RU2655977C2 - Воздухозаборник для двигателя летательного аппарата - Google Patents
Воздухозаборник для двигателя летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2655977C2 RU2655977C2 RU2015123293A RU2015123293A RU2655977C2 RU 2655977 C2 RU2655977 C2 RU 2655977C2 RU 2015123293 A RU2015123293 A RU 2015123293A RU 2015123293 A RU2015123293 A RU 2015123293A RU 2655977 C2 RU2655977 C2 RU 2655977C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- air intake
- region
- duct
- air
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 40
- 230000006378 damage Effects 0.000 claims description 15
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 4
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 abstract description 38
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 4
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000005056 compaction Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000007619 statistical method Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- 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
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/022—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising bird or foreign object protections
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов. Воздухозаборник (20) для подачи воздуха в двигатель (16) летательного аппарата (10) содержит впускное отверстие (12) для всасывания воздуха, направленное в сторону направления движения летательного аппарата (10), и воздуховод (24), проходящий между указанным отверстием (12) и двигателем (16). Воздуховод (24) изогнут таким образом, что в воздуховоде (24) за указанным отверстием (12) относительно направления движения летательного аппарата расположена область (42) удара с обеспечением контакта объекта (30), влетающего в отверстие (12), с областью (42) удара. Область (42) удара имеет заданную область (44) разрушения, которая расположена в части (40) воздухозаборника (20), выполненной в форме ракушки. Заданная область (44) разрушения выступает из летательного аппарата (10) и выполнена с возможностью отделения от летательного аппарата (10) при ударе сталкивающегося объекта (30). Изобретение повышает безопасность и упрощает техническое обслуживание летательного аппарата. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 14 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Предложенное изобретение относится к воздухозаборнику для подачи воздуха в двигатель и к летательному аппарату.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В особенности во время взлета и посадки, а также при низкой высоте полета с летательным аппаратом, таким как самолет, могут сталкиваться птицы, которые могу повредить летательный аппарат.
В случае «удара при столкновении с птицей», когда птица или, в целом, другие объекты, входящие в контакт с летательным аппаратом, попадают в воздухозаборник двигателя, двигатели (например, вентилятор и/или компрессор) могут быть повреждены. В результате такое столкновение может привести к дорогостоящему ремонту двигателя или к его замене.
Одним подходом к решению проблемы является разработка и испытание двигателя для определенного удара при столкновении с птицей (то есть удара при столкновении с объектом, имеющим максимальный вес, максимальную плотность и т.д.). Это несомненно может означать, что двигатель может быть поврежден, однако, несмотря на удар при столкновении с птицей, он не выходит из строя во время полета и может работать с уменьшенной выходной мощностью до тех пор, пока не будет совершена безопасная посадка.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Цель предложенного изобретения заключается в том, чтобы сделать летательный аппарат безопаснее при низких расходах на его техническое обслуживание.
Указанная цель достигается с помощью изобретений, охарактеризованных в независимых пунктах формулы изобретения. Другие варианты выполнения предложенного изобретения будут очевидными из зависимых пунктов формулы изобретения, а также из нижеследующего описания.
Один аспект предложенного изобретения относится к воздухозаборнику для подачи воздуха в двигатель летательного аппарата. Летательный аппарат может содержать одну или более турбин, посредством которых воздух, поступающий из воздухозаборника, подвергается сжатию и последующему выбрасыванию для приведения в движение летательного аппарата.
В соответствии с одним вариантом выполнения воздухозаборник содержит впускное отверстие или впускную часть для всасывания воздуха, направленную в сторону движения летательного аппарата, и воздуховод, проходящий между (наружным) отверстием и двигателем, то есть выпускным патрубком воздуховода. Воздуховод изогнут таким образом, что область удара в воздуховоде расположена за отверстием относительно направления движения летательного аппарата с обеспечением соударения влетающего в отверстие объекта по существу с областью удара. Другими словами, воздуховод воздухозаборника не проходит по прямой к двигателю, а может быть изогнут, например, с обеспечением отсутствия между отверстием воздухозаборника и двигателем линии прямой видимости.
Объект, влетающий в воздухозаборник вдоль направления движения летательного аппарата, по существу входит в контакт с внутренней стенкой воздуховода (областью удара). Направление движения может быть направлением непрерывного движения летательного аппарата. Направление движения по существу может соответствовать продольной оси летательного аппарата.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения область удара имеет область проникновения, или заданную область разрушения, или заданную точку разрушения, которая предназначена для проникновения в нее сталкивающегося объекта. Например, заданная область может быть разрушена или сильно деформирована в случае контакта с влетевшим объектом. Попадание в область проникновения в данном случае может обозначать пластическую деформацию области проникновения. Область проникновения может быть компонентной частью или совокупностью компонентных частей во внутренней стенке воздуховода и/или за внутренней стенкой, причем данная компонентная часть или совокупность компонентных частей предназначена для разрушения или сильной деформации для поглощения по меньшей мере некоторого количества энергии сталкивающегося объекта.
Сталкивающийся объект может проникать в область проникновения и/или проламывать область проникновения, и может быть отведен от двигателя. Таким образом, обеспечивается возможность предотвращения, например, попадания птицы в двигатель и исключения тем самым дополнительного последующего повреждения. Поскольку останки птицы или по меньшей мере большая их часть обычно не проходят в двигатель, то опасность повреждения двигателя существенно уменьшается.
Область проникновения, или компонентная часть, или компонентные части, или материалы, из которых они выполнены, могут быть выполнены в виде заменяемых частей, которые могут быть заменены с минимальными затратами во время технического обслуживания после контакта с объектом. Благодаря введению области проникновения в компонентную часть, которая может быть легко заменена, может попадать, например, птица, не достигая при этом воздуховода воздухозаборника. Таким образом, обеспечивается возможность предотвращения нанесения птицей повреждения двигателю, которое, как правило, дорого обходится. При этом летательный аппарат остается в состоянии, в котором он способен продолжить полет и совершить безопасную посадку. После чего может быть заменена данная часть с относительно минимальными затратами.
Кроме того, воздухозаборник может перехватывать сталкивающиеся объекты, имеющие большую энергию удара. Кроме того, летательный аппарат может быть защищен от воздействия тяжелых птиц. Даже при высокой скорости летательный аппарат может быть защищен от объектов, попадающих в воздухозаборник.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения по меньшей мере часть воздухозаборника выступает из летательного аппарата. Например, область воздухозаборника, расположенная за впускным отверстием, может иметь форму в виде ракушки. При этом область проникновения может быть расположена в части воздухозаборника, выступающей из летательного аппарата.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения часть воздухозаборника, выступающая из летательного аппарата, отделяется по меньшей мере частично от летательного аппарата при ударе объекта. В результате этого выходная мощность двигателя несомненно может упасть, однако, с другой стороны летательный аппарат по-прежнему без осложнений может совершить безопасную посадку, при этом ремонт летательного аппарата возможен за счет простой установки части, замена которой обходится с минимальными затратами.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения область проникновения проходит от внутренней стенки воздуховода до наружной стенки воздухозаборника, обеспечивая возможность разрушения объектом, входящим в контакт с областью проникновения, указанной области проникновения (при достаточно высокой энергии удара) и покидания указанным объектом летательного аппарата. Сталкивающийся объект может быть отведен от двигателя, например, за счет разрушения части, выступающей из летательного аппарата (по прямой линии). В этом случае выходная мощность двигателя, несомненно, также может быть снижена, однако, летательный аппарат может без осложнений совершить посадку и может быть отремонтирован с минимальными затратами.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения область проникновения содержит полость или незаполненное пространство, в котором задерживается объект, входящий в контакт с областью проникновения. Например, полость может быть расположена за внутренней стенкой, которая рассчитана на разрушение от удара при столкновении с объектом, при этом данный объект попадает в указанную полость.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения область проникновения содержит материал, по меньшей мере частично поглощающий энергию удара сталкивающегося объекта. Этот материал может быть, например, внутренней стенкой воздуховода, предназначенной для разрушения при ударе объекта. Например, данный материал может быть пластмассой и/или легковесной структурой, тогда как другие части внутренней стенки выполнены из металла. Кроме того, возможно поглощение данным материалом всей энергии движения сталкивающегося объекта вследствие пластической деформации, например, если данный материал является вспененным материалом.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения область проникновения содержит первый материал, предназначенный для поглощения первой части энергии удара сталкивающегося объекта, и второй материал, расположенный за первым материалом относительно направления движения летательного аппарата и предназначенный для поглощения остальной части энергии удара. Например, первый материал может быть легко разрушаемой частью внутренней стенки воздуховода, а второй материал может быть вспененным материалом.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения материал для поглощения энергии удара расположен в полости, служащей для задержания сталкивающегося объекта. Например, полость может быть облицована этим материалом, например, вспененным материалом.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения область проникновения содержит заслонку, которая в закрытом положении образует часть внутренней стенки воздуховода. Заслонка может удерживаться в открытом положении посредством материала, расположенного в области проникновения.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения заслонка предварительно нагружена пружинным механизмом, так что после проникновения сталкивающегося объекта в область проникновения она закрывает внутреннюю стенку воздуховода. Например, сталкивающийся объект может удалить материал в области проникновения, который удерживает заслонку в открытом положении, и тем самым может освободить заслонку. Даже после встречи с объектом воздуховод может продолжать выполнять свою функцию без существенных ограничений, так что воздух, проходящий через впускное отверстие воздухозаборника, может быть направлен дальше к двигателю.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения поверхность области проникновения в воздуховоде выполнена с материалом, поглощающим радиолокационное излучение. Такая поверхность, например, поверхность заслонки или поверхность материала внутренней стенки области проникновения, например, может содержать такой материал, или может быть покрыта им. В частности, заменяемые части области проникновения могут быть выполнены из материала, поглощающего радиолокационное излучение, или замаскированы им.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения воздуховод в районе области проникновения имеет изгиб по меньшей мере на 90° (например, вплоть до 180°). Воздуховод может содержать впускной коллектор, в котором расположена область проникновения. В этом коллекторе, а также в (наружном) покрытии могут быть расположены заданные точки разрушения. Таким образом, определенная область впускного коллектора может быть выполнена так, что, например, птица проламывает внутреннюю стенку и далее не проходит в область перед двигателем.
Другой аспект предложенного изобретения относится к летательному аппарату, например, к пилотируемому или беспилотному летательному аппарату, или к радиоуправляемому летательному аппарату. Летательный аппарат может быть замаскированным летательным аппаратом, имеющим малую радиолокационную заметность, малую инфракрасную заметность, и/или малую акустическую заметность. Летательный аппарат может быть самолетом типа «летающее крыло».
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения летательный аппарат содержит по меньшей мере один воздухозаборник, как было изложено выше и будет рассмотрено в дальнейшем, и двигатель, расположенный со смещением относительно впускного отверстия воздухозаборника. В этом случае, объект, влетающий в воздухозаборник и входящий в контакт с областью проникновения, по существу отводится от воздуховода воздухозаборника и не может проникнуть в двигатель.
Таким образом обеспечивается возможность снижения требований, предъявляемых к двигателю относительно удара при столкновении с птицей. Соответственно, может быть уменьшен вес двигателя. Несмотря на то, что обычные конструкции двигателей по существу рассчитаны на максимальный удар при столкновении с птицей (который выводят статистическим методом), тем не менее, появляется возможность посредством заданной точки разрушения, обеспечить отсутствие повреждения двигателя даже при встрече с тяжелыми птицами.
В частности, для военных самолетов, по существу работающих также на малой высоте полета, на которой обычно находится наибольшая часть птиц, проблемы, возникающие в результате удара при столкновении с птицей, могут быть уменьшены.
В соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения двигатель расположен против направления движения летательного аппарата. В результате обратного расположения двигателя радиолокационная заметность может быть уменьшена в большей степени, чем при обычном замаскированном воздухозаборнике.
Далее приведено более подробное описание иллюстративных вариантов выполнения со ссылкой на сопроводительные чертежи
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг. 1 показан схематический вид сверху летательного аппарата в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 2 показан схематический вид сбоку летательного аппарата, изображенного на фиг. 1.
На фиг. 3 показан схематический вид в аксонометрии сверху летательного аппарата, изображенного на фиг. 1.
На фиг. 4 показан схематический вид спереди летательного аппарата, изображенного на фиг. 1.
На фиг. 5 показан схематический вид сбоку летательного аппарата в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 6 показан схематический вид сверху летательного аппарата, изображенного на фиг. 5.
На фиг. 7 показан схематический вид сбоку летательного аппарата в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 8 показывает схематический вид сверху летательного аппарата, изображенного на фиг. 7.
На фиг. 9 показан схематический поперечный разрез воздухозаборника в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 10 показан схематический поперечный разрез воздухозаборника в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 11 показан схематический поперечный разрез воздухозаборника в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 12 показывает схематический поперечный разрез воздухозаборника, изображенного на фиг. 11, после закрытия заслонки.
На фиг. 13 показан схематический поперечный разрез воздухозаборника в соответствии с одним вариантом выполнения предложенного изобретения.
На фиг. 14 показан схематический поперечный разрез воздухозаборника, изображенного на фиг. 13, после закрытия заслонки.
В принципе, одинаковые или подобные компоненты обозначены одинаковыми ссылочными позициями.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг. 1-4 показан летательный аппарат 10 в виде летающего крыла с большой степенью маскировки. В летательном аппарате 10, по существу с плоской формой, подобной форме воздушного змея, все отверстия двигателя (впускное отверстие 12 и выпускное отверстие 14) расположены на верхней стороне.
Два двигателя 16 расположены по бокам симметрично относительно центральной оси летательного аппарата 10 против направления движения 18 летательного аппарата 10. Кроме того, также симметрично относительно центральной оси расположен связанный с каждым двигателем 16 воздухозаборник 20, посредством которого воздух подается к соответствующему двигателю 16, и выпускной патрубок 22, через который воздух, сжатый двигателем 16, выбрасывается назад (в направлении, противоположном движению 18).
В этом случае воздух поступает во впускное отверстие 12, направленное в сторону направления движения 18, а затем проходит в воздуховод 24, ведущий к двигателю 16. Воздуховод 24 имеет область 26 с изгибом на 180°, проходящую от верхней до нижней части (относительно нормального положения летательного аппарата 10 в полете).
За изогнутой областью 26 воздуховод 24 проходит к двигателю 16. Выпускной патрубок 22 имеет область 28 с изгибом на 180°, проходящую перпендикулярно к изгибу области 26. За областью 28 выпускной патрубок 22 проходит в выпускное отверстие 14.
На фиг. 1 и 2 показан объект 30 (птица), летящий в один из воздухозаборников 20 в направлении против направления движения 18 летательного аппарата 10.
Летательный аппарат 10, показанный на фиг. 1-4, имеет воздухозаборник 20 или два воздухозаборника 20 с областью проникновения, как более подробно показано на нижеследующих чертежах.
На фиг. 5 и 6 показано, что воздухозаборник 20 может иметь часть 40, выполненную в форме ракушки, которая выступает (вверх) из летательного аппарата 10. Когда объект 30 достигает воздухозаборника 20, он входит в контакт с внутренней поверхностью части 40, другими словами, он входит в контакт с поверхностью удара или областью 42 удара, расположенной за впускным отверстием 12. Область удара расположена в области 26 изгиба воздуховода 24.
В варианте выполнения, показанном на фиг. 5 и 6, вся часть 40, выступающая из летательного аппарата 10, выполнена как область 44 проникновения, то есть она состоит, например, из материала, разрушающегося при ударе объекта 30 или отрывающегося от летательного аппарата 10 или воздухозаборника 20. Заданная точка 44 разрушения может включать покрытие воздухозаборника 20, которое выступает из летательного аппарата 10. Объект 30, входящий в контакт с областью 44 проникновения, разрушает ее и, таким образом, не доходит до двигателя 16, так как вновь покидает летательный аппарат 10.
В варианте выполнения, показанном на фиг. 7 и 8, область 44 проникновения выполнена в части 40, выступающей из летательного аппарата 10 и ведущей в полость 46. Область 44 проникновения, показанная на фиг. 6 и 7, также может сдержать материал, разрушающийся или отрывающийся от летательного аппарата 10 или воздухозаборника 20 при ударе объекта 30. Объект 30, входящий в контакт с заданной точкой 44 разрушения, разрушает ее и, таким образом, не проходит в двигатель 16, так как попадает в полость 46.
На фиг. 9 показано поперечное сечение воздухозаборника 20, в котором область 44 проникновения проходит от внутренней стенки 48 до наружной стенки 50 воздухозаборника 20 (или до выступающей части 40). Область 44 проникновения содержит материал 52, через который может проникать объект 30 (например, легкий вспененный материал) и который также может поглощать некоторое количество энергии движения объекта 30. Материал 52 образует часть внутренней стенки 48 воздуховода 24 в области изгиба 26 и покрыт материалом 54, поглощающим радиолокационное излучение. Материал 52 также образует часть наружной стенки 50.
На фиг. 9 также показан наклонный участок 53, расположенный в области 44 проникновения и предназначенный для изменения направления движения объекта 30, проникающего или пролетающего через область 44, на новое направление, которое, например, направлено в сторону от направления движения 18 летательного аппарата 18. При таком способе объект 30 может быть направлен в сторону от компонентных частей, расположенных за воздухосборником 20.
На фиг. 10 показано поперечное сечение воздухозаборника 20, в котором область проникновения образует часть внутренней стенки 48 воздуховода 24 и проходит в полость 46. Полость 46 выполнена с возможностью удерживания в ней объекта 30, который залетает в полость 46 (и при этом, например, не может проломить ее заднюю стенку). В данной полости расположен первый материал 56, который может быть разрушен объектом 30, или через который может пройти объект 30, при этом материал используется в качестве первого поглотителя энергии удара, например, данный материал может поглощать первую часть энергии движения объекта 30. В полости 46 за первым материалом 56 расположен второй материал 58, который может поглощать оставшееся количество энергии движения объекта 30.
На фиг. 11 и 12 показан воздухозаборник 20, аналогичный воздухозаборнику, изображенному на фиг. 9, но выполненный с заслонкой 60.
Как показано на фиг. 11, заслонка удерживается в открытом положении материалом 52, 54. Заслонка 60 содержит пружинный механизм 62, предварительно напряженный таким образом, что когда объект 60 разрушает материал 54, 52 и/или удаляет его, заслонка 60 закрывается (см. фиг. 12). Как показано на фиг. 12, заслонка 60 находящаяся в закрытом положении, образует часть внутренней стенки 48 и воздуховода 24.
На фиг. 13 и 14 показан воздухозаборник 20, аналогичный воздухозаборнику, изображенному на фиг. 10, но выполненный с заслонкой 60, аналогичной заслонке, показанной на фиг. 11 и 12. На фиг. 13 показано, что материал 54, 56, 58 удерживает заслонку в открытом положении. На фиг. 14 показана заслонка 60 в закрытом положении после удаления и уплотнения материала 54, 56, 58 объектом 30.
В дополнение необходимо отметить, что термин «содержащий» не исключает каких-либо других компонентов или этапов, а единственное число или числительное «один» не исключает множественного количества. Кроме того, необходимо отметить, что признаки и этапы, описанные со ссылкой на один из вышеприведенных иллюстративных вариантов выполнения, также могут быть использованы в сочетании с другими признаками или этапами других вышеприведенных иллюстративных вариантов выполнения. Ссылочные позиции, использованные в формуле изобретения, не следует рассматривать как ограничительные.
Claims (16)
1. Воздухозаборник (20) для подачи воздуха в двигатель (16) летательного аппарата (10), содержащий:
впускное отверстие (12) для всасывания воздуха, направленное в сторону направления движения (18) летательного аппарата (10), и
воздуховод (24), проходящий между указанным отверстием (12) и двигателем (16), при этом воздуховод (24) изогнут таким образом, что в воздуховоде (24) за указанным отверстием (12) относительно направления движения (18) летательного аппарата расположена область (42) удара с обеспечением контакта объекта (30), влетающего в отверстие (12), с областью (42) удара,
при этом область (42) удара имеет заданную область (44) разрушения, которая расположена в части (40) воздухозаборника (20), выполненной в форме ракушки, причем заданная область (44) разрушения выступает из летательного аппарата (10) и выполнена с возможностью отделения от летательного аппарата (10) при ударе сталкивающегося объекта (30).
2. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором заданная область (44) разрушения проходит от внутренней стенки (48) воздуховода (24) до наружной стенки (50) воздухозаборника (20) с обеспечением прохождения через заданную область (44) разрушения объекта (30), входящего в контакт с заданной областью (44) разрушения, и покидания указанным объектом летательного аппарата (10).
3. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором заданная область (44) разрушения имеет полость (46), в которой удерживается объект (30), входящий в контакт с заданной областью (44) разрушения.
4. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором заданная область (44) разрушения содержит материал (52, 56, 58), по меньшей мере частично поглощающий энергию удара сталкивающегося объекта (30).
5. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором заданная область (44) разрушения содержит первый материал (56), предназначенный для поглощения первой части энергии удара сталкивающегося объекта (30), и второй материал (58), расположенный за первым материалом (56)относительно направления 12 движения (18) летательного аппарата (10) и предназначенный для поглощения остальной части энергии удара.
6. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором в полости (46), служащей для удержания сталкивающегося объекта (30), расположен материал (56, 58), предназначенный для поглощения энергии удара.
7. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором в заданной области (44) разрушения расположен наклонный участок (53), который изменяет направление объекта (30), проникающего в заданную область (44) разрушения в первом направлении, на другое направление.
8. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором в заданной области (44) разрушения расположена заслонка (60), которая в закрытом положении образует часть внутренней стенки (48) воздуховода (24).
9. Воздухозаборник (20) по п. 8, в котором заслонка (60) предварительно нагружена посредством пружинного механизма (62) так, что заслонка (60) после проникновения сталкивающегося объекта (30) в область (44) разрушения закрывает внутреннюю стенку (48) воздуховода (24).
10. Воздухозаборник (20) по п. 1, в котором поверхность заданной области (44) разрушения в воздуховоде (24) выполнена с материалом (54), поглощающим радиолокационное излучение.
11. Воздухозаборник (20) по одному из пп. 1-10, в котором воздуховод (24) в районе заданной области (44) разрушения имеет изгиб по меньшей мере под 90°.
12. Летательный аппарат (10), содержащий воздухозаборник (20) по одному из пп. 1-11 и двигатель (16), расположенный со смещением относительно впускного отверстия (12) воздухозаборника (20).
13. Летательный аппарат (10) по п. 12, в котором двигатель (16) расположен против направления движения летательного аппарата (10).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102012023718.9A DE102012023718A1 (de) | 2012-12-05 | 2012-12-05 | Einlauf für ein Triebwerk eines Luftfahrzeugs |
| DE102012023718.9 | 2012-12-05 | ||
| PCT/DE2013/000712 WO2014086329A2 (de) | 2012-12-05 | 2013-12-02 | Einlauf für ein triebwerk eines luftfahrzeugs |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015123293A RU2015123293A (ru) | 2017-01-13 |
| RU2655977C2 true RU2655977C2 (ru) | 2018-05-30 |
Family
ID=50002380
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015123293A RU2655977C2 (ru) | 2012-12-05 | 2013-12-02 | Воздухозаборник для двигателя летательного аппарата |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9889945B2 (ru) |
| EP (1) | EP2928774B1 (ru) |
| CN (1) | CN105050897A (ru) |
| DE (1) | DE102012023718A1 (ru) |
| IL (1) | IL239185A0 (ru) |
| RU (1) | RU2655977C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014086329A2 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2995556B1 (en) * | 2014-09-12 | 2018-11-07 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | An aircraft with an air intake for an air breathing propulsion engine |
| CN106218865A (zh) * | 2016-09-13 | 2016-12-14 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种飞机前体涡流动控制装置 |
| US10245540B2 (en) * | 2017-01-09 | 2019-04-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inertial particle separator for engine inlet |
| US10814981B2 (en) * | 2018-03-13 | 2020-10-27 | Goodrich Corporation | Ram air inlets having radar absorbing material |
| US11124310B2 (en) * | 2018-04-10 | 2021-09-21 | DMS Aviation Services, LLC | Pressure recovery device for an aircraft engine air intake |
| CA3064652A1 (en) | 2018-12-07 | 2020-06-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Static take-off port |
| CN115370482B (zh) * | 2022-10-24 | 2023-03-07 | 成都纵横大鹏无人机科技有限公司 | 一种飞行器进气装置及进气方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4713934A (en) * | 1981-11-21 | 1987-12-22 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine air intake |
| WO2002012690A1 (en) * | 2000-08-03 | 2002-02-14 | Bae Systems Plc | Air intake duct |
| RU2182670C2 (ru) * | 1996-03-28 | 2002-05-20 | Дзе Боинг Компани | Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием |
| RU2271964C1 (ru) * | 2004-10-28 | 2006-03-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Защитное устройство воздухозаборника летательного аппарата |
| RU80431U1 (ru) * | 2008-09-30 | 2009-02-10 | Виктор Евгеньевич Щепетов | Устройство защиты газотурбинного двигателя самолета от посторонних предметов и птиц |
| DE102010023938A1 (de) * | 2010-06-16 | 2011-12-22 | Eads Deutschland Gmbh | Angetriebenes Fluggerät, insbesondere als Nurflügler und/oder mit geringer Radarsignatur ausgebildetes Fluggerät |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE888510C (de) * | 1943-07-01 | 1953-09-03 | Daimler Benz Ag | Als Hohlkoerper ausgebildete Luftauffangvorrichtungen an Fahrzeugen, beispielsweise Windhutzen, Nabenverkleidungen, Motor- bzw. Kuehler-hauben od. dgl. an Luftfahrzeugen |
| DE914920C (de) * | 1943-10-16 | 1954-07-12 | Emma Schmidt Geb Tamm | Verfahren und Einrichtung zur Erzielung guenstiger Stroemungsverhaeltnisse an kruemmerartigen Lufthutzen |
| US3329377A (en) * | 1965-10-11 | 1967-07-04 | United Aircraft Canada | Protection for aircraft engines against snow, ice and airborne particles |
| US3971218A (en) * | 1974-12-26 | 1976-07-27 | Delaval Turbine Inc. | Means for preventing an engine turbocharger from being damaged by foreign objects |
| US4354346A (en) * | 1979-05-24 | 1982-10-19 | British Aerospace | Intake ducts for aircraft jet propulsion plant |
| CA1116418A (en) * | 1979-07-18 | 1982-01-19 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Vane fairing for inertial separator |
| US4456458A (en) * | 1982-09-20 | 1984-06-26 | The De Havilland Aircraft Of Canada, Limited | Air intake system for engine |
| US4617028A (en) * | 1983-11-03 | 1986-10-14 | General Electric Company | Aircraft engine air intake including a foreign object separator |
| GB2149017B (en) * | 1983-11-03 | 1988-01-27 | Gen Electric | Aircraft engine air intake including a foreign object separator |
| DE3713875C1 (en) * | 1987-04-25 | 1988-07-07 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Air inlet on aircraft |
| DE3901010C1 (ru) * | 1989-01-14 | 1990-08-23 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
| US4972672A (en) * | 1989-09-28 | 1990-11-27 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Controlled bypass inlet duct |
| US5697394A (en) | 1993-03-02 | 1997-12-16 | United Technologies Corporation | Low observable engine air inlet system |
| US5725180A (en) * | 1995-12-29 | 1998-03-10 | General Electric Company | Aircraft engine pitot plenum intake |
| US5779189A (en) * | 1996-03-19 | 1998-07-14 | Lockheed Martin Corporation | System and method for diverting boundary layer air |
| FR2921901B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2011-03-18 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air |
| DE102009010524A1 (de) * | 2009-02-25 | 2010-09-02 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbopropantrieb mit Druckpropeller |
| DE102009055879A1 (de) * | 2009-11-26 | 2011-06-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeugenteisungsvorrichtung und Triebwerksgondel einer Fluggasturbine mit Enteisungsvorrichtung |
-
2012
- 2012-12-05 DE DE102012023718.9A patent/DE102012023718A1/de not_active Withdrawn
-
2013
- 2013-12-02 US US14/649,754 patent/US9889945B2/en active Active
- 2013-12-02 CN CN201380063793.5A patent/CN105050897A/zh active Pending
- 2013-12-02 RU RU2015123293A patent/RU2655977C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-12-02 WO PCT/DE2013/000712 patent/WO2014086329A2/de active Application Filing
- 2013-12-02 EP EP13824291.2A patent/EP2928774B1/de active Active
-
2015
- 2015-06-03 IL IL239185A patent/IL239185A0/en unknown
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4713934A (en) * | 1981-11-21 | 1987-12-22 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine air intake |
| RU2182670C2 (ru) * | 1996-03-28 | 2002-05-20 | Дзе Боинг Компани | Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием |
| WO2002012690A1 (en) * | 2000-08-03 | 2002-02-14 | Bae Systems Plc | Air intake duct |
| RU2271964C1 (ru) * | 2004-10-28 | 2006-03-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Защитное устройство воздухозаборника летательного аппарата |
| RU80431U1 (ru) * | 2008-09-30 | 2009-02-10 | Виктор Евгеньевич Щепетов | Устройство защиты газотурбинного двигателя самолета от посторонних предметов и птиц |
| DE102010023938A1 (de) * | 2010-06-16 | 2011-12-22 | Eads Deutschland Gmbh | Angetriebenes Fluggerät, insbesondere als Nurflügler und/oder mit geringer Radarsignatur ausgebildetes Fluggerät |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2014086329A2 (de) | 2014-06-12 |
| RU2015123293A (ru) | 2017-01-13 |
| DE102012023718A1 (de) | 2014-06-05 |
| US20150314883A1 (en) | 2015-11-05 |
| WO2014086329A3 (de) | 2014-07-31 |
| EP2928774A2 (de) | 2015-10-14 |
| EP2928774B1 (de) | 2017-04-19 |
| IL239185A0 (en) | 2015-07-30 |
| CN105050897A (zh) | 2015-11-11 |
| US9889945B2 (en) | 2018-02-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2655977C2 (ru) | Воздухозаборник для двигателя летательного аппарата | |
| CA2637134C (en) | Device and method for protecting an aircraft component from collision with flying objects | |
| US11668238B2 (en) | Fiber-reinforced aircraft component and aircraft comprising same | |
| ES2593780T3 (es) | Aeronave camuflada | |
| US20110011055A1 (en) | Jet engine air intake guard | |
| US20130294894A1 (en) | Jet Engine With Deflector | |
| WO2015127856A1 (zh) | 飞机用主动式防鸟击方法及装置 | |
| US7938052B2 (en) | Aircraft engine structure-mounted aim-point biasing infrared countermeasure apparatus and method | |
| US20030033795A1 (en) | Jet engine having air net preventing objects from being inhaled | |
| Hannah | Striving for Air Superiority: The Tactical Air Command in Vietnam | |
| EP3371435B1 (en) | Airplane engine bird strike protection guard | |
| CN101885383A (zh) | 飞机引擎防护罩 | |
| KR20170086187A (ko) | 항공기의 조류충돌 방지 장치 | |
| US9689310B2 (en) | Airplane engine bird strike protection guard | |
| RU2723210C1 (ru) | Устройство, предотвращающее попадание летающих объектов в двигатель самолета | |
| RU2463216C1 (ru) | Способ защиты силовой установки противопожарного самолета-амфибии от попадания посторонних предметов и разрушения вихрей на входе в воздухозаборники трдд | |
| RU2088486C1 (ru) | Воздухозаборник самолета | |
| CN208160872U (zh) | 煤气炮防火装置 | |
| UA141595U (uk) | Уніфікований авіаційний пусковий пристрій винищувача четвертого покоління для застосування керованої ракети класу "повітря-повітря" в зворотній направленій дії | |
| CN108313307A (zh) | 飞机引擎进气口防护结构及喷气式飞机 | |
| JPS5914613B2 (ja) | 航空機搭載ガスタ−ビンエンジンの異物吸入防止装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181203 |