Изобретение относится к тормозным парашютным системам летательного аппарата. Установка парашютная тормозная посадочная однодвигательного летательного аппарата содержит контейнер (1) тормозного парашюта и сам тормозной парашют. Контейнер тормозного парашюта выполнен перемещаемым при помощи поступательного электромеханизма (7) механизма (2) выпуска и уборки контейнера из поднятого положения в убранное и обратно. В убранном положении контейнер (1) тормозного парашюта утоплен в нишу верхней хвостовой части летательного аппарата над двигателем летательного аппарата, а в поднятом положении повернут над поверхностью летательного аппарата вокруг оси поворота контейнера (1). Установка оснащена створкой (6) контейнера тормозного парашюта, установленной на задней части контейнера (1) тормозного парашюта с возможностью ее открытия при помощи механизма (5) открытия створки (6) контейнера тормозного парашюта через механизм (4) концевых выключателей и фиксируемой электромеханическим замком механизма (5) открытия створки (6). Достигается уменьшение аэродинамических потерь во время полета летательного аппарата, снижение эффективной поверхности рассеивания, а также сокращение времени на ввод тормозного парашюта. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к тормозным парашютным системам и предназначено для снижения посадочной скорости и торможения летательного аппарата.

Для снижения посадочной скорости и торможения летательных аппаратов используют тормозные парашюты. Выбор места расположения тормозной посадочной парашютной установки, обеспечивающей ввод в действие и работу тормозного парашюта в составе летательного аппарата ограничен и может влиять на аэродинамические характеристики и эффективную поверхность рассеивания летательного аппарата. Способ ввода в действие парашюта может влиять на динамику замедления летательного аппарата.

Из уровня техники известны различные варианты тормозных приспособлений летательных аппаратов.

Например, из источника RU 2207968 С2, опубл. 10.07.2003, известен летательный аппарат, содержащий тормозную парашютную систему, расположенную в дополнительно установленном на фюзеляже летательного аппарата коке.

Из уровня техники также известен источник информации RU 2576852 С1, опубл. 10.03.2016, который также раскрывает летательный аппарат, в котором тормозная парашютная система расположена в дополнительно установленном на фюзеляже обтекателе.

Однако недостатком известных технических решений является увеличение аэродинамического сопротивления и эффективной поверхности рассеивания летательного аппарата.

Также из уровня техники известны источники информации (POLIGON-авиационная серия, Фомин А.В., издательство Любимая книга, 1995, и Якубович Н.В. Сирийская премьера. Многоцелевые самолеты Су-30, Су-34 и Су-35, Москва, Эксмо, Яуза, 2018) из которых известна схема расположения контейнера тормозного парашюта в верхней хвостовой части между двигателями летательного аппарата с подъемом контейнера в момент ввода в действие тормозного парашюта.

Однако в приведенных схемах появляются временные потери на подъем контейнера с уложенным в него тормозным парашютом.

Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение является уменьшение аэродинамических потерь во время полета летательного аппарата, снижение эффективной поверхности рассеивания, а также сокращение времени на ввод тормозного парашюта в целях снижения пробега летательного аппарата.

Установка парашютная тормозная посадочная однодвигательного летательного аппарата содержит контейнер тормозного парашюта и сам тормозной парашют. Контейнер тормозного парашюта выполнен перемещаемым при помощи поступательного электромеханизма механизма выпуска и уборки контейнера из поднятого положения в убранное и обратно. В убранном положении контейнер тормозного парашюта утоплен в нишу верхней хвостовой части летательного аппарата над двигателем летательного аппарата, а в поднятом положении повернут над поверхностью летательного аппарата вокруг оси поворота контейнера. Заявленная установка оснащена створкой контейнера тормозного парашюта, установленной на задней части контейнера тормозного парашюта с возможностью ее открытия при помощи механизма открытия створки контейнера тормозного парашюта через механизм концевых выключателей и фиксируемой электромеханическим замком механизма открытия створки. Установка оснащена замком тормозного парашюта, соединенным с фалом тормозного парашюта.

Тормозной парашют оснащен вытяжным парашютом, который при расположении в контейнере тормозного парашюта находится в подпружиненном положении.

Контейнер тормозного парашюта оснащен поверхностной панелью и в убранном положении располагается в обводах поверхности фюзеляжа летательного аппарата.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 представлена заявленная установка 3D вид (контейнер в поднятом положении).

На фиг. 2 представлена заявленная установка вид слева (контейнер в поднятом положении).

На фиг. 3 представлена заявленная установка вид справа (контейнер в поднятом положении).

На фиг. 4 представлена заявленная установка вид сверху (контейнер в поднятом положении).

Заявленная парашютная тормозная посадочная установка содержит контейнер (1) тормозного парашюта (9), утопленный в верхней хвостовой части в нише над двигателем летательного аппарата, и установленный с возможностью поворота относительно поверхности летательного аппарата между поднятым и убранным положениями при помощи поступательного электромеханизма (7) механизма (2) выпуска и уборки контейнера (1) тормозного парашюта, зафиксированного внутри фюзеляжа летательного аппарата и сам тормозной парашют (9) с вытяжным парашютом, который в убранном положении находится в подпружиненном состоянии в контейнере (1) тормозного парашюта. Заявленная установка также содержит замок (3) тормозного парашюта, механизм (5) открытия створки контейнера, механизм (4) концевых выключателей механизма (5) открытия створки контейнера тормозного парашюта с электромеханическим замком (8) и тросом расчековки.

Заявленная установка работает следующим образом:

Контейнер (1) тормозного парашюта (9) при выполнении взлета летательного аппарата при выпущенных опорах шосси находится в поднятом положении для обеспечения выпуска тормозного парашюта при необходимости обеспечения торможения летательного аппарата на прерванном взлете. После отрыва летательного аппарата от взлетно-посадочной полосы и по сигналу уборки стоек шасси поступательным электромеханизмом (7) механизма (2) выпуска и уборки контейнера (1) тормозного парашюта (9) производится перевод контейнера (1) тормозного парашюта (9) в убранное (конформное с внешними обводами летательного аппарата) положение. При этом механизм (4) концевых выключателей поступательного электромеханизма (7) блокирует прохождение электрических сигналов на открытие электромеханического замка (8) открытия створки (6).

При заходе летательного аппарата на посадку и по сигналу выпуска стоек шасси поступательным электромеханизмом (7) механизма (2) выпуска и уборки контейнера (1) тормозного парашюта (9) производится перевод контейнера (1) тормозного парашюта (9) в поднятое положение. При этом в полностью поднятом положении поступательный электромеханизм (7) разблокирует прохождение электрического сигнала на электромеханический замок (8) механизма (5) открытия створки (6). Выпуск тормозного парашюта (9) выполняется нажатием кнопки ВЫПУСК механизма управления парашютной тормозной посадочной установки (далее - УПТП) находящимся в кабине пилота летательного аппарата. После срабатывания механизма управления УПТП проходит электрический сигнал на электромеханический замок (8) механизма (5) открытия створки (6) контейнера (1) и механизм (5) открытия створки (6) переводит створки (6) контейнера (1) тормозного парашюта (9) в открытое положение, и в конце хода выдергивает трос расчековки из закрытых клапанов камеры тормозного парашюта. Подпружиненный вытяжной парашют выбрасывается из камеры в поток, и наполнившись, вытягивает за собой основные купола тормозного парашюта (9). Начинается процесс торможения.

Сброс тормозного парашюта (9) происходит при окончании пробега, при нажатии в кабине пилотом кнопки СБРОС механизма управления тормозным парашютом, электрический сигнал подается на открытие замка (3) тормозного парашюта через механизм (4) концевых выключателей. Замок (3) открывается и тормозной парашют (9) сбрасывается.

Автоматический сброс тормозного парашюта при его самопроизвольном выпуске осуществляется следующим образом:

- при закрытой створке (6) контейнера (1) тормозного парашюта механизм (5) открытия створки (6) тормозного парашюта (9) обеспечивает положение электрических цепей механизма (4) концевых выключателей в разорванном положении,

- при самопроизвольном открытии створки (6) контейнера (1) тормозного парашюта (9) срабатывает механизм (4) концевых выключателей, цепь сброса тормозного парашюта (9) замыкается и открывается замок (3) тормозного парашюта освобождая фал (10) тормозного парашюта. Тормозной парашют (9) сбрасывается.

Формула изобретения

1. Установка парашютная тормозная посадочная однодвигательного летательного аппарата, содержащая контейнер тормозного парашюта и сам тормозной парашют, отличающаяся тем, что контейнер тормозного парашюта выполнен перемещаемым при помощи поступательного электромеханизма механизма выпуска и уборки контейнера из поднятого положения в убранное и обратно, причем в убранном положении контейнер тормозного парашюта утоплен в нишу верхней хвостовой части летательного аппарата над двигателем летательного аппарата, а в поднятом положении повернут над поверхностью летательного аппарата вокруг оси поворота контейнера, кроме того, заявленная установка оснащена створкой контейнера тормозного парашюта, установленной на задней части контейнера тормозного парашюта с возможностью ее открытия при помощи механизма открытия створки контейнера тормозного парашюта через механизм концевых выключателей и фиксируемой электромеханическим замком механизма открытия створки, при этом установка оснащена замком тормозного парашюта, соединенным с фалом тормозного парашюта.

2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что тормозной парашют оснащен вытяжным парашютом, который при расположении в контейнере тормозного парашюта находится в подпружиненном положении.

3. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что контейнер тормозного парашюта оснащен поверхностной панелью и в убранном положении располагается в обводах поверхности фюзеляжа однодвигательного летательного аппарата.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения воздухом силовых установок летательных аппаратов. Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит входную часть (2) и тело торможения. На виде спереди вход воздухозаборника имеет U-образную форму и расположен симметрично с обоих боков и снизу фюзеляжа летательного аппарата. Кромки (5) входа на виде сбоку и кромки (6) входа, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность. Нижняя кромка (7) входа выполнена неперпендикулярной относительно оси летательного аппарата. Тело торможения представляет собой стреловидные клинья (3), расположенные на боковых и нижней поверхностях фюзеляжа, соединенные между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями (4), обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям. Достигается устойчивость работы силовой установки, снижение радиолокационной заметности, возможность размещения в тени входа воздухозаборника большего количества элементов летательного аппарата. 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения воздухом силовых установок летательных аппаратов (далее - ЛА). Преимущественной областью применения изобретения являются ЛА с максимальным числом Маха (далее - М) не более 2,1.

Создание малозаметного в радиолокационном (далее - РЛ) диапазоне ЛА подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния (далее - ЭПР) ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения воздухом силовых установок ЛА. Для снижения РЛ заметности воздухозаборника все его кромки должны иметь стреловидность, лежать в одной плоскости и быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не должно быть щели для слива пограничного слоя. Кроме того, для снижения аэродинамического сопротивления ЛА необходимо, чтобы как можно больше систем и конструктивных элементов ЛА находились в «тени» входа воздухозаборника с целью снижения площади миделевого сечения, что особенно актуально для однодвигательных ЛА. Создание такого нерегулируемого воздухозаборника, обладающего устойчивой работой и необходимыми внутренними характеристиками во всем диапазоне чисел Маха применения сверхзвукового самолета, является нетривиальной задачей.

Известен воздухозаборник с плоскостью входа, перпендикулярной набегающему потоку, у которого отсутствует тело для торможения потока в косых скачках уплотнения. Торможение в таком воздухозаборнике на сверхзвуковых скоростях полета осуществляется в прямом скачке уплотнения, расположенном перед входом в воздухозаборник (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателей, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259). Недостатком такого воздухозаборника является неприемлемое ухудшение его внутренних характеристик при увеличении числа М>1.5, а также отсутствие стреловидности у кромок входа воздухозаборника, что увеличивает РЛ заметность ЛА.

Известен также плоский (двухмерный) воздухозаборник внешнего сжатия, в котором поток тормозится в серии косых скачков уплотнения и замыкающем прямом скачке уплотнения. В этом случае в качестве тела торможения применяется многоступенчатый клин, а косые скачки уплотнения фокусируются вблизи обечайки (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателе, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259).

К недостаткам известного воздухозаборника можно отнести отсутствие стреловидности у кромки клина торможения и обечайки, что увеличивает РЛ заметность ЛА.

При размещении приведенных воздухозаборников на поверхности ЛА их общим недостатком является необходимость применения щели слива между воздухозаборником и поверхностью ЛА для исключения попадания пограничного слоя с упомянутой поверхности в воздухозаборник. Отсутствие щели слива в данном случае приводит к ухудшению внутренних характеристик воздухозаборника, а ее наличие - к повышению РЛ заметности ЛА.

Из уровня техники также известен сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник (US 5749542 А, 12.05.1998), размещенный сбоку от фюзеляжа или под крылом ЛА, состоящий из обечайки, кромки которой образуют вход в канал и имеют стреловидность, горло и дозвуковой диффузор. Вход выполнен на виде спереди непрямоугольным и расположен непосредственно на поверхности ЛА. Воздухозаборник перед входом имеет тело торможения сложной формы, которая позволяет отклонить пограничный слой и исключить его попадание в канал воздухозаборника.

Данный воздухозаборник был взят в качестве наиболее близкого аналога к заявленному изобретению.

Недостатком наиболее близкого аналога является размещение входа воздухозаборника на плоской поверхности, что ограничивает возможности компоновки ЛА и не позволяет оптимально разместить в «тени» входа воздухозаборника конструктивные элементы и системы ЛА.

Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническими результатами, на достижение которых направлено изобретение, является:

- обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до числа М=2.1 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины;

- снижение РЛ заметности ЛА;

- обеспечение возможности размещения в «тени» входа воздухозаборника как можно больше различных элементов ЛА для обеспечения минимальной площади его миделевого сечения.

Снижение РЛ заметности ЛА подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения воздухом силовых установок ЛА.

В заявленном воздухозаборнике все кромки обечайки имеют стреловидность и могут быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не выполнена щель для слива пограничного слоя.

Заявленные технические результаты достигаются совокупностью признаков, заявленных в независимом пункте формулы изобретения.

Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит входную часть с телом торможения и обечайку, горло (сечение канала с наименьшей площадью) и дозвуковой диффузор. На виде спереди вход воздухозаборника имеет U-образную форму и расположен симметрично с обоих боков и снизу (сверху) фюзеляжа ЛА, охватывая его с трех сторон. При изменении формы сечения канала за горлом в дозвуковом диффузоре из U-образной в прямоугольную, овальную или близкую к ним уменьшаются линейные размеры сечения канала (высота и ширина), что позволяет разместить необходимые конструктивные элементы и системы ЛА в «тени» входа воздухозаборника наиболее оптимально с обеспечением минимальной площади миделевого сечения ЛА

Кромки входа на виде сбоку и кромки, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, что обеспечивает улучшение характеристик воздухозаборника при уменьшении расхода воздуха от максимального значения на всех числах М в пределах эксплуатационного диапазона. Кроме того, нижняя (верхняя) кромка входа на виде в плане выполнена клиновидной или имеет клиновидный вырез, или имеет клиновидные зубья (то есть нижняя (верхняя) кромка воздухозаборника выполнена не перпендикулярно оси ЛА), что снижает уровень РЛ заметности ЛА.

Тело торможения представляет собой стреловидные клинья, расположенные на боковых и нижней (верхней) поверхностях фюзеляжа, и соединенных между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями, обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям, при этом количество ступеней тела торможения может быть больше одной. Наличие тела торможения указанной формы обеспечивает эффективное торможение потока и одновременно способствует снижению РЛ заметности ЛА за счет плоских поверхностей стреловидных клиньев, при этом реализуется скачок уплотнения сложной формы, обеспечивающий потребный максимальный коэффициент расхода воздуха через воздухозаборник на всех числах М. При некотором повышении уровня РЛ заметности ЛА тело торможения воздухозаборника может быть выполнено с использованием газодинамических вырезок из конического или плоского течений или их комбинаций.

В дозвуковом диффузоре могут быть выполнены отверстия, закрывающиеся створками, которые могут отклоняться внутрь или наружу. При отклонении створок внутрь улучшаются характеристики на взлетно-посадочных режимах полета ЛА, а при отклонении створок наружу увеличивается диапазон устойчивой работы воздухозаборника по расходу воздуха на сверхзвуковых скоростях полета.

В обечайке могут быть выполнены отверстия произвольной формы, также обеспечивающие расширение диапазона устойчивой работы воздухозаборника.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг. 1 изображен общий вид сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника на примере осуществления;

на фиг. 2 показан тот же пример, вид сбоку;

на фиг. 3 показан тот же пример, вид снизу;

на фиг. 4 показан тот же пример, вид сверху;

на фиг. 5 показан тот же пример, вид спереди;

на фиг. 6 показан канал воздухозаборника;

на фиг. 7а показаны линия тока воздуха, перепускаемого из воздухозаборника во внешний поток;

на фиг. 7б показаны лини тока воздуха, поступающего в канал воздухозаборника.

Входная часть воздухозаборника образована обечайкой 2 и телом торможения. Форма входа воздухозаборника на виде спереди - U-образная, вход опоясывает фюзеляж симметрично по бокам и снизу (сверху). Кромки 5 входа на виде сбоку и кромки 6 входа, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, нижняя (верхняя) кромка 7 входа на виде в плане выполнена клиновидной или имеет клиновидный вырез или имеет клиновидные зубья (кромка выполнена не перпендикулярно оси ЛА); тело торможения представляет собой стреловидные клинья 3, расположенные на боковых и нижней (верхней) поверхностях фюзеляжа, соединенные между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями 4, обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям, при этом количество ступеней тела торможения может быть больше одной. Тело торможения может быть выполнено с использованием принципов газодинамического конструирования (Щепановский В.А., Гутов Б.И. Газодинамическое конструирование сверхзвуковых воздухозаборников. Наука, Новосибирск, 1993), например, из вырезок конического или плоского течений или их комбинаций. Обечайка 2 может иметь поднутрение, при этом угол поднутрения может быть, переменным. В обечайке могут быть выполнены отверстия произвольной формы. В дозвуковом диффузоре могут быть выполнены отверстия, закрывающиеся створками. Поднутрение представляет собой отклонение внутренней поверхности обечайки наружу от направления вектора скорости невозмущенного потока.

Стреловидные клинья 3 представляют собой плоские наклоненные относительно потока входящего в воздухозаборник воздуха поверхности, которые расположены на фюзеляже ЛА в крайних и центральной частях воздухозаборника. Стреловидные клинья 3 переходят в криволинейные выпуклые поверхности 4 (наклоненные относительно потока входящего в воздухозаборник воздуха), которые совместно образуют тело торможения.

Заявляемый воздухозаборник работает следующим образом.

На дозвуковых скоростях полета потребные характеристики воздухозаборника обеспечиваются за счет площади горла, при которой во всем канале воздухозаборника реализуется дозвуковая скорость потока.

На сверхзвуковых скоростях полета торможение сверхзвукового потока в воздухозаборнике рассматриваемой схемы происходи в скачке уплотнения сложной формы, возникающем при обтекании потоком тела торможения, а отсутствие щели для слива пограничного слоя между воздухозаборником и фюзеляжем частично компенсируется малой относительной длиной носовой части (не более 25% от длины ЛА), расположенной перед воздухозаборником и, соответственно, малой толщиной пограничного слоя на ходе в воздухозаборник.

Торможение до дозвуковой скорости осуществляется в прямом замыкающем скачке уплотнения, который располагается на входе в воздухозаборник за скачком уплотнения от тела торможения. Окончательно дозвуковой поток тормозится в дозвуковом диффузоре и потребляется двигателем.

У известных воздухозаборников (плоских, осесимметричных и др.) без системы управления пограничным слоем в виде перфорации или щелей на теле торможения при уменьшении коэффициента расхода воздуха f через воздухозаборник на числах М>1 снижается коэффициент восстановления полного давления σ на входе в двигатель. В данном случае это является недопустимым, т.к. у нерегулируемого воздухозаборника коэффициент расхода воздуха fсогл, при котором происходит согласование воздухозаборника и двигателя, уменьшается по мере увеличения числа М, поэтому требуется обеспечение потребных значений коэффициента восстановления полного давления σ во всем эксплуатационном диапазоне коэффициентов расхода воздуха f на каждом числе М, кроме того, должен обеспечиваться широкий диапазон коэффициента расхода воздуха f устойчивой работы воздухозаборника из-за отсутствия возможности регулирования воздухозаборника.

В заявляемом воздухозаборнике отсутствие снижения коэффициента восстановления полного давления о при уменьшении коэффициента расхода f и широкий диапазон коэффициента расхода f с устойчивой работой воздухозаборника обеспечивается без применения системы управления пограничным слоем за счет формы входа на виде спереди и наличия обратной стреловидности кромок входа, при этом перепуск «лишнего» воздуха происходит в замыкающем прямом скачке уплотнения, как показано на фиг. 7а и фиг. 7б, на которых видно, что в первую очередь перепускается низконапорный воздух (фиг. 7а), а высоконапорный поступает в канал воздухозаборника (фиг. 7б). Такая схема течения исключает ухудшение характеристик воздухозаборника при уменьшении расхода воздуха f для фиксированного числа М вплоть до М=2,1, что подтверждено результатами численных расчетов.

Для дополнительного увеличения диапазона устойчивой работы воздухозаборника в обечайке 2 могут быть выполнены отверстия произвольной формы, а в дозвуковом диффузоре могут быть выполнены отверстия, закрывающиеся створками (створки перепуска).

Обеспечивая потребные внутренние газодинамические характеристики, заявленная конфигурация воздухозаборника способствует снижению РЛ заметности ЛА, на котором он установлен. Такой эффект достигается при наличии стреловидности у всех кромок входа. Ориентация упомянутых элементов выбирается так, чтобы количество направлений, в которых отражается РЛ сигнал от ЛА, было минимальным.

Таким образом, приведенная выше конструкция сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника обеспечивает достижение заявленного технического результата, а именно обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.1 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины, снижение РЛ заметности ЛА и обеспечение возможности размещения в «тени» входа воздухозаборника как можно больше различных элементов ЛА для обеспечения минимальной площади его миделевого сечения.

Наибольший эффект снижения РЛ-заметности наряду с приведенным конструктивным выполнением заявленного воздухозаборника будет достигаться в случае, когда кромки воздухозаборника параллельны каким-либо элементам ЛА.

Формула изобретения

1. Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, содержащий входную часть с телом торможения и обечайку, горло и дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что на виде спереди вход воздухозаборника имеет U-образную форму и расположен симметрично с обоих боков и снизу фюзеляжа летательного аппарата, при этом кромки входа на виде сбоку и кромки, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, нижняя кромка входа выполнена неперпендикулярной относительно оси летательного аппарата; тело торможения расположено на фюзеляже летательного аппарата в районе входной части воздухозаборника и представляет собой стреловидные клинья, расположенные на боковых и нижней поверхностях фюзеляжа, соединенные между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями, обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям.

2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что количество ступеней тела торможения больше одной.

3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что тело торможения выполнено с использованием газодинамических вырезок из конического или плоского течения или их комбинаций.

4. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что нижняя кромка выполнена в виде клиновидных зубьев.

5. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в нижней кромке выполнен клиновидный вырез.

6. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что нижняя кромка выполнена в виде клина.

7. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в дозвуковом диффузоре выполнены отверстия, закрывающиеся створками.

8. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в обечайке выполнены отверстия произвольной формы.

Изобретение относится к области авиации и касается эксплуатационной технологичности многофункционального однодвигательного сверхзвукового самолета. Самолет включает опоры шасси, расположенные в нишах, системы гидро- и электроснабжения, узлы технического обслуживания, размещенные в нишах опор, бортовое оборудование, размещенное в отсеках внутри фюзеляжа. При этом узлы обслуживания по заправке топливом и маслом, подключению наземного источника кондиционирования и электропитания, наземной подготовки вооружения, управления створками грузовых отсеков, заземления и наземного переговорного устройства расположены в нишах левой и/или правой основных опор шасси с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств. Блоки бортового радиоэлектронного оборудования расположены в отсеках внутри фюзеляжа за нишей правой и/или левой опор шасси по направлению движения самолета с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств и закрыты крышками эксплуатационных люков с использованием четвертьоборотных замков креплений крышки. Причем для демонтажа силовой установки не требуется демонтаж других силовых элементов самолета. Достигается сокращение времени, повышение удобства и безопасности технической эксплуатации и обслуживания легкого тактического самолета. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к многофункциональным однодвигательным сверхзвуковым самолетам.

Известен многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновкой (патент RU 2400402, опубликован 27.09.2010, МПК В64С 30/00, В64С 1/22), содержащий фюзеляж, средняя часть которого плавно сопряжена со стреловидными консолями крыла, головную и хвостовую часть фюзеляжа, цельноповоротное вертикальное и горизонтальное оперение в хвостовой части фюзеляжа. Самолет характеризуется тем, что средняя часть фюзеляжа интегрирована с центропланом крыла и выполнена уплощенной в вертикальном направлении, а ее внешняя поверхность в продольном направлении образована набором аэродинамических профилей с высокими строительными высотами, обеспечивающими размещение внутри фюзеляжа встроенных грузовых отсеков, при этом верхняя поверхность фюзеляжа выполнена сопряженной с внешней поверхностью фонаря и расширяющейся на участке от фонаря к хвостовой части фюзеляжа самолета с уменьшением кривизны.

Известен самолет интегральной аэродинамической компоновки (патент RU 2440916, опубликован 27.01.2012, МПК B64D 27/20, B64D 33/02), содержащий фюзеляж, крыло, консоли которого плавно сопряжены с фюзеляжем, горизонтальное и вертикальное оперение, двухдвигательную силовую установку, характеризующийся тем, что фюзеляж снабжен наплывом, расположенным над входом в воздухозаборники двигателей и включающим управляемые поворотные части, при этом средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей, мотогондолы двигателей разнесены друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета.

Известен многофункциональный самолет с пониженной радиолокационной заметностью (патент RU 2502643, опубликован 27.12.2013, МПК B64D 7/00, B64D 27/16, содержащий планер, двухдвигательную силовую установку и комплекс бортового оборудования.

Известен сверхзвуковой самолет с внутрифюзеляжными грузовыми отсеками (патент RU 2583824, опубликован 10.05.2016, МПК B64D 7/08, В64С 30/00), содержащий фюзеляж, в нижней части которого выполнены крупногабаритные продольные вырезы для тандемно расположенных грузовых отсеков.

Принятые в аналогах технические решения не позволяют обеспечить достаточный уровень эксплуатационной технологичности и характеризуются повышенной трудоемкостью и продолжительностью технического обслуживания. Не обеспечивается удобный подход к нишам основных опор (опор) шасси (ООШ), где располагаются узлы технического обслуживания. Процесс монтажа и демонтажа двигателя трудоемкий и обеспечивается с применением дополнительных приспособлений для верхних поверхностей. На эксплуатационных люках присутствует большое количество крепежных элементов, характеризующихся наиболее трудоемким процессом открытия/закрытия люков, что приводит к увеличению продолжительности демонтажа и монтажа крышек эксплуатационных люков. Плотная компоновка блоков и агрегатов на борту самолета приводит к необходимости демонтажа соседних блоков и агрегатов при техническом обслуживании и устранении неисправностей. Для демонтажа силовой установки требуется частичный демонтаж силовых элементов (секции шпангоута).

Техническая задача, на достижение которой направлено изобретение, заключается в устранении недостатков известных из уровня техники летательных аппаратов и создании легкого тактического самолета, характеризующегося удобством эксплуатации и обладающего наименее трудоемкими и продолжительными операциями по обслуживанию самолета.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении удобства и безопасности технической эксплуатации и обслуживания легкого тактического самолета, в том числе при устранении неисправностей, а также сокращения времени на проведение данных мероприятий.

Приведенный технический результат достигается настоящим изобретением. Многофункциональный одно двигательный сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло, силовую установку, фонарь с пневмосистемой открытия, опоры шасси, расположенные в нишах, системы гидро- и электроснабжения, узлы технического обслуживания, размещенные в нишах опор, бортовое оборудование, размещенное в отсеках внутри фюзеляжа. Самолет характеризуется тем, что узлы обслуживания самолета по заправке топливом и маслом, подключению наземного источника кондиционирования и электропитания, наземной подготовки вооружения, управления створками грузовых отсеков, заземления и наземного переговорного устройства расположены в нишах левой и/или правой основных опор шасси с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств, створки ниш опор шасси установлены с возможностью их открытия к оси симметрии самолета, при этом блоки бортового радиоэлектронного оборудования, требующие высокой частоты проведения мероприятий по эксплуатационному обслуживанию, расположены в отсеках внутри фюзеляжа, за нишей правой и/или левой опорой шасси по направлению движения самолета с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств и закрыты крышками эксплуатационных люков с использованием четвертьоборотных замков креплений крышки, а конструкция самолета выполнена таким образом, что для демонтажа силовой установки не требуется демонтаж других силовых элементов самолета.

Самолет дополнительно характеризуется тем, что система заправки кислородом, система заправки пневмосистемы открытия фонаря и аварийного выпуска шасси, технологические разъемы бортового оборудования расположены в нише передней опоры шасси, а распределительные устройства и коробки контакторов расположены в верхней части ниши опоры шасси с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен вид опоры шасси и узлы технического обслуживания самолета (пример), расположенные в ее нише, где 1 - точка подключения наземного источника электроснабжения, 2 - точка подключения наземного источника кондиционирования, 3 - пульт наземной подготовки вооружения, 4 - пульт управления створками грузовых отсеков, 5 - штуцер закрытой заправки маслом двигателя, 6 - штуцер централизованной заправки топливом.

На фиг.2 представлен вид самолета спереди, где 7 - створки правой и левой ниш основных опор шасси представлены в открытом положении.

Ниши правой и левой основных опор шасси самолета закрыты в полете створками. На земле эти створки находятся всегда в открытом положении. В предлагаемом техническом решении створки правой и левой ниш опор шасси открываются к оси симметрии самолета, что обеспечивает удобный подход специалисту к нише и позволяет повысить безопасность и удобство проведения технического обслуживания самолета.

Перед выполнением поставленных задач самолет проходит предполетную подготовку, в рамках которой специалисту каждый раз требуется доступ к соответствующим узлам технического обслуживания самолета.

В предлагаемом техническом решении узлы технического обслуживания самолета (заправка топливом и маслом двигателя, точка подключения наземного источника кондиционирования, электропитания, заземления, наземного переговорного устройства, наземной подготовки вооружения, управления створками грузовых отсеков др.) расположены в нишах правой и левой опор шасси на высоте, позволяющей обеспечить к ним удобный доступ специалисту с земли без применения дополнительных средств (с высоты человеческого роста). Интервал высоты от 1,7 до 1.9 м. При оперативном техническом обслуживании все необходимые узлы технического обслуживания самолета расположены в местах, не требующих открытия эксплуатационных люков и не снабжены иными закрывающими элементами.

Часть узлов технического обслуживания самолета (заправка пневмосистемы открытия фонаря и аварийного выпуска шасси, заправка и контроль кислородной системы, технологические разъемы бортового оборудования) расположена в нише передней опоры шасси. Предлагаемое расположение узлов технического обслуживания обеспечивает уменьшение продолжительности работ и снижение трудоемкости технического обслуживания и повышает удобство эксплуатации в целом.

В рамках проведения периодического технического обслуживания самолета требуется диагностика, ремонт или замена блоков и агрегатов самолетных систем. Компоновка самолета также предусматривает размещение блоков и агрегатов самолета в зависимости от их эксплуатационной надежности и периодичности выполнения мероприятий по обслуживанию.

К блокам и агрегатам самолета, которые имеют наибольший износ в процессе эксплуатации и требуют периодической замены или требуют высокой частоты технического обслуживания (например, в рамках предполетной подготовки или послеполетного обслуживания), обеспечивается наиболее быстрый и удобный доступ с существенным сокращением времени проведения операций. Так, например, удобство доступа имеют автоматы защиты цепей постоянного тока.

В предлагаемом техническом решении (на чертежах не показано) блоки бортового радиоэлектронного оборудования, требующие высокой частоты проведения мероприятий по диагностике, эксплуатационному обслуживанию или ремонту, расположены внутри фюзеляжа, доступ к ним осуществляется через эксплуатационный люк за нишей правой и/или левой опоры шасси по направлению движения самолета, без применения дополнительных средств, с высоты человеческого роста, интервал высоты от 1,7 до 1.9 м.

Эксплуатационный люк, с размещенными внутри указанными блоками бортового радиоэлектронного оборудования, закрывается крышкой с применением четвертьоборотных замков для закрытия/открытия. Применение четвертьоборотных замков позволило снизить общее количество крепежных элементов за счет увеличения шага их установки, а также уменьшить трудоемкость открытия/закрытия люков и повысить скорость проведения технических операций.

Для реализации мероприятий по техническому обслуживанию не требуется демонтировать блоки бортового оборудования, достаточно подключиться к технологическому разъему, размещенному в нише передней опоры. А для реализации мероприятий по ремонтному обслуживанию блоков, не требуется демонтаж соседних блоков и агрегатов других систем самолета. Такое решение для блоков бортового радиоэлектронного оборудования также обеспечивает уменьшение продолжительности и трудоемкости технического обслуживания и повышает удобство эксплуатации в целом.

Компоновка элементов самолетных систем, в частности системы электроснабжения (СЭС), обеспечивает удобный подход при обслуживании систем в процессе технической эксплуатации. Агрегаты системы электроснабжения (распределительные устройства и коробки контакторов), требующие постоянного осмотра и контроля, расположены в верхней части ниши ООШ, и имеют свободный доступ.

Предлагаемая конструкция и компоновка самолета позволяет также обеспечить быстрый и удобный монтаж и демонтаж двигателя. Конструкция самолета выполнена таким образом, что для демонтажа силовой установки не требуется демонтаж других силовых элементов самолета. Демонтаж силовой установки осуществляется в направлении «назад и вниз» с помощью специализированной тележки, содержащей каретку и механизм зацепления и транспортировки двигателя.

Формула изобретения

1. Многофункциональный однодвигательный сверхзвуковой самолет, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, фонарь с пневмосистемой открытия, опоры шасси, расположенные в нишах, системы гидро- и электроснабжения, узлы технического обслуживания, размещенные в нишах опор, бортовое оборудование, размещенное в отсеках внутри фюзеляжа, отличающийся тем, что узлы обслуживания самолета по заправке топливом и маслом, подключению наземного источника кондиционирования и электропитания, наземной подготовки вооружения, управления створками грузовых отсеков, заземления и наземного переговорного устройства расположены в нишах левой и/или правой основных опор шасси с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств, створки ниш опор шасси установлены с возможностью их открытия к оси симметрии самолета, при этом блоки бортового радиоэлектронного оборудования, требующие высокой частоты проведения мероприятий по эксплуатационному обслуживанию, расположены в отсеках внутри фюзеляжа, за нишами правой и/или левой опор шасси по направлению движения самолета с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств и закрыты крышками эксплуатационных люков с использованием четвертьоборотных замков креплений крышки, а конструкция самолета выполнена таким образом, что для демонтажа силовой установки не требуется демонтаж других силовых элементов самолета.

2. Многофункциональный однодвигательный сверхзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что система заправки кислородом, система заправки пневмосистемы открытия фонаря и аварийного выпуска шасси, технологические разъемы бортового оборудования расположены в нише передней опоры шасси.

3. Многофункциональный однодвигательный сверхзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что распределительные устройства и коробки контакторов расположены в верхней части ниши опоры шасси с возможностью доступа к ним человека без применения дополнительных средств.