Размещение и крепление силовых установок на летательном аппарате, летательные аппараты, отличающиеся по типу или размещению силовых установок: ..с газотурбинными установками – B64D 27/10

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к пилону газотурбинного двигателя. Пилонная конструкция для газотурбинного двигателя содержит внутреннюю мотогондолу, установленную вдоль центральной оси двигателя, внешнюю мотогондолу, охватывающую внутреннюю мотогондолу с формированием вентиляторного контура для внешнего потока воздуха, нагнетаемого вентилятором, пилон, несущий внутреннюю и внешнюю мотогондолы, и дополнительную коробку передач, установленную внутри пилона, в осевом направлении позади внешней мотогондолы. Технический результат заключается в снижении веса конструкции и обеспечении охлаждения двигателя.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбовентиляторному двигателю, оборудованному пред охладителем. Двигатель для летательного аппарата содержит полую гондолу (1), снабженную воздухозаборником (2) спереди и реактивным соплом (3) сзади, центральный генератор (6) горячего потока, вентилятор (8), находящийся впереди центрального генератора (6) и способный формировать холодный поток (9) для газотурбинного двигателя. Двигатель также содержит наружный обтекатель (4) и внутренний обтекатель (10), окружающий центральный генератор (6). Упомянутые наружный и внутренний обтекатели формируют между ними канал (13) вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9). А также двигатель содержит предохладитель (18, 31, 38), принимающий струю горячего воздуха (19), отведенного из центрального генератора (6), и струю холодного воздуха, отведенного из холодного потока (9), с тем чтобы формировать струю охлаждаемого горячего воздуха (22), предназначенного для выполнения функций на борту летательного аппарата, таких как кондиционирование воздуха или борьба с обледенением. Предохладитель содержит, по меньшей мере, одну выпускную трубку (12), расположенную в камере (12) и присоединяющую предохладитель (18, 31, 38) к, по меньшей мере, одному выпускному отверстию (26), сделанному в внутреннем обтекателе (10), там где реактивное сопло (3) выходит из гондолы (1), и являющемуся обращенным вверх, приблизительно к крылу (16). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических характеристик летательного аппарата и увеличении срока службы двигателя. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. Боевой вертолет содержит газотурбинные двигатели и комплекс ракетного вооружения. Газотурбинные двигатели снабжены системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости и мощности, которая включает форсунки для впрыска воды на вход компрессора каждого двигателя, электромагнитные краны подачи воды в форсунки, водяной баллон с трубопроводом подвода воздуха из-за последних ступеней компрессоров двигателей и электрическую схему управления электромагнитными кранами. Для подготовки двигателей к воздействию выхлопных струй ракет электрическая схема управления электромагнитным краном подачи воды в форсунки каждого двигателя подсоединена к кнопке «пуск» системы управления пуском ракет через реле времени для прекращения подачи воды в форсунки через заданное время. В системе управления пуском ракет последовательно с кнопкой «пуск» установлено реле времени для задержки схода ракет на время выхода двигателей на режим повышенной газодинамической устойчивости. Подачу воды к форсункам каждого двигателя осуществляют два параллельно подключенных электромагнитных крана для сохранения подачи жидкости при отказе одного из кранов. Изобретение направлено на снижение влияния выхлопных газов ракет на работу двигателей. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам авиации общего назначения. Летательный аппарат содержит фюзеляж с центропланом крыла, консоли крыла, вертикальное и горизонтальное оперение, турбореактивные двухконтурные двигатели, расположенные на центроплане высоко расположенного крыла, трехопорное шасси. Оси упомянутых двигателей параллельны плоскости хорд и отстоят от нее на расстояние не более 20% средней аэродинамической хорды крыла. Губа входного диффузора двигателя выполнена по форме эллипса, большая ось которого расположена в горизонтальной плоскости. Центроплан и консоли крыла по нижней поверхности не имеют поперечного V. Входной диффузор находится над задней кромкой центроплана на расстоянии не более 5% средней аэродинамической хорды крыла. Технический результат - повышение летных и взлетно-посадочных характеристик. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.