устройство для снижения нагрева установленной на летательном аппарате авиационной пушки во время его полета

Формула изобретения

Устройство для снижения нагрева установленной на летательном аппарате авиационной пушки во время его полета, содержащее систему подвода воздуха, отличающееся тем, что система подвода воздуха выполнена в виде вогнутой к набегающему воздушному потоку пластины, установленной перед газоотводом пушки без перекрытия конуса безопасности стрельбы, двух не перекрывающих конус безопасности стрельбы воздухозаборников, входные части которых размещены симметрично относительно оси газоотвода пушки и вне пределов пограничного слоя летательного аппарата, а выходные части размещены одна за другой за вогнутой пластиной перед газоотводом на его оси и направлены вниз, при этом ширина пластины и выходных частей воздухозаборников составляет не менее диаметра входного отверстия газоотвода, а площадь поперечных сечений каждого воздухозаборника постоянна.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационному вооружению и может быть использовано при эксплуатации пушек типа ГШ-301, затвор которых не обеспечивает герметичного запирания канала ствола.

Известно устройство для снижения нагрева установленной на летательном аппарате авиационной пушки во время его полета, содержащее систему подвода воздуха в специально выполненное в казенной части ствола пушки отверстие. При этом в зазоре между поверхностью патронника и гильзой создается избыточное давление, в результате чего не происходит перетекания воздуха по каналу ствола от его дульной части к патрону, и следовательно отсутствует конвективный нагрев патрона (см. чертеж предприятия N 5.12.8102.7920.00 СБ "Следующая система обдува полости пушки ГШ-301", 1987 г.).

Недостатком данного известного устройства является необходимость размещения на летательном аппарате дополнительного резервуара для сжатого воздуха, введения системы управления пневмоклапанами, установки переходного устройства пневмосистемы, позволяющего отслеживать движение пушки во время стрельбы при ее откате-накате, установки дополнительных трубопроводов. Все это ведет к усложнению и утяжелению конструкции устройства.

Для устранения этих недостатков устройство для снижения нагрева установленной на летательном аппарате авиационной пушки во время его полета, содержащем систему подвода воздуха, последняя выполнена в виде вогнутой к набегающему воздушному потоку пластины, установленной перед газоотводом пушки без перекрытия конуса безопасности стрельбы, двух воздухозаборников, не перекрывающих конус безопасности стрельбы, входные части которых размещены симметрично относительно оси газоотвода пушки и вне пределов пограничного слоя летательного аппарата, а выходные части размещены одна за другой за вогнутой пластиной перед газоотводом на его оси и направлены вниз, при этом ширина пластины и выходных частей воздухозаборников составляет не менее диаметра входного отверстия газоотвода, а площадь поперечных сечений каждого воздухозаборника постоянна.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 представлено размещение устройства для снижения нагрева на летательном аппарате; на фиг.2 вид "А" на фиг. 1; на фиг.3 общий вид (сбоку) устройства; на фиг.4 вид спереди устройства; на фиг.5 вид "Б" (снизу) на фиг.2; на фиг.6 схема распределения воздушного потока при обтекании пластины; на фиг.7 эскиз устройства-прототипа по чертежу N 5, 12.8102,7920.00.СБ.

Устройство 1 для снижения нагрева авиационной пушки включает в себя систему подвода воздуха, содержащую пластину 2, закрепленную на фюзеляже 3 перед газоотводом 4 пушки. Пластина 2 выполнена вогнутой к набегающему воздушному потоку и установлена таким образом, что она не перекрывает конус безопасности стрельбы. Крепление пластины 2 к фюзеляжу 3 осуществляется любым известным способом. В качестве примера на чертеже представлено крепление пластины 2 посредством коробчатого корпуса 5. Ширина пластины 2 должна быть не менее диаметра входного отверстия газоотвода 4, то есть перекрывать его. По обе стороны пластины 2 симметрично относительно оси газоотвода 4, не попадая в конус безопасности стрельбы, установлены воздухозаборники 6, входные части 7 которых выведены за пределы пограничного слоя для обеспечения забора невозмущенного, а, следовательно, и незаторможенного воздушного потока. Входные отверстия участка 7 выполнены круглыми для обеспечения максимального количества воздуха при эволюциях самолета.

Выходные части 8 воздухозаборников 6 размещены одна за другой за пластиной 2 перед газоотводом 4 по его оси и направлены вниз. При этом ширина выходных частей 8 должна быть не менее диаметра входного отверстия газоотвода 4. С этой целью они выполнены овальными в сечении.

Площади поперечных сечений по всей длине каналов воздухозаборников равны, что обеспечивает постоянные скорости течения и минимальные гидравлические потери.

Крепление воздухозаборников к фюзеляжу осуществляется посредством пилонов 9, жестко соединенных с основанием 10.

Устройство работает следующим образом.

При встрече набегающего воздушного потока с пластиной 2 (см. фиг.5) происходит его торможение, отклонение вниз и срыв на нижней кромке этой пластины. В зоне срыва образуется разрежение, в результате чего встречный поток закручивается и теряет часть своей кинетической энергии. Интенсивные воздушные потоки, истекающие из выходных участков 8 воздухозаборников 6, дополнительно отклоняют вниз заторможенный набегающий поток от входного отверстия газоотвода 4. В результате чего набегающий воздушный поток не попадает в ствол пушки и не переносит на патрон дополнительное тепло от нагретой при стрельбе дульной части ствола.

Таким образом, использование изобретения позволяет исключить конвективный поток в стволе пушки, а следовательно и снизить нагрев элементов патрона до температуры, не превышающих допустимые и снять ограничения на использование боекомплекта при стрельбе. 2