесообразно, ввиду существенно больших скоростей полета самолетов и вследствие этого, больших потерь полного давления воздуха в канале пылезащитного устройства.

Известна конструкция воздухозаборника фирмы Rolls-Royce (Англия) применительно к самолету с турбовинтовыми двигателями RB-550, проспект фирмы Rolls-Royce по двигателю RB-550, 1986 г., стр.1-2, 12.

В данной конструкции канал подвода воздуха на самолете к двигателю по конструкции напоминает -образное пылезащитное устройство вертолетного двигателя в отношении раздвоения в его канале потока на поток очищенного воздуха, поступающего к компрессору двигателя, и поток, отсасываемый с посторонними частицами и предметами.

Недостатком данного технического решения является то, что на участке от входного сечения до разделителя потоков канал практически не изогнут, и он не создает необходимых центробежных сил в потоке для сепарации частиц мелких и средних размеров.

Известно, что крупные частицы и посторонние предметы, попадая во вход канала воздухозаборника под некоторым углом к его оси и могут сепарироваться только в результате направленных отскоков в отсасываемый поток. Однако организация направленнных отскоков частиц в воздухозаборнике в результате удара их о стенки его канала, а также о какие-либо препятствия в нем фирмой «Роллс-Ройс» не предусмотрена.

Технической задачей заявляемого технического решения является повышение эффективности работы воздухозаборника в отношении функции защиты двигателя самолета от попадания в его тракт посторонних частиц и предметов.

Технический результат достигается в заявляемом воздухозаборнике самолета с турбовинтовым двигателем, выполненном в виде кольцевого канала, разделителя потока, выходного канала очищенного воздуха, выходного канала выброса посторонних частиц и предметов, пылезащитного устройства, причем пылезащитное устройство установлено в месте перегиба канала, на его внутренней стенке, и выполнено кольцевым створчатым, при этом створки в закрытом положении расположены с перекрытием друг друга и повторяют форму внутренней стенки канала в месте их расположения, а в открытом положении - створки образуют веерную конструкцию, установленную под углом к внутренней стенке канала по потоку, причем угол установки створок составляет не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса.

Наличие в канале воздухозаборника пылезащитного устройства, выполненного кольцевым створчатым, обеспечивает при рабочем веерном расположении его створок эффективную сепарацию посторонних частиц и предметов за счет создания в нем криволинейного течения потока и кроме того, лопатки образуют препятствия, при ударе о которые крупные частицы и посторонние предметы отскакивают в отсасываемый поток и удаляются.

На фиг.1 схематично изображен внешний вид воздухозаборника самолета с турбовинтовым двигателем и размещенное в воздухозаборнике пылезащитное кольцевое створчатое устройство.

На фиг.2 схематично показано положение створок пылезащитного устройства на профильном сечении кольцевого канала воздухозаборника в сложенном их виде с перекрытием друг друга.

На фиг.3 схематично показано положение створок пылезащитного устройства на профильном сечении кольцевого канала воздухозаборника, установленных под углом к его внутренней стенке по потоку.

На фиг.4 схематично изображен внешний вид створок в сложенном виде с перекрытием друг друга на внутренней стенке кольцевого канала воздухозаборника и повторяющих форму кольцевого канала.

На фиг.5 схематично изображен внешний вид створок в рабочем положении, а именно установленных под углом к внутренней стенке кольцевого канала воздухозаборника по потоку.

Воздухозаборник самолета с турбовинтовым двигателем, включающий на фиг.1 пылезащитное кольцевое створчатое устройство, которое размещенно на внутренней стенке его кольцевого канала, состоит из канала 1, внешней стенки 2, внутренней стенки 3, и имеет створки 4, установленные на внутренней стенке 2 кольцевого канала 1, разделителя потока 5, выходного канала 6 очищенного воздуха, выходного канала 7 для выброса посторонних частиц и предметов. Воздухозаборник распложен в мотогондоле 8 самолета с турбовинтовым двигателем. Позиции 9 и 10 - соответственно втулка воздушного винта и воздушный винт самолета.

Работа воздухозаборника самолета с турбовинтовым двигателем, включающим пылезащитное кольцевое створчатое устройство, осуществляется следующим образом.

При полете самолета, когда попадание пыли и посторонних предметов в двигатель исключено, пылезащитное кольцевое створчатое устройство, состоящее из створок 4, находится в сложенном положении, фиг.2 и 4, при котором створки 4 совместно с остальной частью внутренней стенки 3 кольцевого канала 1 воздухозаборника образуют ровную поверхность и повторяют форму канала. При этом воздухозаборник работает в расчетном для полета режиме.

Дополнительных гидравлических потерь от наличия створок 4 в воздухозаборнике практически не возникает.

При нахождении самолета в условиях возможного попадания пыли и посторонних предметов в двигатель, створки 4 внутренней стенки 3 устанавливают под некоторым углом, но не более 70° к остальной части внутренней стенки кольцевого канала 1 воздухозаборника, фиг.3 и 5. При этом плавность течения потока в кольцевом канале 1 воздухозаборника существенно не нарушается, т.к. угол обращен в сторону, противоположную направлению течения потока в канале 1.

Величину угла установки створок 4 выбирают в зависимости от конкретной конструкции воздухозаборника самолета, но не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса.

Установка створок 4 под углом к внутренней стенке 3 кольцевого канала 1 изменяет форму его профиля и, тем самым, повышает эффективность сепарации частиц и посторонних предметов, в виду возникновения центробежных сил в потоке, воздействующих на частицы и посторонние предметы, а также в виду придания ударившимся о створки 4 частицам и предметам направления отскока, способствующего их попаданию в канал 7 выброса.

Управление положением створок 4 в воздухозаборнике может осуществляться любым из приемлемых в каждом конкретном случае способов - электрическим, пневматическим или механическим, например тросовая проводка. Это упрощается тем, что створки конструктивно связаны между собой в едином узле.

Для того чтобы избежать образования льда на створках в условиях возможного обледенения, створки могут оснащаться, например, электрическим противообледенительным устройством.

Таким образом, применение предлагаемого технического решения позволяет в значительной степени повысить защищенность двигателей от попадания в их тракт посторонних частиц и предметов в условиях эксплуатации на самолетах с турбовинтовым двигателем.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Воздухозаборник самолета с турбовинтовым двигателем, выполненный в виде кольцевого канала, разделителя потока, выходного канала очищенного воздуха, выходного канала выброса посторонних частиц и предметов, пылезащитного устройства, отличающийся тем, что пылезащитное устройство установлено в месте перегиба канала на его внутренней стенке и выполнено кольцевым створчатым, при этом створки в закрытом положении расположены с перекрытием друг друга и повторяют форму внутренней стенки канала в месте их расположения, а в открытом положении створки образуют веерную конструкцию, установленную под углом к внутренней стенке канала по потоку, причем угол установки створок составляет не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса.

Использование: на самолетах различных типов и назначений, эксплуатируемых с наземных аэродромов. Сущность изобретения: в передней части канала воздухозаборника выполнен дополнительный верхний вход, снабженный защитным устройством в виде шарнирно установленной в верхней части канала сплошной створки, взаимодействующей с верхним дополнительным и основным входами, а створки подпитки размещены в верхней части канала воздухозаборника за дополнительным верхним входом. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах различных типов и назначений, эксплуатируемых с наземных аэродромов. В процессе эксплуатации самолетов с газотурбинными двигателями в наземных условиях на режимах работы двигателя на месте и на взлетно-посадочных режимах в каналы воздухозаборников с поверхности аэродрома могут засасываться потоком воздуха воздухозаборников или забрасываться колесами шасси различные посторонние предметы, оказавшиеся на взлетно-посадочной полосе (песчинки, гравий, осколки бетона, случайные металлические детали и т.п.). Попадание таких предметов в каналы воздухозаборников могут приводить к значительным повреждениям двигателей самолетов. Учитывая сложность обеспечения отсутствия на взлетно-посадочной полосе посторонних предметов, частично появляющихся вследствие разрушения самой взлетно-посадочной полосы в процессе ее эксплуатации, для аэродромов, интенсивно эксплуатирующихся при различных погодных условиях, и опасные последствия для самолета и его экипажа, вызывает необходимость разработки различных устройств для защиты воздухозаборников самолетов от попадания в них посторонних предметов. Известные защитные устройства воздухозаборников газотурбинных двигателей самолетов от попадания посторонних предметов препятствует подбросу (или снижают высот подброса) посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы и дальнейшему их засасыванию в канал воздухозаборника при работе двигателя (струйные системы защиты), осуществляют сепарацию попавших в воздухозаборники твердых частиц с отводом их от потока воздуха, попадающего в двигатель (сепараторные системы защиты) или механически не пропускают в каналы воздухозаборников посторонние частицы, превышающие определенные геометрические размеры сетчатые системы защиты (Airkraft Flight Conference Zhukovksy, Russia, August 21 September 5, 1993, ЦАГИ, с.148-156). Недостатками струйных систем защиты, осуществляющих выдув воздушных струй на поверхность аэродрома и препятствующих образованию вихря, подбрасывающего посторонние предметы к входу воздухозаборника, является зависимость степени защиты воздухозаборника от размера и веса посторонних частиц, от наличия и силы бокового ветра над поверхностью аэродрома, а также практическая невозможность защиты с помощью таких систем от посторонних предметов, подбрасываемых колесами шасси. Недостатками сепараторных систем защиты воздухозаборников, основанных на использовании инерционных свойств посторонних частиц, попавших в канал воздухозаборника и движущихся вместе с потоком воздуха, является необходимость специального профилирования канала воздухозаборника с формированием специальных дополнительных каналов для отвода из основного канала части воздуха с отсепарированными частицами, а также зависимость степени сепарации от удельного веса попавших в канал воздухозаборника посторонних частиц и изменения расхода воздуха через канал воздухозаборника, зависящие, в свою очередь, от режима работы двигателя и вызывающие часто трудно осуществимую необходимость регулирования процесса сепарации. Недостатками сетчатых систем защиты является возможность осуществления защиты с помощью таких систем только от посторонних частиц, превышающих по размерам размеры ячеек используемых сеток, опасность обледенения защитных сеток при определенных погодных условиях и значительные потери давления поступающего в воздухозаборники воздуха, вызванные гидравлическим сопротивлением сеток и возрастающие при уменьшении размеров их ячеек. Для улучшения характеристик воздухозаборников на взлетно- посадочных режимах применяются створки подпитки, располагаемые на боковой (Техника воздушного флота. 1991, N4, c.52) или нижней (Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1990, с.255-259) стороне воздухозаборников. Наиболее близким к предлагаемому является воздухозаборник с сетчатой системой защиты (патент США N 2976952, кл. B 64 D 33/02 (F 02 C 7/04), 1961), содержащий основной вход, створки подпитки, панели, формирующие канал воздухозаборника, и установленное в канале поворотное защитное устройство. Недостатками этого технического решения является осуществление защиты от посторонних частиц, которые могут попасть в воздухозаборник только со стороны входа воздухозаборника и только превышающих по размерам размеры ячеек используемых сеток, опасность обледенения защитных сеток при определенных погодных условиях и значительные потери давления поступающего в воздухозаборники воздуха, вызванные гидравлическим сопротивлением сеток и возрастающие при уменьшении размеров их ячеек. При этом данное техническое решение не обеспечивает защиту от посторонних частиц, попадающих в канал воздухозаборника через отверстия створок подпитки. Целью изобретения является повышение эффективности устранения попадания в канал воздухозаборника посторонних предметов при работе на месте и на взлетно-посадочных режимах. Цель достигается тем, что канал воздухозаборника выполнен с дополнительным верхним входом в передней части канала, защитное устройство выполнено в виде сплошной створки, шарнирно закрепленной в верхней части канала с возможностью взаимодействия с верхним дополнительным и основными входами воздухозаборника, створки подпитки размещены в верхней части канала воздухозаборника после дополнительного верхнего входа. Выполнение канала воздухозаборника с дополнительным входом в передней части канала и выполнение защитного устройства в виде сплошной створки, шарнирно закрепленной в верхней части канала с возможностью взаимодействия с верхним дополнительным и основными входами воздухозаборника и размещение створок подпитки в верхней части канала воздухозаборника ни в патентной, ни в технической литературе не обнаружены, в связи с чем делается вывод о соответствии изобретения критериям "новизны" и "существенных отличий". На фиг. 1 изображена схема воздухозаборника самолета; на фиг.2 график зависимости значений коэффициента восстановления полного давления в сечении канала воздухозаборника, соответствующем плоскости входа в компрессор двигателя, на режимах согласованной работы воздухозаборника с двигателем и сравнение полученных значений с уровнем их стандартных значений на взлетно-посадочных режимах полета, соответствующих диапазону чисел Маха полета М 0.0,25. Воздухозаборник 1 самолета (фиг.1) содержит основной вход 2, створки подпитки 3, панели 4, формирующие канал воздухозаборника, завершающийся плоскостью 5 входа в компрессор двигателя, установленное в канале поворотное защитное устройство 6 и верхний дополнительный вход 7. При работе на месте и на взлетно-посадочных режимах полета поворотное защитное устройство 6 поворачивается и закрывает основной вход 2, открывая дополнительный верхний вход 7, открываются створки подпитки 3, расположенные за дополнительным верхним входом. При выходе из диапазона взлетно-посадочных режимов полета поворотное защитное устройство 6 поворачивается и закрывает дополнительный верхний вход 7, открывая основной вход 2, закрываются створки подпитки 3. На фиг.2 кривая 8 полученная в экспериментальных исследованиях зависимость, линия 9 стандартная зависимость уровня значений (Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1990, с.287). Использование предлагаемого технического решения обеспечивает при работе на месте и на взлетно-посадочных режимах полета непопадание в канал воздухозаборника посторонних предметов, так как для этого технического решения на рассматриваемых режимах работы забор воздуха в канал воздухозаборника осуществляется из верхней полусферы окружающего пространства, а не из нижней, как в технических решениях аналогов и прототипа. При этом обеспечивается уровень значений коэффициента восстановления полного давления на уровне или выше его стандартных значений.

Формула изобретения