Размещение на летательном аппарате элементов силовых установок или вспомогательных устройств, не отнесенных к другим рубрикам – B64D 33/00

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Устройство защиты двигателя ЛА содержит подвижную нижнюю панель, установленную в двух направляющих с фиксаторами воздухозаборника. Панель шарнирно соединена со штоком привода. Шток жестко закреплен на корпусе воздухозаборника. Достигается повышение эффективности устройства защиты двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к гидравлическому машиностроению Масляная система для охлаждения главного редуктора вертолета при испытании включает в себя главный редуктор (22) с поддоном, содержащим полости холодного и горячего масла. В масляной системе установлены два вертикальных масляных насоса (15) и (16) с электроприводами, аппарат воздушного охлаждения масла (46) с электроприводом, два масляно-масляных теплообменника (34) и (35) и расходомер масла (19). Также система включает в себя трубопроводные магистрали с электроприводами и без них, фильтры (20) и (30) и масляный бак (1) с оборудованием заполнения и слива масла. Достигается снижение затрат на испытание главных редукторов вертолетов. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов, снабженных комбинированными силовыми установками. В воздухозаборном устройстве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащем ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, один из проточных трактов - центральный - состоит из двух каналов прямоугольного сечения, образованных двумя ступенчатыми горизонтальными клиньями торможения, двумя наружными плоскими обечайками и двумя внутренними перегородками, одновременно являющимися внутренними стенками двух боковых каналов полукруглого сечения другого проточного тракта, образованных двумя ступенчатыми конусами торможения и двумя наружными полукруглыми обечайками. Технический результат заключается в повышении надежности работы устройства. 4 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя. Входное отверстие имеет площадь 0,6÷0,7 S_ду (где S _ду - площадь поперечного сечения двигательной установки), а канал выполнен с длиной, равной 1-2 D_ду, (где D _ду - диаметр двигательной установки летательного аппарата). В лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата выполнена щель для слива пограничного слоя набегающего потока. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к малогабаритному воздухозаборному устройству для летательного аппарата. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток, утопленный в корпусе летательного аппарата, входное отверстие, расположенное с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, внутренний криволинейный канал. Входное отверстие выполнено с площадью 0,75-0,85 S _ДУ (где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), внутренний криволинейный канал - с длиной, равной 1-2 D_ДУ (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата). Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23). Вертолет (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборник (20), содержащий первое впускное отверстие (21), связанное по потоку с впускным каналом (12), по меньшей мере, одно второе впускное отверстие (22), связанное по потоку с корпусом (23), а также отклоняющие элементы (30), которые взаимодействуют в процессе эксплуатации с воздушным потоком (F), обеспечивая разделение воздушного потока (F) на первый и второй воздушные потоки. Воздухозаборник (20), кроме того, включает в себя направляющие элементы (31, 32, 37, 53) для направления первого воздушного потока по первой траектории (P), проходящей от отклоняющих элементов (30) к первому впускному отверстию (21), и для направления второго воздушного потока по второй траектории (Q), отделенной от первой траектории (P) и проходящей от отклоняющих элементов (30) ко второму впускному отверстию (22). Обеспечивается оптимальная термодинамическая эффективность двигателя и эффективное охлаждение трансмиссии. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к панели для акустической обработки с соединительным элементом. Панель для акустической обработки включает в себя отражающий слой (50), ячеистую конструкцию (52) и акустически резистивную конструкцию (54), образующую аэродинамическую поверхность. Панель соединена на уровне кромки со второй панелью (46) и содержит на уровне кромки, заходящей на вторую панель, усилительный элемент (60), вставленный между отражающим слоем (50) и акустически резистивной конструкцией (54). Усилительный элемент (60) обеспечивает восприятие усилий между указанным слоем (50) и указанной конструкцией (54). Технический результат заключается в улучшении акустической обработки аэродинамической поверхности. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к панели ослабления волн, устанавливаемой между двигателем и воздухозаборником. Панель (66) ослабления воли содержит слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способным пропускать волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, также содержит одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72). Панель ослабления волн содержит вставки (74), выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы панель (66) ослабления волн не была раздавлена. Достигается повышение надежности работы двигателя летательного аппарата. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты содержит нижнюю панель, выполненную с относительной длиной нижней панели , с относительной шириной нижней панели и имеет в кормовой части закрылок с относительной длиной закрылка нижней панели , и способна к перемещению на относительную длину выдвижения нижней панели , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8, до 1,25. Закрылок нижней панели совершает колебательные движения на угол _З=25-30° относительно оси передней кромки воздухозаборника с периодом колебаний T=1,0-4,0 с, где - длина выдвижения панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; c - длина закрылка нижней панели, м; H - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; A - высота воздухозаборника, м; B - ширина воздухозаборника, м. Технический результат заключается в повышении эффективности защиты двигателя от попадания посторонних предметов. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к впускной заслонке воздухозаборника двигателя самолета. Впускная заслонка (K) имеет первый конец (E1) и расположенный противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него второй конец (E2), при этом продольное направление (L) в данной конфигурации направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха. Воздушная заслонка (K) имеет основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (E2) шарнирной осью (A), удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковые детали (5, 6). Боковые детали (5, 6) отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и простираются на двух боковых краях (1a, 1b) впускной заслонки (K), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L), а также множество поперечных стержней (11) или продольных стержней. Технический результат заключается в оптимизации входящего потока воздуха и предотвращении обледенения воздухозаборника. 3 н. и 17 з.п. ф-лы., 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Нижняя панель устройства защиты выполнена с относительной длиной нижней панели и боковыми кромками с относительной высотой , с относительной шириной нижней панели и способна к перемещению на относительную длину выдвижения нижней панели , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8 до 1,25, и установлена под углом =15-25° относительно оси передней кромки воздухозаборника, где - длина выдвижения нижней панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; h - высота боковой кромки нижней панели, м; Н - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; А - высота воздухозаборника, м; В - ширина воздухозаборника, м. Технический результат заключается в повышении эффективности защиты двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Охлаждающее устройство (10) для системы (100) охлаждения воздушного судна содержит матричный корпус (12), в котором выполнено множество каналов (16) для охлаждающей среды, проходящих от первой поверхности (18) матричного корпуса (12) ко второй поверхности (20) матричного корпуса (12), таким образом, охлаждающая среда может протекать через матричный корпус (12). Матричный корпус (12) охлаждающего устройства (10) образует секцию наружной обшивки воздушного судна. Обеспечивается энергоэффективная работа системы охлаждения воздушного судна для отвода больших тепловых нагрузок от тепловыделяющего устройства. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 16 ил.

Комбинация содержит крыло (W) и двигатель (E) с камерой (Е1) предварительного смешения, камерой сгорания и камерой (E2) для горячего воздуха. Вдоль направления (SW) размаха крыла и вдоль передней кромки основного крыла проходит канал (2) отводимого от двигателя воздуха с впускным устройством, которое соединено с камерой горячего воздуха двигателя, и выпускным устройством, которое образовано из выхода на основном крыле (W1) или соединительной детали для подсоединения канала отводимого от двигателя воздуха к его потребителю. Вдоль канала отводимого от двигателя воздуха проходит канал (10) окружающего воздуха с впускным устройством (10-1), которое расположено на детали самолета (АС) и имеет отверстие (10-3) для впуска окружающего воздуха в канал окружающего воздуха, и с выпускным устройством (10-2) с проходом между каналом окружающего воздуха и камерой (E1) предварительного смешения двигателя (E). Структура (1) из канала отводимого от двигателя воздуха и канала окружающего воздуха образует тсплообменное устройство для охлаждения воздуха, протекающего в канале отводимого от двигателя воздуха. Проводимый в канале окружающий воздух подводится в процесс сгорания двигателя. Канал отводимого воздуха и канал окружающего воздуха могут состоять из соответствующих сегментов. Обеспечивается использование отводимого от двигателя воздуха для системы кондиционирования воздуха самолета. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к передней кромке летательного аппарата. Передняя кромка, продолжающаяся аэродинамической поверхностью (26), на уровне которой протекает аэродинамический поток и где расположены выходы (30) воздуха, расположенные в два ряда параллельно передней кромке (22) и со смещением в двух последовательных рядах (32). Кромка содержит вставку (36), вставленную между двумя стенками, образующими аэродинамическую поверхность (26), при этом вставка (36) содержит с одной стороны наружную поверхность (38) в продолжении аэродинамической поверхности (26), первую наклонную поверхность (40) в контакте с первой стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и вторую наклонную поверхность (42) в контакте со второй стенкой, образующей аэродинамическую поверхность, и с другой стороны формы в виде выступов и/или впадин, выполненные на уровне наклонных поверхностей (40, 42) и расположенные с чередованием от одной стороны к другой, обеспечивая прохождение воздуха с одной и другой стороны аэродинамической поверхности (26). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических характеристик летательного аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части. Силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую первый трубопровод (62), оснащенный средствами (66) регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя (52) к воздухозаборнику (56), а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую второй трубопровод (70), оснащенный средствами (72) регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания. Средства (66) регулирования воздуха, проходящего в первом трубопроводе (62), отличаются от средств регулирования воздуха, проходящего во втором трубопроводе (70). Технический результат заключается в снижении шума от силовой установки летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам противодействия средствам обнаружения летательных аппаратов. Устройство (10) выброса дипольных отражателей воздушного судна содержит удлиненный полый корпус (12), выполненный с возможностью прикрепления к конструкции воздушного судна так, чтобы быть ориентированным в продольном направлении воздушного судна. Корпус (12) содержит пару боковых стенок (14). Передняя часть каждой боковой стенки (14) снабжена двумя боковыми воздухозаборниками (16), каждый из которых содержит круглое сквозное отверстие (18) с диаметром d и щиток (20), расположенный позади отверстия (18) в продольном направлении или в направлении перемещения воздушного судна на расстоянии l от центра указанного отверстия. Щиток имеет форму в виде горизонтально лежащей буквы V с вершиной, направленной в сторону от отверстия (18). Диаметр d отверстия (18) составляет от 8 до 12 мм. Соотношение h/l между высотой h щитка (20) при вершине буквы V и расстоянием 1 составляет от 0,8 до 1, а соотношение h/d между высотой h и диаметром отверстия d составляет от 1,5 до 2. Повышается надежность работы устройства выброса дипольных отражателей. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструкции стапеля, предназначенного для сборки воздухозаборника двигателя летательного аппарата. Стапель содержит несущее основание (1), на котором вокруг единого центра установлены рабочие плиты (4), на которых смонтированы ложементы (6) для размещения носка воздухозаборника. Для позиционирования в стапеле внутренней и наружной замкнутых обечаек служат фиксаторы положения внутренней и наружной обечаек, выполненные в виде откидных пластин (10, 11). Каждая из пластин подвешена в вертикальном положении на принадлежащей ей стойке (8, 9) посредством узла подвески и установлена своим нижним концом в узле крепления, смонтированном на рабочей плите. Одна из боковых кромок каждой откидной пластины имеет контур, выполненный по теоретическому аэродинамическому контуру соответствующей обечайки. Изобретение обеспечивает высокую производительность сборки и упрощает конструкцию. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к системам охлаждения воздушных судов. Система охлаждения содержит охлаждающий элемент (12), который включает корпус (14), впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха, выполненное в корпусе (14), и множество теплообменников (32, 34, 36, 38), которые установлены на боковых поверхностях (24, 26, 28, 30) корпуса (14) и по которым проходит охлаждающий воздух, поступающий через впускное отверстие (18) для охлаждающего воздуха. Канал (40) подачи охлаждающего воздуха соединяет отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха, которое расположено в области хвостового среза воздушного судна, с впускным отверстием (18) охлаждающего элемента (12). Выпускной канал (46) для охлаждающего воздуха соединяет теплообменники (32, 34, 36, 38) охлаждающего элемента (12) с выпускным отверстием (50) для охлаждающего воздуха, расположенным в области нижней оболочки (48) фюзеляжа и на которое действует меньшее давление, чем на отверстие (44) подачи охлаждающего воздуха. Охлаждающий элемент может содержать вентилятор в области впускного отверстия (18). Дополнительный вентилятор может быть установлен в канале подачи (40) охлаждающего воздуха. Канал подачи (40) охлаждающего воздуха может содержать устройство распределения массы охлаждающего воздуха. Обеспечивается надежный и эффективный отвод больших тепловых нагрузок от тепловыделяющих устройств. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Воздухозаборник, устанавливаемый выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата, содержит: наружную стенку с кромкой, переднюю перегородку (108), подводящее устройство (105), подводящую трубу (107). Передняя перегородка (108) вместе с наружной стенкой ограничивает противообледенительный отсек (103) в кромке. В перегородке выполнено отверстие. Подводящее устройство (105) обеспечивает подачу горячего воздуха в противообледенительный отсек (103). Устройство (105) содержит подводящую трубу (107) для подачи горячего воздуха и периферийный уплотнительный элемент (109), охватывающий указанную подводящую трубу (107). Подводящая труба (107) имеет изогнутый свободный конец (111). Отверстие (113) в передней перегородке выполнено с возможностью прохождения через него свободного конца (111) вдоль главной оси (115) подводящей трубы. Уплотнительный элемент (109) содержит контактную пластину (121), охватывающую указанную трубу (107) с обеспечением герметичности в зоне передней перегородки (108). Достигается эффективное удаление наледи при надежной термоизоляции воздухозаборника от остальных элементов гондолы и упрощении изготовления. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). Силовая установка (112) содержит газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий. Планер (110) содержит источник (134) тепловых выбросов. Топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116), используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать на уровне силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110). Часть тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам защиты авиационных двигателей от попадания в них посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы. Способ заключается в страгивании с места исполнительного старта, начале разбега на пониженном режиме работы силовой установки, продолжении разбега на режиме приемистости на штатном автомате приемистости с конца пониженного до максимального режимов работы силовой установки, продолжении разбега на максимальном режиме силовой установки. Предварительно проводят стендовые испытания авиадвигателя и исследования модели самолета в аэродинамической трубе. Для оптимизации кинематических параметров взлета осуществляют математическое моделирование динамики разбега самолета и изменения режимов работы силовой установки на комплексной математической модели «двигатель + самолет». Для осуществления взлета «с додачей» тяги при оптимальных значениях его кинематических параметров летчику сообщают расчетные значения частот вращения роторов авиадвигателей, соответствующие пониженному режиму работы силовой установки, и соответствующие ему значения времени и длины пути движения на этом пониженном режиме, обеспечивающие минимальную вероятность вихревого засасывания посторонних предметов. Достигается минимизация вероятности вихревого засасывания посторонних предметов при соблюдении ограничений на время и длину разбега самолета, а также на диапазон пониженных режимов. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 табл.

Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник содержит вход, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор (22), состоящий из двух многоступенчатых стреловидных клиньев торможения (7) и (20), образующих двугранный угол, обечайку, также образующую двугранный угол, при этом все кромки входа лежат в одной плоскости, горло воздухозаборника, расположенное за системой торможения, и за ним дозвуковой диффузор (23). При виде спереди вход воздухозаборника имеет форму прямоугольника или параллелограмма. Количество ступеней на стреловидных клиньях (7) и (20) может не совпадать, а также может не совпадать их стреловидность между собой и соответствующими кромками входа. Все ступени, кроме первой, одного из двух многоступенчатых стреловидных клиньев (7) и (20) выполнены с возможностью поворота вокруг оси, расположенной в месте пересечения первой и второй ступеней упомянутого клина, с образованием подвижной передней панели (11). В дозвуковом диффузоре расположена подвижная задняя панель (12). Обеспечивается устойчивая работа двигателя на всех режимах полета вплоть до числа Маха М=3.0. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбореактивному двигателю для летательного аппарата. Турбореактивный двигатель, размещенный в гондоле, содержит теплообменник (13), предназначенный для охлаждения горячей текучей среды, отбираемой в движительной системе этого турбореактивного двигателя, перед повторным впрыскиванием этой частично охлажденной горячей текучей среды в упомянутую движительную систему. Теплообменник (8, 13, 18) представляет собой радиальный теплообменник, проходящий в нижней части турбореактивного двигателя на уровне нижнего разветвления (6, 16) этого турбореактивного двигателя, располагающегося ниже по потоку от вентилятора и лопаток спрямляющего аппарата вентилятора этого турбореактивного двигателя, причем упомянутый теплообменник проходит частично на наружной боковой стенке (10) упомянутого нижнего разветвления. Технический результат заключается в повышении эффективности работы теплообменника турбореактивного двигателя. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Гондола содержит воздухозаборную конструкцию, обеспечивающую направление воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя, и среднюю конструкцию, включающую в себя кожух (9), который охватывает вентилятор. Кожух охватывает вентилятор по существу до его лопастей (8). Воздухозаборная конструкция соединена с кожухом внутренней панелью (41) при помощи конструктивного кольцевого фланца (15), выполненного таким образом, чтобы обеспечивать удержание, по меньшей мере, одной лопасти в случае, если эта лопасть отломится. Обеспечивается отсутствие на внутренней панели акустических разрывов и вызывающих вибрацию выступов. 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Покрытие предназначено для акустической обработки на уровне поверхности летательного аппарата, в частности на уровне передней кромки, такой как входная часть для воздуха гондолы. Покрытие содержит акустически сопротивляемый слой (28), ячеечную конструкцию (30) и отражающий слой (32). Между ячеечной конструкцией и акустически сопротивляемой конструкцией расположены каналы (34), каждый из которых ограничен стенкой (36), отличной от стенок ячеечной конструкции, а один из концов каналов связан с подводом горячего воздуха. Обеспечивается совместимость покрытия с акустической обработкой и обработкой наледи горячим воздухом. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 12 ил.