RU203671U1 - Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами - Google Patents

Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами Download PDF

Info

Publication number
RU203671U1
RU203671U1 RU2020141965U RU2020141965U RU203671U1 RU 203671 U1 RU203671 U1 RU 203671U1 RU 2020141965 U RU2020141965 U RU 2020141965U RU 2020141965 U RU2020141965 U RU 2020141965U RU 203671 U1 RU203671 U1 RU 203671U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
casing
air intake
rivets
screen
exhaust
Prior art date
Application number
RU2020141965U
Other languages
English (en)
Inventor
Алексей Валерьевич Андреев
Марат Фяритович Исляев
Сергей Юрьевич Руман
Original Assignee
Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") filed Critical Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов")
Priority to RU2020141965U priority Critical patent/RU203671U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU203671U1 publication Critical patent/RU203671U1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/06—Constructional adaptations thereof

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к области авиастроения и может найти применение в конструкции экранно-выхлопного устройства вертолета для обеспечения дополнительного охлаждения стенок кожуха экранно-выхлопного устройства и снижения температуры газов на выходе из него.На вертолете (1) установлены двигатели (2), которые снабжены экранно-выхлопным устройством (3) с кожухом (4), внутри которого расположена выхлопная труба (не показано) отвода выхлопных газов двигателя (2). Кожух (4) состоит из корпуса (7), на котором закреплены верхнее (5) и боковое (6) воздухозаборные устройства.Конструктивно, верхнее воздухозаборное устройство (5) состоит из корпуса (8), прикрепленного к корпусу (7) заднего кожуха (4) с помощью заклепок (9). Для исключения образования трещин на корпусе (8) выполнено усиление конструкции с помощью профиля (10) и накладки (11), прикрепленных заклепками (9).Достигается снижение тепловой заметности вертолета в целом и позволяет повысить надежность конструкции экранно-выхлопного устройства за счет снижения тепловой нагрузки на стенки кожуха. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Полезная модель относится к области авиастроения и может найти применение в конструкции экранно-выхлопного устройства вертолета для обеспечения дополнительного охлаждения стенок кожуха экранно-выхлопного устройства и снижения температуры газов на выходе из него.
Известны схемы охлаждения выхлопных устройств, в которых атмосферный воздух поступает через отдельный канал, проведенный через центральное тело газотурбинного двигателя (патент RU 183942 U1; МПК B64D 33/04; F02K 1/04, публ. 09.10.2018 г.) Данная схема имеет более сложную конструкцию и является менее эффективной, так как подача охлаждающего воздуха в канал производится только за счет его эжектирования.
Известна также публикация системы охлаждения сопла турбореактивного двигателя с расширенным центральным телом, в которой охлаждающий атмосферный воздух поступает в воздухозаборное устройство под действием скоростного напора и через каналы поступает в центральное тело сопла (патент RU 2196911 С1; МПК F02K 1/78, публ. 20.01.2003 г.) Применение данной схемы охлаждения для вертолетного газотурбинного двигателя является нецелесообразным, так как требует внедрение в конструкцию выхлопной трубы отдельного центрального тела, что приводит к увеличению массы и стоимости конструкции, а также ее усложнению.
Технической проблемой заявляемой полезной модели, не решенной в известных устройствах, является создание экранно-выхлопного устройства, установленного на вертолете, с меньшей тепловой заметностью.
Технический результат заключается в обеспечении дополнительного охлаждения стенок кожуха экранно-выхлопного устройства и снижении температуры газов на выходе из него.
Технический результат достигается за счет того, что в кожухе экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами, содержащем корпус 7, в соответствии с заявляемой полезной моделью, - на корпусе 7 закреплены верхнее 5 и боковое 6 воздухозаборные устройства с помощью заклепок.
При этом на верхнем 5 воздухозаборном устройстве выполнено усиление конструкции с помощью профиля 10 и накладки 11, прикрепленных заклепками 9.
Кроме того, на боковом 6 воздухозаборном устройстве выполнено усиление конструкции с помощью профиля 14, соединенного заклепками 13 и шайбами 15, и дополнительно закрепленного к корпусу 7 посредством кронштейна 16.
Применяемый кожух имеет дополнительные воздухозаборные устройства в количестве двух штук. Одно из них расположено в верхней части кожуха и подает охлаждающий воздух на верхнюю часть стенки, а второе - на боковой части, расположенной на
Figure 00000001
расстоянии от плоскости симметрии вертолета, и подает охлаждающий воздух на боковую стенку.
Охлаждающий воздух, поступающий во второй контур экранно-выхлопного устройства, обеспечивает более низкий нагрев корпуса кожуха и более низкую температуру газа на выходе из него.
Применение данной конструкции кожуха снижает тепловую заметность вертолета в целом и позволяет повысить надежность конструкции экранно-выхлопного устройства за счет снижения тепловой нагрузки на стенки кожуха.
Полезная модель поясняется чертежами:
на фиг. 1 - расположение заднего кожуха экранно-выхлопного устройства на вертолете;
на фиг. 2 - расположение воздухозаборных устройств на заднем кожухе;
на фиг. 3 - конструкция верхнего воздухозаборного устройства;
на фиг. 4 - вид А-А фиг. 3;
на фиг. 5 - вид Б-Б фиг. 4;
на фиг. 6 - конструкция бокового воздухозаборного устройства;
на фиг. 7 - вид А-А фиг. 6;
на фиг. 8 - вид Б-Б фиг. 7.
на вертолете 1 установлены двигатели 2, которые снабжены экранно-выхлопным устройством 3 с задним кожухом 4 (фиг. 1), внутри которого расположена выхлопная труба (не показано) отвода выхлопных газов двигателя 2. Задний кожух 4 состоит из корпуса 7, на котором закреплены верхнее 5 и боковое 6 воздухозаборные устройства (фиг. 2).
Конструктивно, верхнее воздухозаборное устройство 5 состоит из корпуса 8, прикрепленного к корпусу 7 заднего кожуха 4 с помощью заклепок 9 (фиг. 3 и фиг. 4). Для исключения образования трещин на корпусе 8, выполнено усиление конструкции с помощью профиля 10 и накладки 11, прикрепленных заклепками 9 (фиг. 5).
Боковое воздухозаборное устройство 6 состоит из корпуса 12 изогнутого по направлению потока воздуха в охлаждающем канале экранно-выхлопного устройства 3 и прикрепленного к корпусу 7 заднего кожуха 4 с помощью заклепок 13 (фиг. 6 и фиг. 7). Для исключения образования трещин на корпусе 12, выполнено усиление конструкции с помощью профиля 14, соединенного заклепками 13 и шайбами 15 (фиг. 8). Для исключения сильной деформации корпуса 12 под действием аэродинамических сил, действующих при горизонтальном полете вертолета, имеется дополнительное его крепление с помощью кронштейна 16 к корпусу 7 заднего кожуха 4 (фиг. 7).
По выхлопной трубе двигателя, расположенной внутри заднего кожух 4 протекает горячий поток газа, нагревая не только саму выхлопную трубу, но и корпус 7 заднего кожуха 4. В процессе выполнения горизонтального полета вертолета воздух из атмосферы под действием скоростного напора через верхнее 5 и боковое 6 воздухозаборные устройства поступает во внутренний канал заднего кожуха 4 экранно-выхлопного устройства 3. Тем самым снижается температура воздуха, протекающего между выхлопной трубой двигателя и корпусом 7 заднего кожуха 4, и как следствие температура самого корпуса 7. Кроме того, на выходе из заднего кожуха 4 происходит смешение потока воздуха, поступившего через верхнее 5 и боковое 6 воздухозаборные устройства, с горячим потоком газа, выходящего из выхлопной трубы двигателя. В результате смешенный поток имеет меньшую тепловую заметность.

Claims (3)

1. Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами, содержащий корпус (7), отличающийся тем, что на корпусе (7) закреплены верхнее (5) и боковое (6) воздухозаборные устройства с помощью заклепок.
2. Кожух по п. 1, отличающийся тем, что на верхнем (5) воздухозаборном устройстве выполнено усиление конструкции с помощью профиля (10) и накладки (11), прикрепленных заклепками (9).
3. Кожух по п. 1, отличающийся тем, что на боковом (6) воздухозаборном устройстве выполнено усиление конструкции с помощью профиля (14), соединенного заклепками (13) и шайбами (15), и дополнительно закрепленного к корпусу (7) посредством кронштейна (16).
RU2020141965U 2020-12-18 2020-12-18 Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами RU203671U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020141965U RU203671U1 (ru) 2020-12-18 2020-12-18 Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020141965U RU203671U1 (ru) 2020-12-18 2020-12-18 Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU203671U1 true RU203671U1 (ru) 2021-04-15

Family

ID=75521352

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020141965U RU203671U1 (ru) 2020-12-18 2020-12-18 Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU203671U1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07277292A (ja) * 1994-04-13 1995-10-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd エンジン排気冷却装置
RU2196911C1 (ru) * 2001-10-23 2003-01-20 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Система охлаждения выхлопного сопла турбореактивного двигателя с расширенным центральным телом
RU2224686C1 (ru) * 2003-04-07 2004-02-27 Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" Вертолёт
WO2013000036A1 (en) * 2011-06-30 2013-01-03 Orbital Australia Pty Limited An air cooling system for an unmanned aerial vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07277292A (ja) * 1994-04-13 1995-10-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd エンジン排気冷却装置
RU2196911C1 (ru) * 2001-10-23 2003-01-20 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Система охлаждения выхлопного сопла турбореактивного двигателя с расширенным центральным телом
RU2224686C1 (ru) * 2003-04-07 2004-02-27 Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" Вертолёт
WO2013000036A1 (en) * 2011-06-30 2013-01-03 Orbital Australia Pty Limited An air cooling system for an unmanned aerial vehicle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4805352B2 (ja) プリクーラを備えたターボファン
RU2382221C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем
CN103256147B (zh) 涡轮发动机喷嘴中的热电发生器
US10260371B2 (en) Method and assembly for providing an anti-icing airflow
US8413930B2 (en) Thermal anti-icing system
US2447482A (en) Turbine apparatus
US2750733A (en) Jet propulsion engine with pulse jet units
CN101903244B (zh) 用于冷却将从航空器排放的热气的装置
JPS58122294A (ja) ナセル装置
JP2005517862A (ja) イジェクタベースエンジン
US8991749B2 (en) Device for reducing noise from jet-pylon interactions on jet engines
RU203671U1 (ru) Кожух экранно-выхлопного устройства с воздухозаборными устройствами
US9410485B2 (en) Composite panel having a built-in duct
BR112012028535B1 (pt) Bocal de exaustão de gás e turbojato multifluxo
US3063661A (en) Ducted fan engine
US2825202A (en) Pipes traversed by pulsating flow gases
RU2488710C1 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
US2103466A (en) Aircraft construction
RU2480604C1 (ru) Турбореактивный двигатель
GB723406A (en) Improvements in or relating to aircraft jet engine cooling system
Dorobat et al. Turboprop engine nacelle optimization for flight increased safety and pollution reduction
RU2799474C1 (ru) Устройство крепления системы стабилизации пламени к корпусу форсажной камеры сгорания турбореактивного двигателя
RU2456467C1 (ru) Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя
RU2801984C1 (ru) Система дефлекторов струй выброса воздуха теплообменника
CN208453248U (zh) 一种串联tbcc发动机吊舱结构