ЗАЩИТНОЕ УСТРОЙСТВО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT AIR INTAKE PROTECTION DEVICE

Изобретение относится к авиационному оборудованию, в частности к воздухозаборникам турбореактивных двигателей.
Известны устройства для защиты воздухозаборника летательного аппарата, основанные на сепарации посторонних предметов, содержащие размещенные во входном канале между воздухозаборником и реактивным двигателем либо неподвижные лопатки, установленные под углом к направлению движения воздуха /см. патент США №3362155, кл.60-39.09, 1968/ [1], либо одноступенчатый ротор с повернутыми к продольной оси радиальными лопатками и приводом /см. патент США №3979903, кл.60-39.09, 1976/ [2], либо подвижную ромбовидную панель с возможностью возвратно-поступательных перемещений / см. патент РФ на изобретение №2205135, кл. В64D 33/02, F02С 7/05, 2001/ [3], либо защитные элементы аэродинамической формы, выполненные из волокнистых, проволочноподобных, пленкоподобных или пластмассовых деталей /см. патент РФ на изобретение №1658825, кл. F02С 7/05, 1981/ [4].
Недостатками всех известных устройств являются значительные сложность конструкции, вес, габариты за счет сложности приводных механизмов, низкие эффективность и надежность защиты, большие гидравлические сопротивления на входе в двигатель на нерабочих режимах со значительными возмущающими воздействиями на поток.
Известны также защитные устройства воздухозаборника летательного аппарата, имеющие возможность удаления защитных элементов из канала воздухозаборника на нерабочих режимах, выполненные в виде соединенных со штоками гидроцилиндров управления либо поворотных защитных экранов сеточного типа /см. патент РФ на изобретение №2205136, кл. В64D 33/02, F02С 7/05, 2001/ [5], либо аэродинамических элементов в форме малого крыла / см. патент РФ на изобретение №2168646, кл. F02С 7/05, В64D 33/02, 1999/ [6].
Недостатком известных защитных элементов и устройств является предельная сложность как самой конструкции, так и механизмов управления, большой вес и габариты, что резко ограничивает возможность их использования.
Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является защитное устройство воздухозаборника летательного аппарата, содержащее две последовательно установленные вдоль канала воздухозаборника секции, каждая из которых представляет собой каркас с закрепленной на нем сеткой и имеет возможность синхронного поворота на осях с помощью механизмов регулирования кинематической связи секций и управления силовым приводом так, что в выпущенном положении секции закрывают сечение канала с перекрытием передних краев секций, а в убранном положении образуют фрагменты стенок канала воздухозаборника /см. патент РФ на изобретение №2271964, кл. В64D 33/02, F02С 7/055, 2004/ [7], принятое за прототип.
Недостатками устройства-прототипа являются предельная сложность конструкции, большой вес и габариты вследствие сложности механизмов регулирования синхронной кинематической связи секций и управления силовым приводом их поворота.
Сущность изобретения заключается в создании конструкции защитного устройства воздухозаборника летательного аппарата, обладающей предельной простотой за счет возможности синхронного перекрытия защитными элементами канала воздухозаборника и также синхронной уборки этих элементов с образованием ими фрагментов стенки канала, соответственно, в рабочем и нерабочем режимах защитного устройства без применения сложных механизмов управления и регулирования с использованием материалов с особыми физическими свойствами.
Технический результат - упрощение конструкции защитного устройства, уменьшение его веса и габаритов.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном защитном устройстве воздухозаборника летательного аппарата, содержащем ряд установленных последовательно вдоль канала воздухозаборника секций в виде каркаса с сеткой, имеющих возможность синхронного поворота с помощью силового привода так, что в выпущенном положении секции закрывают сечение канала с перекрытием соседними секциями передних краев, а в убранном положении образуют фрагменты стенок канала воздухозаборника, согласно изобретению силовой привод выполнен в виде системы пластинок, выполненных из сплавов с эффектом термомеханической памяти формы с различными температурными порогами срабатывания, нарастающими в направлении загиба концов пластинок и характеризующихся релейным фиксированным выпрямлением соответствующих пластинок в рабочем положении и перпендикулярно продольной оси канала, одни концы пластинок загнуты на угол 90 градусов в направлении набегающего потока до упругого прижатия секций к стенкам канала, причем секции прикреплены к одним концам пластинок, другие концы которых закреплены консольно последовательно в стенках вдоль канала с двух противоположных сторон и подключены к источнику электрического тока.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 схематично изображен воздухозаборник с предлагаемым устройством, общий вид с продольным разрезом, в нерабочем режиме устройства; на фиг.2 - то же в рабочем режиме устройства; на фиг.3 - вид А на фиг.2.
Защитное устройство воздухозаборника летательного аппарата от попадания посторонних предметов содержит ряд установленных последовательно вдоль канала 1 воздухозаборника 2 секций 3, 4, 5, 6, 7, 8…, каждая из которых состоит из каркаса 9, 10… с вставленной в него сеткой 11, 12… /в предлагаемой конструкции воздухозаборник 2 с круглым поперечным сечением канала 1 и секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… выполнены в форме превышающей полукруг части круга для перекрытия соседними секциями передних краев/. При этом секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… имеют возможность синхронного поворота с помощью силового привода так, что в выпущенном положении /рабочий режим, см. фиг.2 и фиг.3/ секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… закрывают сечение канала 1 с перекрытием соседними секциями 3, 4; 4, 5; 5, 6; 6, 7; 7, 8… и т.д. передних краев, а в убранном положении /нерабочий режим, см. фиг.1/ образуют фрагменты стенок 13 канала 1 воздухозаборника 2. Силовой привод секций 3, 4, 5, 6, 7, 8… выполнен в виде системы пластинок 14, 15…, выполненных из сплавов с эффектом термомеханической памяти формы с различными температурными порогами срабатывания, нарастающими в направлении загиба концов пластинок 14, 15…, и характеризующихся релейным фиксированным выпрямлением соответствующих пластинок 14, 15… в рабочем положении при достижении их материалом заданного температурного порога перпендикулярно продольной оси канала 1, при этом одни концы пластинок 14, 15…, обращенные внутрь канала 1, загнуты на угол 90 градусов в направлении набегающего на воздухозаборник 2 потока до упругого прижатия секций 3, 4, 5, 6, 7, 8… к стенкам 13 канала 1, причем секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… прикреплены к одним концам пластинок 14, 15…, другие концы которых закреплены консольно последовательно в стенках 13 вдоль канала 1 с двух противоположных сторон и подключены с помощью специальных шин 16, 17 к источнику электрического тока /на чертежах последний не показан/. В качестве материала для изготовления пластинок 14, 15… с термомеханической памятью формы использован никелид титана /нитинол/ TiNi, относящийся к классу интерметаллических соединений и наиболее широко применяемый на практике для подобных целей. Температурный порог срабатывания в достаточно узком диапазоне зависит от их стехиометрического состава, а именно от содержания Ni в % /ат/. Регулируя содержание Ni в пределах от 50% /ат/ до 51 % /ат/ в сторону увеличения можно так же в сторону увеличения изменять температурный порог срабатывания сплавов ТiNi. Данный физический процесс изготовления материалов с эффектом ПМФ - памяти механической формы, связанный с особенностями термоупругого мартенсита, деформациями в мартенситной фазе, реализуемой через двойникование, прямым и обратным мартенситным превращениями и т.д., хорошо описан в специальной литературе и нет смысла на этом подробно останавливаться. Следует только отметить, что у каждой из пластинок 14, 15… и т.д. для крепления секций 3, 4, 5, 6, 7, 8… в направлении их загиба, то есть в направлении набегающего потока воздуха /на фиг.1 и фиг.2 - это слева направо/, температурный порог срабатывания увеличивается от пластинки к пластинке за счет увеличения %-го содержания Ni в сплаве ТiNi примерно на Δt=10-15 градусов. В исходном состоянии устройства /нерабочий режим, фиг.1 / крайняя секция 8 справа прикреплена с внутренней стороны к загнутому вправо свободному концу соответствующей пластинки и упруго прижата последней к стенке 13 канала 1. Следующая в направлении справа налево вдоль канала 1 секция 7 находится с противоположной стороны канала 1 и также прижата соответствующей пластинкой к противоположной стенке 13. Далее влево секция 6 уже опять по ту же сторону канала, что и секция 8, прижата к стенке канала, накладываясь на секцию 8. Таким образом, в исходном нерабочем режиме все секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… образуют фрагменты стенок канала воздухозаборника.
Работа предлагаемого защитного устройства происходит следующим образом.
В нерабочих режимах устройства, то есть практически в любое время, кроме взлета и посадки самолета, электрический сигнал с источника тока на шины 16, 17 не подается, и устройство находится в исходном состоянии /см. фиг.1/. При этом секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… защитных элементов прижаты к стенкам 13 корпуса 1 воздухозаборника 2, образуя фрагменты стенок, и практически не препятствуют прохождению воздушного потока на вход двигателя. В рабочих режимах устройства, то есть в основном во время взлета и посадки самолета, включается источник тока и электрический сигнал через шины 16, 17 подается на пластины 14, 15… с термомеханической памятью формы. Первой до температуры, соответствующей ее температурному порогу срабатывания, нагревается крайняя слева пластина 14, при этом она скачком /релейно/ выпрямляется, и секция 3 с защитным элементом, закрепленная на пластине 14, занимает положение, перпендикулярное продольной оси канала 1 /см. фиг.2/, перекрывая верхнюю его часть. Далее с диапазоном в несколько секунд, необходимых для повышения температуры нагрева на Δt≈10-15 градусов, срабатывает пластина 15, и секция 4 перекрывает нижнюю часть канала 1, причем наложение секции 4 на секцию 3 происходит с перекрытием их передних краев и упругим прижатием друг к другу. Далее поочередно через заданные интервалы температур срабатывают все пластинки, и секции 3, 4, 5, 6, 7, 8… надежно перекрывают канал 1 /см. фиг.2 и фиг.3/ /при этом может быть выполнено любое число секций для надежного перекрытия, либо повышение температуры производится до ограниченной величины, чтобы сработала только часть секций, а остальные оставались "в запасе" прижатыми к стенке канала для обеспечения универсальности конструкции при изменении условий эксплуатации и жесткости требований к защите двигателя самолета/. При обратном переходе к нерабочему режиму источник электрического сигнала отключается, происходит остывание пластинок 14, 15… и их обратное срабатывание в положение на фиг.1. Но теперь, наоборот, первой сработает пластина самой крайней секции 8 справа на фиг.2, затем секции 7, эти секции прижмутся к стенкам 13 канала, а далее по мере остывания и понижения температуры к ним будут прижиматься секции 6, 5, 4, 3 /см. Фиг.1/.
Предлагаемое защитное устройство характеризуется предельной простотой, малыми весом и габаритами, высокой надежностью защиты в рабочих режимах, практическим отсутствием возмущающих воздействий на поток в нерабочих режимах, универсальностью, возможностью широкого изменения рабочих характеристик, полным отсутствием сложных кинематических механизмов регулирования синхронной связи секций и управления силовым приводом их поворота.