ВЕНТИЛЯЦИОННОЕ ВОЗДУХОЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО С ПОДВИЖНЫМ ПЕРЕКРЫВАЮЩИМ СРЕДСТВОМ
AIR VENT INTAKE WITH MOVABLE LAPPING DEVICE

Настоящее изобретение относится к вентиляционному воздухозаборному устройству, содержащему воздушный канал с воздухозаборным отверстием, выполненным с возможностью вентиляции, по меньшей мере, одной замкнутой области в летательном аппарате.
Известно, что такие вентиляционные воздухозаборные устройства широко используются в области авиационной техники в целях смены потока воздуха в замкнутой области, содержащей теплочувствительное оборудование, и/или местах опасной окружающей среды воспламеняющегося или детонационного типа, для которых необходимо обеспечивать непрерывную вентиляцию области для предотвращения опасности нарушения работоспособности оборудования или близкого случайного отказа.
Дело обстоит именно так, в частности, со многими механическими и/или электрическими средствами, расположенными в кольцевом замкнутом пространстве или области между гондолой и наружным кожухом вентилятора и компрессоров турбореактивного двигателя летательного аппарата. Такие средства, например, как автономная цифровая система управления двигателем (fadec), редуктор или коробка передач, маслосборник двигателя, жидкостные компоненты и т.п., обычно закрепленные со всех сторон наружного кожуха и, таким образом, расположенные в замкнутой области, вентилируются наружным воздухом, проникающим в устройство через воздухозаборное отверстие для прохождения через канал, выполненный в гондоле, и рассеяния, на выходе из канала, в замкнутой области. Указанные средства, подобные испускающим масляные или другие пары из этого пространства, вентилируются холодным наружным воздухом, рассеиваемым воздушным каналом, который обеспечивает их заданное функционирование.
Для удовлетворения применимого регулирования, которое требует надлежащей кратности смены воздуха в единицу времени данной замкнутой области, воздушный канал устройства имеет заданное поперечное сечение, обеспечивающее циркуляцию достаточного количества воздуха в канале, для обеспечения на его выходе смены воздуха замкнутой области, содержащей в себе средства, подлежащие вентилированию.
Однако, средства охлаждения и пары, которые подлежат удалению, не вентилируются оптимально известными воздухозаборными устройствами.
Более точно, в этих устройствах, если наружный воздух, проникающий выше по потоку через воздухозаборное отверстие в канал с заданным поперечным сечением устройства и выходящий ниже по потоку последнего, достаточен для надлежащей вентиляции указанных средств, когда летательный аппарат находится в фазе рулежки, в фазе взлета или в фазе стабилизации, то есть при малой скорости, с другой стороны, когда летательный аппарат находится в фазе крейсерского полета на максимальной скорости и высоте, количество воздуха или поток воздуха, выходящий из канала устройства по направлению к вентилируемой области, являются слишком большими. По этой причине, указанные средства переохлаждаются, так как температура наружного воздуха крайне низка на этой крейсерской высоте, что может приводить к нарушениям работоспособности. Более того, проведенные измерения позволили установить то, что в этой фазе полета воздух, циркулирующий в замкнутой области через канал устройства, заменялся вдвое большей степенью, чем необходимо, так что, в частности, автономная цифровая система управления двигателем переохлаждается, что может ухудшить ее надлежащую работу.
Целью настоящего изобретения является устранение этих недостатков и создание воздухозаборного устройства, конструкция которого обеспечивает оптимальную вентиляцию замкнутой области, такой как упомянутая область турбореактивного двигателя, но которая, к тому же, может быть областью фонарей или областью обтекателя фюзеляжа, либо, в некотором смысле, любой областью, более или менее замкнутой и теплочувствительной, транспортного средства, для которой требуется смена потока воздуха.
Соответственно, согласно изобретению создано вентиляционное воздухозаборное устройство, содержащее, по меньшей мере, один воздушный канал с воздухозаборным отверстием, выполненным с возможностью вентиляции, по меньшей мере, одной замкнутой области в летательном аппарате наружным воздухом, входящим выше по потоку через воздухозаборное отверстие в упомянутый канал и выходящим ниже по потоку последнего в упомянутую вентилируемую область, при этом вентиляционное воздухозаборное устройство содержит перекрывающие средства с управляемым подвижным элементом, связанные с упомянутым каналом, и средство управления управляемым подвижным элементом, обеспечивающее изменение поперечного сечения упомянутого канала, характеризующееся тем, что указанное средство управления содержит резервуар переменного объема, присоединенный к управляемому подвижному элементу, и принимающий полное давление, оказываемое воздухом на летательный аппарат, так что поперечное сечение упомянутого канала изменяется в зависимости от скорости и высоты летательного аппарата.
Таким образом, согласно изобретению можно автоматически изменять поперечное сечение канала воздухозаборного устройства перекрывающими средствами с управляемым подвижным элементом и модифицировать согласно фазам полета летательного аппарата поток воздуха, входящего в замкнутую область, и, следовательно, лучше вентилировать установленные средства.
Например, во время крейсерского полета летательного аппарата (на максимальной скорости и высоте) поперечное сечение канала устройства преимущественно уменьшается приведением в действие управляемого подвижного элемента перекрывающих средств, чтобы обеспечивать достаточную вентиляцию и, соответственно, предотвращать переохлаждение используемых на летательном аппарате средств. С другой стороны, когда летательный аппарат находится в фазе рулежки или взлета (на низкой скорости), поперечное сечение канала раскрывается до максимума отведением подвижного элемента перекрывающих средств, чтобы, таким образом, заставить максимальное количество воздуха циркулировать в канале и надлежащим образом обеспечивать вентиляцию в замкнутой области.
Таким образом, благодаря изобретению количество воздуха, отбираемого вентиляционным воздухозаборным устройством, адаптируется к каждой фазе полета, что минимизирует ухудшение эксплуатационных параметров летательного аппарата, обусловленное вентиляцией.
Упомянутый резервуар переменного объема может быть цилиндропоршневым узлом, эластичным баллоном, сильфоном и т.п., которые принимают полное давление, оказываемое воздухом на летательный аппарат, и которые присоединены к управляемому подвижному элементу. Это полное давление принимается в летательном аппарате через отверстие приема давления, и, преимущественно, это отверстие приема давления размещено вблизи воздухозаборного отверстия.
Предпочтительно, по меньшей мере, одно из положений подвижного элемента перекрывающих средств, определяющих минимальное поперечное сечение и максимальное поперечное сечение канала, задается стопором.
Перекрывающие средства с подвижным элементом могут быть расположены на входе канала в воздухозаборном отверстии или на выходе канала в рассеивателе, удлиняющем последний и направляющем воздух в вентилируемую область.
Подвижный элемент перекрывающих средств может иметь несколько разновидностей. Например, он может состоять из упругой пластины, деформируемой против ее собственной упругости средством управления.
Как вариант, перекрывающие средства с подвижным элементом могут содержать, по меньшей мере, одну поворотную заслонку с управляемой осью вращения, удерживаемой в ее плоскости и перпендикулярной воздушному каналу, так что заслонка может поворачиваться между двумя предельными положениями, для которых поперечные сечения канала являются минимальным и максимальным, соответственно.
Когда перекрывающие средства установлены на входе в канал, воздухозаборное отверстие может иметь прямоугольное поперечное сечение, разграниченное попарно противоположными боковыми стенками, а заслонка, в таком случае, установлена на заднем краю отверстия относительно потока воздуха, входящего в последнее, причем ее ось вращения параллельна заднему краю.
Таким образом, когда заслонка находится в положении, продлевающем задний край отверстия наряду с частичным его перекрыванием, поперечное сечение канала является минимальным, за счет чего обеспечивается минимальный поток вентилирующего воздуха по направлению к кольцевому пространству, а когда она находится в положении, выступающем наружу относительно отверстия, поперечное сечение канала в это время является максимальным, за счет чего обеспечивается максимальный поток вентилирующего воздуха по направлению в упомянутое пространство.
Преимущественно, вокруг воздухозаборного отверстия установлена прямоугольная рамка, задняя сторона которой перекрывает продольный задний край поворотной заслонки и служит в качестве стопора для последней, когда она занимает одно или другое из двух своих предельных положений. В дополнение, рамка, которая обрамляет отверстие, может поддерживать ось вращения поворотной заслонки. Таким образом, рамка и заслонка образуют цельный узел, который может быть установлен вокруг отверстия.
В другом варианте осуществления перекрывающие средства с подвижным элементом содержат, по меньшей мере, один поворотный дроссельный клапан с управляемой осью вращения, перпендикулярной воздушному каналу и проходящей в его центре, так что, когда дроссельный клапан находится в положении, параллельном каналу, поперечное сечение последнего является максимальным, а когда дроссельный клапан находится в положении, перпендикулярном каналу, и частично перекрывая его, его поперечное сечение является минимальным.
В этом случае, дроссельный клапан установлен в рассеивателе воздуха канала, а его управляемая ось вращения поддерживается на ее концах противоположными боковыми стенками рассеивателя.
Предпочтительно, также выполнены стопоры внутри рассеивателя для образования двух, соответственно параллельного и перпендикулярного, предельных положений дроссельного клапана относительно канала.
Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи. На чертежах идентичные элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями. На чертежах:
фиг.1 - схематичный вид в частичном разрезе гондолы турбореактивного двигателя с вентиляционным воздухозаборным устройством, очерченным рамкой А, согласно изобретению;
фиг.2 - вид спереди в частичном разрезе по линии II-II с фиг.1 гондолы турбореактивного двигателя, иллюстрирующий различные устройства, подлежащие вентилированию;
фиг.3 и 4 - два варианта устройства согласно настоящему изобретению с различными средствами управления;
фиг.5 - вид в продольном сечении в увеличенном масштабе еще одного варианта осуществления устройства с фиг.1 с поворотной заслонкой, находящейся в положении, обеспечивающем минимальный приток вентилирующего воздуха по направлению в вентилируемое пространство;
фиг.6 - вид сверху устройства по стрелке F с фиг.5;
фиг.7 - вид в поперечном сечении, проходящем через заслонку устройства, по линии VII-VII с фиг.5;
фиг.8 - вид в сечении устройства, подобный виду с фиг.5, в положении, обеспечивающем максимальный приток вентилирующего воздуха;
фиг.9 - вид в продольном сечении еще одного другого варианта осуществления устройства с горизонтальным дроссельным клапаном, находящимся в положении, обеспечивающем минимальный приток вентилирующего воздуха;
фиг.10 и 11 - вид с торца по стрелке G и вид в разрезе по линии XI-XI, соответственно, устройства с фиг.9;
фиг.12 - вид сбоку рассеивателя по стрелке Н с фиг.11;
фиг.13 - вид в сечении устройства, подобный виду с фиг.9, в положении, обеспечивающем максимальный приток вентилирующего воздуха;
фиг.14 - вид с торца по стрелке J с фиг.13 устройства;
фиг.15 - вид в продольном сечении варианта осуществления устройства с вертикальным дроссельным клапаном в положении, обеспечивающем максимальный приток вентилирующего воздуха;
фиг.16 и 17 - вид с торца по стрелке К и вид сверху по стрелке L, соответственно, устройства с фиг.15;
фиг.18 - вид в сечении устройства, подобный виду с фиг.15, в положении, обеспечивающем минимальный приток вентилирующего воздуха;
фиг.19 - вид с торца по стрелке М с фиг.18 устройства.
Вентиляционное воздухозаборное устройство 1 согласно изобретению, разграниченное прямоугольником А на фиг.1, выполнено в гондоле 2 двигателя 3 летательного аппарата, такого как турбореактивный двигатель. Как схематично показано на фиг.1, гондола 2 содержит, как обычно, переднюю воздухозаборную часть 4 для подачи воздуха в двигатель, промежуточную часть 5, окружающую внешний кожух 7 вентилятора 8, компрессоры двигателя и камеры сгорания и турбины, из которой выходит наружный кожух сопла 9 и его конус.
Различные механические и/или электрические элементы оборудования или блоки 10 установлены во внешний кожух 7 вентилятора и компрессоров, то есть в кольцевое пространство или область 11, замкнутую между гондолой 2 и внешним кожухом 7 двигателя 3. На фиг.2 условно показаны некоторые из блоков 10, которые находятся в этой области 11, то есть автономная цифровая система 10А управления двигателем, редуктор 10 В и маслосборник 10С двигателя.
Смена воздуха в замкнутой области 11 для удерживания блоков 10 в надлежащем диапазоне температур и обеспечения их заданного функционирования обеспечивается вентиляционным воздухозаборным устройством 1, которое расположено вверху передней части 4 гондолы 2 и содержит, для этой цели, воздушный канал 12, выполненный в несущей стенке передней части 4 гондолы и соединяющий наружный воздух с замкнутой областью 11. Для этого канал 12 выше по потоку содержит воздухозаборное отверстие 14, а ниже по потоку - рассеиватель 15 (см. также фиг.5, 8, 9, 13 и 15), связанный с пространством, открывающимся в центральную часть 5 гондолы.
Для оптимизации вентиляции воздушный канал 12 слегка наклонен относительно внешней поверхности 4А части 4 гондолы и направлен ниже по потоку к продольной оси двигателя, чтобы принимать и лучше всего проводить наружный холодный воздух в канал, и затем выпускать его по касательной через рассеиватель 15 с двойным выпускным отверстием, как показано стрелками f на фиг.2, по обеим сторонам кольцевого замкнутого пространства 11.
В показанном примере общий профиль канала 12 устройства 1 является слегка пропорционально увеличивающимся, то есть таким, что, после сужения продолжающего его тангенциального воздухозаборного отверстия 14, он слегка расходится по направлению к рассеивателю 15, а его поперечное сечение, разграниченное боковыми стенками 16, является прямоугольным.
Согласно настоящему изобретению поперечное сечение канала 12 является регулируемым благодаря перекрывающим средствам 17 с управляемым подвижным элементом. Таким образом, можно уменьшать или увеличивать количество или поток вентилирующего воздуха, циркулирующего в канале 12 по направлению в замкнутую область 11, в зависимости от скорости и высоты летательного аппарата, как схематично проиллюстрировано на фиг.3 и 4.
На этих чертежах управляемый подвижный элемент перекрывающих средств 17 образован упругой пластиной 6, размещенной в отверстии 14 по всей его ширине и прикрепленной к внешней поверхности 4А передней части 4 гондолы. В дополнение, перекрывающие средства 17, показанные на фиг.3 и 4, содержат средство 17А или 17В управления, соответственно, обеспечивающее автоматическое воздействие на упругую пластину 6 против ее собственной упругости. Средство 17А управления согласно фиг.3 является пневматическим цилиндром, тогда как средство 17В управления по фиг.4 является эластичным баллоном или сильфоном. Полость пневматического цилиндра 17А и сильфона 17В находится в сообщении посредством трубопровода 20 с отверстием 14А приема давления, выполненным на периферии отверстия 14 и принимающим полное давление (или давление Пито) воздуха на гондоле 2 двигателя 3 летательного аппарата. Естественно, для того чтобы не разрывать воздушный поток внутри канала 12, трубопровод 20 может проходить снаружи последнего.
Если полное давление является низким, то цилиндр 17А и сильфон 17В находятся во втянутом положении, а упругая пластина 6 занимает положение 6.1, примыкая к цилиндру 17А или сильфону 17В и расширяя стенки воздухозаборного отверстия 14 и/или канала 12. Следовательно, в таком случае канал 12 имеет максимальное поперечное сечение, обеспечивающее максимальный воздушный поток в область 11.
С другой стороны, если полное давление возрастает, то цилиндр 17А и сильфон 17В расширяются и толкают упругую пластину 6, которая, в таком случае, выступает в воздухозаборное отверстие 14 и/или канал 12. Таким образом, в зависимости от значения полного давления, пластина 6 может принимать множество выступающих положений 6.2, в результате частично перекрывая канал 12. Когда полное давление достигает его максимального значения, соответствующего максимальной скорости и максимальной высоте летательного аппарата, пластина 6 перекрывает канал 12, так что последний имеет минимальное поперечное сечение, обеспечивающее минимальный воздушный поток в область 11.
В варианте осуществления, показанном на фиг.5-8, управляемый подвижный элемент перекрывающих средств 17 устройства 1 образован поворотной заслонкой 18, расположенной в прямоугольном воздухозаборном отверстии 14 канала 12 и жестко прикрепленной к оси 19 вращения, которая может посредством средства 17А или 17В управления поворачивать заслонку 18 между двумя несовпадающими предельными положениями, для которых поперечное сечение канала 12 в отверстии 14 является минимальным (см. фиг.5) или максимальным (см. фиг.8).
В частности, заслонка 18 установлена относительно направления потока наружного воздуха в канале (стрелка f на фиг.3) впереди заднего края 16А прямоугольного отверстия 14, образуя соединение между внешней поверхностью 4А части 4 гондолы и соответствующей стенкой 16 В (верхняя часть на фиг.5) канала. Ось 19 вращения заслонки параллельна заднему краю 16А и, в этом примере, состоит из двух идентичных концевых деталей 21, установленных на соответственных концах осевого перепускного канала 22, выполненного в продольном краю 23 заслонки, повернутой параллельно заднему краю 16А воздухозаборного отверстия 14.
Как показано, в частности, на фиг.6 и 7, длина заслонки 18 по существу соответствует ширине прямоугольного отверстия 14, а ее ширина, как и следовало ожидать, является меньшей, чем длина отверстия для частичного перекрывания последнего. Концевые детали 21 зацепляются, соответственно, посредством отверстий 16F в противоположных стенках 16С и 16D канала и, таким образом, поддерживают упомянутую заслонку. Чтобы обеспечить поворотное соединение двух концевых деталей 21 с заслонкой 18, два штифта или нагеля 24 радиально пересекают концевые детали и заслонку. При этом, чтобы обеспечить поворот заслонки 18 между ее двумя предельными положениями или любым другим промежуточным положением, снаружи воздушного канала 12 предусмотрен рычаг 25, жестко прикрепленный с возможностью поворота к одной из концевых деталей 21. Этот рычаг 25 присоединен, через соединение 26, к средству 17А или 17В управления.
В положении, проиллюстрированном на фиг.5, видно, что заслонка 18, которая расширяет задний край 16А, удерживается в плоскости воздухозаборного отверстия 14 и, таким образом, частично перекрывает его. Таким образом, поперечное сечение воздушного коридора канала в этой точке, ограниченное свободным продольным краем 27 заслонки, а также верхней стенкой 16Е и боковыми стенками 16С и 16D канала, уменьшается и, в этом случае, является минимальным.
Такая конфигурация заслонки 18, уменьшающая поперечное сечение канала 12, в этом случае обеспечивает минимальный воздушный поток в вентилируемую область 11, содержащую блоки 10, и является предпочтительной, в частности, если летательный аппарат находится в крейсерском полете, то есть на большой высоте и высокой скорости, для предотвращения переохлаждения блоков 10.
Более того, как показано на фиг.5-7, вокруг воздухозаборного отверстия 14 посредством винтов 29 установлена прямоугольная рамка 28, таким образом ограничивающая отверстие. Внешняя задняя сторона 30 рамки, прикрепленная к заднему краю 16А, частично перекрывает продольный край 23 заслонки 18 и образует, как показано на фиг.5, стопор 31, фиксирующий предельное положение, занимаемое заслонкой, и, таким образом, предотвращающий ее от поворачивания дальше по направлению влево согласно фиг.5 и слишком сильного уменьшения поперечного сечения воздушного канала 12.
Кроме того, рамка 28, которая обрамляет отверстие 14, может поддерживать посредством ее боковых сторон, параллельных стенкам 16С, 16D, ось 19 вращения поворотной заслонки 18 и составляет с ней единый узел, установленный посредством привинчивания на часть 4 гондолы.
Как показано на фиг.8, под действием средства 17А или 17В управления и через соединение 26, рычаг 25 поворачивается под углом в направлении по часовой стрелке (углом AG), перемещая при своем повороте заслонку 18 посредством концевых деталей 21 и штифтов 24. В этом случае заслонка 18 выступает наружу относительно воздухозаборного отверстия 14 и дополнительно открывает его, так что поперечное сечение канала 12 увеличивается и находится при максимуме в этом еще одном предельном положении заслонки, обеспечивая максимальный воздушный поток в вентилируемую область 11, содержащую различные блоки. Опять-таки, это предельное положение заслонки зафиксировано соприкосновением выреза 32, выполненного на внешней поверхности края 23 заслонки 18, с задней стороной 30 рамки 28, образующей стопор 31.
Такая конфигурация заслонки 18, в частности, желательна, когда скорость летательного аппарата является низкой, более точно, во время фаз рулежки, взлета или стабилизации. Воздух в замкнутой области, таким образом, заменяется несколько раз за единицу времени.
Естественно, благодаря средству 17А или 17В управления, воздушный поток, рассеиваемый в область 11, может модулироваться между двумя, максимальным и минимальным, значениями согласно значению полного давления, принимаемого отверстием 14А.
В варианте осуществления, показанном на фиг.9-12, перекрывающие средства 17 с управляемым подвижным элементом устройства 1 образованы поворотным дроссельным клапаном 35, ось 36 вращения которого является не только перпендикулярной упомянутому каналу 12, но также и горизонтальной по отношению к последнему, и проходит в его центре.
Более точно, поворотный дроссельный клапан 35 установлен в рассеивателе 15 канала 12, то есть на его выходе, и, как показано на фиг.9 и 10, рассеиватель прикреплен к задней части 4 гондолы 2 крепежными элементами 37, такими как винты, и его расходящийся двойной выход 15А, показанный на фиг.11, рассеивает воздух в кольцевое пространство 11 с обеих его сторон.
Конструктивно, ось 36 вращения дроссельного клапана пересекает центральный перепускной канал 38, выполненный в корпусе дроссельного клапана, и поддерживается на ее концах противоположными боковыми стенками 15В, 15С рассеивателя, посредством подогнанных отверстий 15Н, выполненных в последних, как показано на фиг.11. Как и в предыдущем варианте осуществления штифты или нагели 24 обеспечивают вращательное соединение оси 36 с дроссельным клапаном 35.
Более того, как показано на фиг.9-11, внутри рассеивателя 15 имеются промежуточные разделительные перегородки 15D, через которые в осевом направлении проходит корпус дроссельного клапана 35. В дополнение к обеспечению усиления рассеивателя и улучшения проведения холодного воздуха в кольцевое пространство 11, перегородки 15D образуют стопоры 15Е, 15F для двух предельных положений, которые могут быть заняты дроссельным клапаном 35.
Например, согласно фиг.9-11 поворотный дроссельный клапан под действием средства 17А или 17В управления присоединен посредством соединения 26 к внешнему рычагу 25, жестко прикрепленному к оси 36 (см. фиг.11), в положении, перпендикулярном воздушному каналу 12, так что поперечное сечение последнего уменьшено и является минимальным, поскольку он частично перекрыт створками 35А, 35В дроссельного клапана 35. Что касается варианта осуществления, показанного на фиг.5-7, такая конфигурация является предпочтительной, когда летательный аппарат находится в крейсерском полете, по соображениям, приведенным ранее. В таком случае, в этом предельном положении одна из створок 35А дроссельного клапана нажимает на одну из сторон прилива 15G, выполненного соосно в каждой промежуточной перегородке 15D, таким образом фиксируя упомянутое положение. В таком случае сторона каждого прилива определяет стопор 15Е.
По размерам, как, в частности, показано на фиг.10 и 11, ширина дроссельного клапана по существу равна соответствующему горизонтальному размеру прямоугольного канала, тогда как его высота (см. фиг.9 и 10) является меньше другого, вертикального размера канала, для обеспечения заданного минимального воздушного потока над и под заслонками дроссельного клапана в кольцевое пространство, когда он занимает положение, проиллюстрированное на фиг.10 и 11 и перпендикулярное потоку f воздуха в канале 12.
В другом из его предельных положений, проиллюстрированных на фиг.11 и 12, под действием средства 17А или 17В управления, повернувшим рычаг 25 на 90° (угол AG на фиг.12), и, следовательно, ось 36, дроссельный клапан 35 находится в горизонтальном положении, параллельном воздушному каналу 12, так что в этом случае поперечное сечение последнего является максимальным. Другая створка 35В дроссельного клапана, которая повернулась на 90°, прижата к другой стороне прилива 15G, выполненного в каждой из промежуточных перегородок 15D, причем указанная другая сторона образует стопор 15F. При этом максимальный воздушный поток проходит через рассеиватель канала, чтобы таким образом вентилировать чувствительные блоки 10 и опасные испарения, находящиеся в кольцевом пространстве 11, в частности, когда скорость летательного аппарата является низкой.
В другом варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.15-17, перекрывающие средства 17 с управляемым подвижным элементом устройства 1 также образованы поворотным дроссельным клапаном 35, но его ось 36 вращения, которая все еще является перпендикулярной каналу 12, в этом случае установлена вертикально по отношению к последнему и проходит в его центре.
В этом случае, высота дроссельного клапана 35 по существу равна соответствующему вертикальному размеру прямоугольного канала 12, тогда как его ширина является меньше горизонтального размера канала, для обеспечения заданному минимальному воздушному потоку возможности прохождения с обеих боковых сторон заслонок 35А, 35В дроссельного клапана в кольцевое пространство, когда он занимает предельное положение, проиллюстрированное на фиг.18 и 19, перпендикулярное каналу, и заданному максимальному воздушному потоку, когда он занимает другое предельное положение, соединенное с каналом, проиллюстрированное на фиг.15 и 16.
Конструктивно, этот вариант осуществления изобретения подобен предыдущему варианту осуществления, в котором дроссельный клапан 35 жестко прикреплен к оси 36 вращения, поддерживаемой боковыми стенками, в этом случае - верхом и низом 15В, 15С рассеивателя, также прикрепленного к заднему участку части 4 гондолы. На одном из концов оси 36 вращения установлен рычаг 25, присоединенный с возможностью поворота к оси и выполненный с возможностью поворотного управления элементом 17А или 17В перемещения через соединение 26.
Поворот на 90° рычага (угол AG на фиг.17) управляет дроссельным клапаном 35 посредством оси 36 через штифты 24, причем дроссельный клапан может принимать либо положение, параллельное каналу (см. фиг.15 и 16), для которого поперечное сечение канала является максимальным (поскольку створки 35А и 35В находятся соосно с каналом) и обеспечивает максимальный воздушный поток в кольцевое пространство 11 через рассеиватель 15 с двойным выпускным отверстием 15А, либо положение, перпендикулярное каналу (см. фиг.18 и 19), для которого поперечное сечение канала является минимальным (поскольку створки дроссельного клапана перпендикулярны каналу, частично его перекрывая) и обеспечивает минимальный воздушный поток в кольцевое пространство 11.
Естественно, независимо от используемого варианта осуществления, любое другое промежуточное положение подвижного элемента (заслонки, дроссельного клапана) перекрывающих средств 17 между двумя предельными положениями получается благодаря средству 17А и 17В управления, для модулирования наилучшим образом требуемого вентиляционного воздушного потока изменением поперечного сечения канала, главным образом в зависимости от скорости и высоты летательного аппарата.