Результат интеллектуальной деятельности: ГАЗООТРАЖАТЕЛЬНЫЙ ЩИТ С БОКОВЫМИ ЩИТКАМИ

Изобретение относится к газоотражательным устройствам, размещаемым на авианосцах и на наземных аэродромах, и предназначено для защиты технического персонала и готовящихся к взлету самолетов от высокоскоростного теплового воздействия путем отражения реактивных струй двигателей стартующих самолетов.

Существует большое количество схем газоотражательных щитов, преимущественно для стационарных аэродромов (патент №2608363, США, 1949 г.; патент №2683002, США, 1952 г.; патент №3307809, США, 1967 г.; патент №2974910, США, 1957 г.; патент №3126176, США, 1962 г.; патент №4471924, США, 1982 г., патент №3017146, США, 1959 г.; патент №3226063, США, 1964 г.; патент №3010684, США, 1959 г.; патент №3037726, США, 1959 г.; патент №3797787, США, 1972 г.; патент США №3191728, 1961 г.; авторское свидетельство СССР №353876, 1970 г.; авторское свидетельство СССР №350701, 1971 г.; авторское свидетельство СССР №1111391, 1983 г.; авторское свидетельство №970824, 1981 г.; авторское свидетельство СССР №915345, 1980 г. )

Известные схемы газоотражательных устройств основаны на применении плоских, либо изогнутых панелей, решеток различных конфигураций или их сочетаний. Среди них имеются достаточно эффективные схемы газоотражательных щитов. Однако все они не приспособлены для размещения и эксплуатации на полетной палубе авианосцев.

На авианосцах ВМС США и Франции газоотражательные устройства выполнены, как правило, в виде плоских поворотных трехсекционных щитов прямоугольной формы, имеющих размеры 10-12 метров. Щиты выполнены из алюминиевых сплавов и имеют систему водяного охлаждения, трубопроводы которых размещены на обратной стороне щитов. Поворот щитов в рабочее положение и их уборка в положение по-походному обеспечивается приводами. Конструкция указанных газоотражательных щитов позволяет в положении по-походному производить свободный проезд самолетов и колесной техники по поверхности щита.

Аналогичные по конструкции газоотражательные щиты используются на авианесущих кораблях "Адмирал Кузнецов" ВМФ РФ и "Ляонин" ВМС НОАК.

Однако основным недостатком плоских газоотражательных щитов является то, что они не обеспечивают достаточно полного отражения массы газов реактивных струй в боковые стороны. Высокоскоростной поток горячих газов, распространяющийся в боковые стороны (см. фиг. 5), может негативно сказаться как на находящихся за щитом готовых к взлету самолетах второй очереди, их штатной работе радиоэлектронного оборудования и двигателей, так и на подвешенных ракетах и авиабомбах, в результате чего возможен самопроизвольный подрыв авиационного боезапаса, в случае сильного, пусть и кратковременного нагрева.

Известен способ подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля (патент РФ №2249545), предназначенный для уменьшения теплового воздействия на газоотражательный щит и улучшения газодинамической обстановки за щитом, разработанный для корабельных самолетов типа Су-27КУБ (Су-33УБ), имеющих двигатели с управляемым вектором тяги. Данный способ позволяет включать режим управления поворотным соплом, отклоняя его на угол 14-18°, выдерживать его на режиме «полный форсаж» в течение 0,7-1 с, после чего в течение 6-10 с уменьшают угол отклонения сопла до 6-9° и выдерживают его в этом положении 6-8 с, а в момент снятия стопора самолета возвращают сопло в нейтральное положение. Однако данный способ полностью не решает проблему растекания горячих газов реактивной струи в боковые стороны.

На авианосцах ВМС США, водоизмещение которых составляет свыше 700000 т, данная проблема решена путем увеличения размеров полетной палубы и разнесения взаимного расположения стартовых и технических позиций, а также газоотражательных щитов и самолетов. Однако (даже с учетом большого опыта эксплуатации) и там по этой причине известны случаи аварий с подрывом авиационного боезапаса.

На авианосцах с ограниченными водоизмещением и размерами полетной палубы эта проблема стоит наиболее остро, а вариант взаимного увеличения расстояний между самолетами и газоотражательными щитами, а также стартовыми позициями ведет к сокращению их количества, и, как следствие, к уменьшению темпа выпуска в воздух заданного количества самолетов.

Для решения указанной проблемы предлагается следующее изобретение - газоотражательный щит с боковыми щитками, который позволит снизить растекание высокоскоростного потока горячих газов стартующего самолета в боковые стороны и позволит более эффективно распределять реактивные высокоскоростные потоки вверх в ограниченных габаритах панелей щита, обеспечивая в то же время защиту технического персонала и готовых к взлету самолетов второй очереди, расположенных на технических позициях за щитом.

На фиг. 1 и фиг. 2 в боковой проекции в положении по-походному и в рабочем положении соответственно представлен общий вид газоотражательного щита с боковыми щитками, который состоит из: фундаментной рамы 1, размещенных на ней упоров 2, кривошипов 3, приводов 4, стоек 5, панели секции щита 6, охлаждающих плит 7, двух боковых щитков 8, опор секции 9, вспомогательных опор секции 10, вспомогательных рычагов 11, опор бокового щитка 12, изогнутых рычагов 13, толкателей 14, фундаментов привода 15, фундаментов кривошипа 16, трубопроводов водяной системы охлаждения.

Привода 4 могут быть как гидравлическими, так и электрическими. Для обеспечения подъема секции газоотражательного щита привода 4 выполнены на шарнирах, размещаются на фундаментах привода 15 и имеют также шарнирное соединение с кривошипами 3, которые, в свою очередь, размещаются на фундаментах кривошипа 16 на шарнирах. Фундаменты 15 и 16 размещены на фундаментной раме 1.

Каждый кривошип 3 (см. фиг. 3) представляет собой объемную корпусную конструкцию, состоящую из двух стенок 20 и связывающих их ребер 17, втулки 18 и цилиндра 19. Также на фундаментной раме для каждой стенки 20 размещаются упоры, ограничивающие конечный ход штока 21 привода 4 (см. фиг. 1-2).

На концах стенок 20 размещены стойки 5, соединенные между собой осью 22, расположенной внутри втулки 18. Стойки 5 крепятся к панели секции щита 6 секции через опоры секции 9. К стойке 5 (только с наружных сторон щита) закреплен подвижный толкатель 14, связанный шарнирным соединением с изогнутым рычагом 13, имеющим также шарнирное соединение со вспомогательной опорой секции и опорой бокового щитка 12, закрепленного на боковом щитке 8 с нижней его частью. С двух сторон от опоры секции 9 размещены вспомогательные опоры секции 10, вспомогательные рычаги 11 и опоры бокового щитка 12. Боковые щитки 8 устанавливаются с внешних сторон панели щита. Количество панелей секций газоотражательного щита с боковыми щитками может быть любым. В качестве примера на фиг. 4, 6 показан трехсекционный газоотражательный щит с боковыми щитками совместно со стартующим самолетом.

Каждая панель секции щита представляет собой сварную объемную корпусную конструкцию, на которую сверху укладываются охлаждающие плиты 7 из алюминиевого сплава. Охлаждение щита осуществляется забортной водой, которая подается под давлением по магистралям, проложенным по секциям газоотражательного щита непосредственно к охлаждаемым плитам. При этом в месте, где происходит излом при повороте панели секции щита, трубопроводы водяной системы охлаждения выполнены гибкими.

В положении по-походному панель секции газоотражательного щита вместе с боковыми щитками 8 утоплены заподлицо с полетной палубой, позволяя без помех производить прокатку самолетов или любой другой колесной техники по палубе в месте размещения щита (см. фиг. 1).

Панели секции щита с одной стороны имеют крепление к палубе за счет петель 23 (см. фиг. 1, 2), а с другой стороны в положении по-походному укладываются непосредственно на корпусные конструкции корабля (аэродрома).

Размеры панелей, количество секций и угол подъема щита выбираются исходя из оптимального распределения потока газовой струи по панелям и ее эффективному рассеиванию, в зависимости от взаимного расположения щита и самолета, что обеспечивается проведением натурного и (или) теоретического моделирования, и соответствующих расчетов не только в статичном положении, но и с условием движения корабля с заданной скоростью хода и воздействия встречных ветровых потоков.

Принцип работы газоотражательного щита с боковыми щитками следующий. Газоотражательный щит находится в положении по-походному. Далее осуществляется рулежка самолета на стартовую позицию. Затем выполняется подъем панелей секции щита в следующей последовательности:

1. Производится выдвижение штока 21 приводов 4. При этом кривошипы 3, соединенные со штоками приводов, синхронно поворачиваются вплоть до касания стенок кривошипа поверхностей упоров 2.

3. Совместно с кривошипами 3 поднимается панель секции щита 6 благодаря шарнирному соединению со стойками 5.

4. Производится поднятие толкателей 14, соединенных со стойками 5, приводя в движение изогнутые рычаги 13, а также вспомогательные рычаги 11, поворачивая и поднимая, тем самым, боковые щитки 8 вверх, выводя газоотражательный щит в рабочее положение.

Перевод газоотражательного щита с боковыми щитками в положение по-походному производится в обратном порядке.

Сравнительная оценка влияния воздействия реактивной газовой струи стартующих самолетов при использовании конструкции плоского газоотражательного щита и газоотражательного щита с боковыми щитками приведена на фиг. 5 и 6 соответственно. Зона воздействия при использовании газоотражательного щита с боковыми щитками существенно меньше таковой в сравнении с плоским газоотражательным щитом.

Таким образом, конструкция газоотражательного щита с боковыми щитками позволяет по сравнению с плоскими газоотражательными щитами в одинаковых габаритах производить существенно более эффективное равномерное распределение теплового высокоскоростного потока и обеспечить отражение реактивных струй, что обеспечивает возможность защиты персонала и близлежащих готовящихся к взлету самолетов, расположенных на технических позициях за щитом.