Приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна

Реферат: Приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна містить силовий корпус, закріплений жорстко до силового набору фюзеляжу вертольота, кожух, поворотний дефлектор, забезпечує у комплексі зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму на всіх режимах роботи газотурбінного двигуна та зниження вагових характеристик пристрою. UA 87139 U (12) UA 87139 U UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема до допоміжних конструкцій авіаційних газотурбінних двигунів, а саме до пристроїв для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна і може бути використано як на дозвукових літаках, так і на вертольотах типу Мі-2, Мі-6, Мі-8, Мі-24, Мі-14, Мі-17, Мі-35, Мі-26 (або інших типів) всіх модифікацій. Вихлопний струмінь газових турбін авіаційних газотурбінних двигунів, які встановлені, наприклад, на військових літаках і вертольотах, є джерелом високої інфрачервоної енергії. Ця енергія може бути використана для виявлення цілі (літака або вертольота) ракетами, які оснащені або інфрачервоними головками самонаведення. Джерело високої інфрачервоної енергії може бути виявлено різними інфрачервоними приладами наведення, наприклад, окулярами нічного бачення. Тому необхідно понизити інфрачервоне випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, щоб уникнути виявлення супротивником об'єктів авіаційної техніки (літаків або вертольотів), на яких вони встановлені. Для реалізації цієї мети розробляються різні системи приглушення інфрачервоного випромінювання, які здійснюють змішування навколишнього повітря, що має низьку температуру, з вихлопом газів високої температури турбіни (щоб понизити інфрачервону сигнатуру). У даному напрямку виконують заходи, що спрямовані на: зниження інфрачервоної енергії нижче граничного рівня (рівня, що не сприймається інфрачервоними приладами наведення); збереження характеристик двигуна; мінімізацію ваги пристроїв, які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна; спрощення конструкції пристроїв (зменшення складності конфігурації для зниження витрат на виготовлення конструктивних елементів пристрою), які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна; зменшення зовнішнього аеродинамічного опору; зменшення шуму (який також може бути чинником виявлення об'єктів авіаційної техніки (літаків або вертольотів), на яких установлені газотурбінні двигуни; розміщення засобів регулювання прохідного перетину пристрою, що призначений для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна (для збереження параметрів двигуна); застосування матеріалів для виготовлення пристроїв, які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна (щоб знизити ефективну відбиваючу поверхню - зробити зниження сигнатури); компонування конструктивних елементів пристроїв, які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна так, щоб ввести газ низької температури в ядро потоку вихідних газів високої температури [1]. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, пелюсткове сопло та лопатки, встановлені на виході екрануючого кожуха, при цьому забірник повітря виконаний із змінним за радіусом прохідним перетином, лопатки виконано кількістю не менше трьох, площини лопаток розташовано під різним кутом відносно поздовжньої осі екрануючого кожуха, причому нижня лопатка розташована під кутом не менше 80° до поздовжньої осі екрануючого кожуха [2]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна стосується те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, а пристрій має значну вагу та характеризується складністю конструкції. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, пелюсткове сопло та лопатки, встановлені на виході екрануючого кожуха, при цьому лопатки виконано кількістю не менше трьох, лопатки виконано порожнистими, площини лопаток розташовано під однаковим кутом відносно поздовжньої осі екрануючого кожуха і направлені униз, причому нижня лопатка розташована під кутом не менше 45° до поздовжньої осі екрануючого кожуха [3]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна належить те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, не забезпечується зниження температури газу, не знижується ефективна відбиваюча поверхня. До недоліків відомого пристрою стосується й те, що пристрій має значну вагу та характеризується складністю конструкції. 1 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, пелюсткове сопло, екрани, що розміщено усередині екрануючого кожуха, при цьому екрануючий кожух виконано із трьох послідовно встановлених секцій, причому секції встановлено із зазором між собою і стінками кожної із секцій, екрани розташовано у перших двох секціях із зазором між собою і стінками кожного з екранів [4]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна належить те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, не забезпечується зниження ефективної відбиваючої поверхні у зв'язку з неможливістю різкого зниження температури газу, що виходить з вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна. До недоліків відомого пристрою стосується й те, що він характеризується великою вагою та складністю конструкції. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, ежектуюче пелюсткове сопло, силові підкріплюючі елементи, задні екрануючі/ежектуючі лопатки корпус дифузорної камери змішування та вузли навішування, при цьому задні екрануючі/ежектуючі лопатки виконано порожнистими, на хвостових частинах задніх екрануючих/ежектуючих лопаток виконано вихідні сопла, ежектуюче пелюсткове сопло виконано у вигляді циліндричної оболонки, яка плавно переходить у два ряди з'єднаних між собою в одній площині пелюсток, які утворюють у поперечному перерізі гофр з плоскими зовнішніми бічними стінками, кожна з пелюсток виконана у вигляді з'єднаних між собою по плавному сполученню полиці та стінок, згадані пелюстки з'єднані між собою по плавному сполученню в нижній частині стінки, проміжок між стінками двох розташованих поряд пелюсток виконаний не менше половини ширини полиці, кількість пелюсток в одному ряді виконано не менше трьох, пелюстки кожного з рядів ежектуючого пелюсткового сопла розташовані симетрично один до одного щодо площини, яка проходить через геометричний центр плоских зовнішніх бічних стінок гофру, причому передня частина ежектуючого пелюсткового сопла пристикована до зрізу вихлопної труби газотурбінного двигуна, внутрішня поверхня екрануючого кожуха і зовнішня поверхня ежектуючого пелюсткового сопла утворюють канал, який звужується у бік заднього обрізу згаданого ежектуючого пелюсткового сопла, ежектуюче пелюсткове сопло та корпус дифузорної камери змішування прикріплено до внутрішньої поверхні екрануючого кожуха за допомогою силових підкріплюючих елементів [5]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна належить те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, не забезпечується зниження ефективної відбиваючої поверхні у зв'язку з неможливістю різкого зниження температури газу, що виходить з вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна. До недоліків відомого пристрою належить й те, що він характеризується великою вагою та складністю конструкції. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна належить також й те, що не забезпечується вентиляція підкапотного простору газотурбінного двигуна вертольота без набігаючого потоку повітря. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить газохід та екрануючий кожух, при цьому газохід встановлено на вихлопному патрубку авіаційного газотурбінного двигуна з направленням потоку відпрацьованих на турбіні вихлопних газів вверх, екрануючий кожух розміщено зовні газоходу із зазором до зовнішньої поверхні стінки газоходу, причому верхній зріз кожуху виконано горизонтально [6]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна стосується те, що конструкція зазначеного пристрою: недостатньо знижує потужний високотемпературний факел вихлопних газів великої довжини, що створює велику площу інфрачервоного випромінювання; не дозволяє досить ефективно охолоджувати екрануючий кожух, що приводить до додаткової площі інфрачервоного випромінювання; не забезпечує вентиляцію підкапотного простору газотурбінного двигуна літального апарата. Найбільш близьким технічним рішенням, як по суті, так і за задачею, що вирішується, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить силовий корпус, закріплений жорстко до 2 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 силового набору фюзеляжу вертольота, при цьому силовий корпус розміщено із зазором своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні вихлопного патрубка, що виступає за обводи фюзеляжу, для забезпечення ежекції повітря з підкапотного простору, силовий корпус виконаний за довжиною більшим, ніж довжина виступаючої за обріз фюзеляжу частини вихлопного патрубка, причому передню частину силового корпуса виконано припасованою до поверхні борта вертольота, а задню - відкритою для забезпечення виходу газів з вихлопного патрубка газотурбінного двигуна вертольота [7]. До недоліків відомого приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який обрано за найближчий аналог (прототип), стосується те, що він недостатньо знижує (до практичного мінімуму) потужний високотемпературний факел вихлопних газів великої довжини, що створює велику площу інфрачервоного випромінювання, не забезпечується зниження ефективної відбиваючої поверхні у зв'язку з неможливістю різкого зниження температури газу, що виходить з вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна. До недоліків зазначеного приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна стосується й те, що він характеризується великою вагою та складністю конструкції. В основу корисної моделі поставлена задача шляхом усунення недоліків прототипу та введення поворотного дефлектора забезпечити у комплексі зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму на всіх режимах роботи газотурбінного двигуна та зниження вагових характеристик пристрою. Суть корисної моделі в приглушувачі інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить силовий корпус, закріплений жорстко до силового набору фюзеляжу вертольота, при цьому силовий корпус розміщено із зазором своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні вихлопного патрубка, що виступає за обводи фюзеляжу, для забезпечення ежекції повітря з підкапотного простору, силовий корпус виконаний за довжиною більшим, ніж довжина виступаючої за обріз фюзеляжу частини вихлопного патрубка, причому передню частину силового корпуса виконано припасованою до поверхні борта вертольота, а задню - відкритою для забезпечення виходу газів з вихлопного патрубка газотурбінного двигуна вертольота, полягає в тому, що він додатково містить кожух, жорстко закріплений на силовому корпусі, дефлектор, закріплений з можливістю повороту щодо нерухомих кожуха й силового корпуса, опорне кільце, розміщене між згаданими силовим корпусом і поверхнею фюзеляжу вертольота, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки, закріплені жорстко всередині кожуха горизонтально щодо осі вихлопного патрубка, паралельно одна щодо іншої та на відстані нижня від верхньої не менше 1/3 діаметра згаданого вихлопного патрубка, рухомі лопатки, вал, привід вала і вузли кріплення приглушувача у зібраному стані до елементів силового набору фюзеляжу/капота вертольота. Суть корисної моделі полягає і в тому, що дефлектор виконано складовим з поворотних відносно одна до другої ланок, кожну з ланок дефлектора виконано у вигляді двох стінок, розміщених паралельно між собою, і жорстко з'єднаних зі стінками півкільця, що формує із зазначеними стінками U-подібну в поперечному перерізі форму ланки, на вільних кінцях стінок ланки виконано отвори для проходу вала, центри яких знаходяться на одній осі, перпендикулярній стінці ланки, кожну ланку дефлектора виконано двошаровою для проходу охолоджувального повітря між зовнішнім і внутрішнім шаром, зовнішній і внутрішній шари ланки дефлектора з'єднано між собою поздовжніми підкріплювальними силовими елементами, ланки дефлектора виконано зі збільшенням поперечних габаритів у напрямку руху вихлопних газів, що забезпечують їхній вхід одна в іншу при повороті дефлектора, кожну з ланок дефлектора оснащено механізмом зчеплення, що містить елемент передачі зусиль і елемент зачіпки, елемент передачі зусиль і елемент зачіпки розміщені, відповідно, на різних торцевих частинах ланки дефлектора, зовнішню ланку дефлектора, що є ведучою, виконано найбільшою за розмірами і жорстко закріплено на валу, внутрішні ланки дефлектора, які є веденими, розміщено з можливістю вільного провертання щодо вала, ланки дефлектора встановлено із зазором між собою відносно стінок, відповідно, зовнішнього й внутрішнього шарів, внутрішню найменшу ведену ланку дефлектора розміщено із зазором щодо зовнішніх поверхонь кожуха й силового корпуса, вал повороту зовнішньої/ведучої ланки дефлектора з'єднано із приводом вала, вал закріплено на силовому корпусі з можливістю провертання у вузлах кріплення, кожух закріплено до силового корпуса із зазором своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні силового корпуса, кожух оснащений лобовим повітрозабірником, розміщеним у передній частині зазначеного кожуха за напрямком польоту вертольота, лобовий повітрозабірник закритий лопатками, що запобігають прямій видимості нагрітого до високої температури силового корпусу, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки 3 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 виконано з відкритою задньою крайкою та оснащено бічними входами для проходу холодного атмосферного повітря з підкапотного простору вертольота у внутрішню порожнину зазначених лопаток і далі у внутрішню порожнину кожуха та силового корпуса, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки встановлено в один, два або більше рядів за висотою вихлопного патрубка газотурбінного двигуна вертольота із зазором між собою, нижню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку виконано за габаритами більшою, ніж верхня нерухома порожниста направляюча вентильована лопатка та наступні нерухомі лопатки при встановленні зазначених верхніх нерухомих лопаток кількістю більше ніж дві, нижню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку й верхню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку виконано за розмірами по ширині й висоті, що забезпечують вхід/складання в їхню внутрішню порожнину рухомих лопаток, відповідно, нижнього й верхнього/верхніх ярусів, закріплених на ведучій й ведених ланках дефлектора, нижню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку встановлено переважно по центру або вище високонагрітого газового потоку у бік вала, верхню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку чи комплект таких лопаток за кількістю дві, три або більше встановлено в частині потоку високонагрітих газів між нижньою нерухомою порожнистою направляючою вентильованою лопаткою і валом, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки жорстко закріплено до торцевої частини силового корпуса, рухомі лопатки закріплено між бічними стінками внутрішнього шару ланки дефлектора в один, два або більше ярусів паралельно одна до іншої/інших та осі вала із зазором між собою не менше 1/3 діаметра вихлопного патрубка при кількості рухомих лопаток дві або більше, рухомі лопатки встановлено на кожній з ланок дефлектора за кількістю, що дорівнює кількості нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток. Суть корисної моделі полягає також і в тому, що зовнішній шар кожної ланки дефлектора виконано переважно з алюмінієвого сплаву з полірованою зовнішньою поверхнею, рухомі лопатки виконано у вигляді вигнутого аеродинамічного профілю, рухомі лопатки виконано з хордою не менше ширини бічної стінки ланки дефлектора в місці установки рухомої лопатки, рухомі лопатки при розсунутих ланках дефлектора розміщено із зазором між собою по висоті з утворенням щілини між хвостовиком попередньої і носком наступної рухомої лопатки з виходом високонагрітого газового потоку з внутрішньої поверхні зазначеної попередньої рухомої лопатки на спинку наступної лопатки, задня крайка ведучої ланки дефлектора у випущеному на максимальний кут положенні дефлектора розташована в горизонтальному положенні, паралельному будівельній осі вертольота в площині осей X і Z, усі ланки згаданого дефлектора у випущеному положенні дефлектора фіксуються стопорінням привода, а механізми зчеплення забезпечують їхнє з'єднання між собою, рухомі лопатки нижнього й верхнього ярусів при прибраному/складеному положенні ланок дефлектора розміщено у внутрішній порожнині, відповідно, нижньої й верхньої нерухомої порожнистої направляючої вентильованої лопатки. Новим в корисній моделі є те, що опорне кільце виконане за формою й розмірами, що забезпечують його встановлення на вертольоти типу Мі-2, Мі-6, Мі-8, Мі-24, Мі-14, Мі-17, Мі-35, Мі-26 або інших типів всіх модифікацій, а силовий корпус виконано або цільним, або з додатковими вікнами підведення атмосферного повітря з під кожуха в простір між силовим корпусом і вихлопним патрубком газотурбінного двигуна вертольота. Досягнення технічного результату в приглушувачі інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, досягається тим, що: шляхом встановлення кожуху зовні силового корпусу забезпечується екранування силового корпусу (приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється), розміщення приводу з валом та плавність обтікання приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, зовнішнім потоком повітря; шляхом встановлення дефлектора забезпечується організація ежекції повітря з підкапотного простору літального апарата та закривається пряма видимість нагрітого вихлопного патрубка ГТД; шляхом встановлення розсувного дефлектора, який виконано складовим з поворотних відносно одна до другої ланок, забезпечується екранування високонагрітих елементів вихлопної системи ГТД вертольота; шляхом виконання кожної з ланок дефлектора у вигляді двох стінок (двошаровою), розміщених паралельно між собою, і жорстко з'єднаних зі стінками півкільця, що формує із зазначеними стінками U-подібну в поперечному перерізі форму ланки, забезпечується прохід охолоджувального повітря між зовнішнім і внутрішнім шаром для їх додаткового охолодження ежектованим повітрям (з метою зниження теплової інфрачервоної сигнатури); 4 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 шляхом виконання зовнішнього шару кожної з ланок дефлектора з алюмінію та з полірованою зовнішньою поверхнею забезпечується зниження коефіцієнту інфрачервоного випромінювання зазначеного конструктивного елемента приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється; шляхом виконання зазору/щілини між ланками дефлектора (в площині їх повороту відносно вала) забезпечується формування плівкового (загороджувального) охолодження зовнішньої поверхні ланок дефлектора; шляхом встановлення нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток та рухомих лопаток забезпечується розділення єдиного високонагрітого потоку вихідних з вихлопного патрубка ГТД газів на окремі плоскі струмені, що, у свою чергу, сприяє їхньому швидкому розмиванню в навколишньому середовищі за обрізом вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна; шляхом встановлення нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток забезпечується можливість вбирання рухомих лопаток (які закріплено на ведучій та відомих ланках принаймні у два яруси - нижній, що розташовано принаймні посередині ланки, та верхній, що розташований вище (чи нижче) першого (нижнього) ярусу, наприклад, в районі навішування ланки на вал) у внутрішню порожнину зазначених нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток; шляхом розміщення рухомих лопаток на ланках дефлектора (між стінками внутрішнього шару) та розміщення їх не менше, ніж у два яруси (рухомі лопатки при розсунутих ланках дефлектора розміщено із зазором між собою по висоті з утворенням щілини між хвостовиком попередньої і носком наступної рухомої лопатки з виходом високонагрітого газового потоку з внутрішньої поверхні зазначеної попередньої рухомої лопатки на спинку наступної лопатки) забезпечується (при розкритому положенні дефлектора) поворот високонагрітого газового потоку у бік від поздовжньої осі вихлопного патрубка ГТД з найменшими гідравлічними втратами; шляхом розміщення рухомих лопаток (при розсунутих ланках дефлектора) із зазором між собою по висоті з утворенням щілини між хвостовиком попередньої і носком наступної рухомої лопатки, забезпечується вихід високонагрітого газового потоку з внутрішньої поверхні зазначеної попередньої рухомої лопатки на спинку наступної лопатки; шляхом встановлення нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток і виконання їх вентильованими забезпечується розділення потоку високонагрітого газу принаймні на три канали і підведення охолодженого повітря у внутрішню порожнину приглушувача (а саме у порожнину дефлектора в його розсунутому стані) для наступного його змішання з високонагрітими вихлопними газами, вихідними з вихлопного патрубка ГТД. шляхом встановлення вала і здійснення його повороту (у вузлах навіски) за допомогою приводу, забезпечується поворот ведучої ланки дефлектора (яка закріплено жорстко до вала) та витягування з пакету ведених ланок (які розміщено на валу вільно) для створення конструкції, екрануючої інфракчервоне випромінювання від високонагрітих елементів вихлопної системи ГТД вертольота; шляхом встановлення опорного кільця забезпечується кріплення приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, до різних типів вертольотів (з використанням вузлів кріплення для фіксації опорного кільця до силового набору фюзеляжу вертольота, а силового корпусу - до зазначеного опорного кільця). Таким чином, приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, відповідає критерію корисної моделі "новизна". Суть корисної моделі пояснюється за допомогою креслень, де на Фіг. 1 показано конструктивно-компонувальну схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який вибрано за прототип, на Фіг. 2 показано конструктивнокомпонувальну схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється (без дефлектора), на Фіг. 3 показано конструктивнокомпонувальну схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, у складеному стані дефлектора, на Фіг. 4 показано загальний вигляд приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із складеними ланками дефлектора, на Фіг. 5 показано схему перекладання ланок дефлектора з первісного положення в робоче положення, на Фіг. 6 показано конструктивно-компонувальну схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із розсунутими на максимальний кут ланками дефлектора, на Фіг. 7 показано загальний вигляд приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із розсунутими в робоче 5 UA 87139 U 5 10 положення ланками дефлектора, на Фіг. 8 показано схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із складеними ланками дефлектора (на вигляді ззаду), на Фіг. 9 показано схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із складеними ланками дефлектора (на вигляді зверху), на Фіг. 10 показано заготівлю для виготовлення ланки дефлектора, на Фіг. 11 показано конструктивно-компонувальну схему ланки дефлектора на вигляді спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення), на Фіг. 12 показано конструктивно-компонувальну схему ланки дефлектора на вигляді збоку (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення), на Фіг. 13 показано конструктивно-компонувальну схему ланки дефлектора на вигляді спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення та однією рухомою лопаткою нижнього 3 15 20 25 ярусу), на Фіг. 14 показано загальний вигляд ланки дефлектора на вигляді 4 спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення та однією рухомою лопаткою нижнього ярусу), на Фіг. 15 показано схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із складеними ланками дефлектора (на вигляді ззаду) із розміщеною на ланках однією рухомою лопаткою нижнього ярусу), на Фіг. 16 показано конструктивно-компонувальну схему ланки дефлектора на вигляді спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення та однією рухомою лопаткою нижнього та верхнього ярусів), на Фіг. 17 показано загальний вигляд ланки 3 дефлектора на вигляді 4 спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення та однією рухомою лопаткою нижнього та верхнього ярусів), на Фіг. 18 показано схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із складеними ланками дефлектора (на вигляді ззаду) із розміщеною на ланках однією рухомою лопаткою нижнього та верхнього ярусів), на Фіг. 19 показано конструктивно-компонувальну схему ланки дефлектора на вигляді спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення та однією рухомою лопаткою нижнього ярусу та двома рухомими лопатками верхнього ярусу), на Фіг. 20 показано загальний вигляд 3 30 35 40 ланки дефлектора на вигляді 4 спереду (із розміщеними на ній конструктивними елементами механізму зчеплення та однією рухомою лопаткою нижнього ярусу та двома рухомими лопатками верхнього ярусу), на Фіг. 21 показано схему ланки дефлектора на вигляді збоку з показом розміщення на ній конструктивних елементів механізму зчеплення та однієї рухомої лопатки нижнього ярусу, на Фіг. 22 показано схему розміщення між собою рухомих лопаток нижнього та верхнього ярусів, на Фіг. 23 показано схему розміщення ланок дефлектора між собою та відносно зовнішньої поверхні силового корпусу, на Фіг. 24 показано блок-схему механізму зчеплення, на Фіг. 25 показано схему конструктивного виконання силового корпусу з вікнами для проходу охолоджувального повітря, на Фіг. 26 показано схему приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, із показом взаємного розташування між собою ланок дефлектора і вікон на силовому корпусі, а також лобового повітрозабірника (на передній частині кожуха), на Фіг. 27-28 показано схеми розміщення вікон для проходу охолоджувального повітря на силовому корпусі, на Фіг. 29 показано схему нерухомої порожнистої направляючої вентильованої лопатки (у поперечному перерізі), на Фіг. 30 показано конструктивно-компонувальну схему нерухомої порожнистої 3 45 50 55 направляючої вентильованої лопатки на вигляді 4 збоку ззаду, на Фіг. 31 показано схему розміщення між собою нижньої та верхньої нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток, на Фіг. 32-33 показано схеми розміщення між собою вихлопного патрубка газотурбінного двигуна, силового корпусу та кожуха, на Фіг. 34 показано конструктивно-компонувальну ведучої ланки дефлектора, закріпленої до вала, на Фіг. 35 показано схему висування вихлопного патрубка газотурбінного двигуна за габарити капоту (фюзеляжу) вертольота, на Фіг. 36 показано схему розташування між собою вихлопного патрубка газотурбінного двигуна та силового корпусу, на Фіг. 37 показано схему розташування між собою вихлопного патрубка газотурбінного двигуна, силового корпусу та кожуха, на Фіг. 38 показано рухому лопатку нижнього ярусу у поперечному перерізі, на Фіг. 39 показано рухому лопатку верхнього ярусу у поперечному перерізі, на Фіг. 40 показано схему взаємного розташування між собою рухомих лопаток одного ярусу при висунутих ланках дефлектора, на Фіг. 41 показано схему охолодження конструктивних елементів приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, трьома контурами ежекції, на Фіг. 42 показано схему розміщення приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті Мі-8 (на вигляді збоку), на 6 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Фіг. 43 показано схему розміщення приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті Мі-8 (на вигляді спереду), на Фіг. 44 показано приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вигляді спереду (з показом лобового повітрозабірника і його лопаток), на Фіг. 45 показано схему первісного етапу виходу ведучої ланки з пакету ланок дефлектора. Розроблений пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (а саме, приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється), призначений для встановлення на вертоліт для зменшення інфрачервоної помітності високонагрітих частин вихлопної системи ГТД вертольота, зокрема, його вихлопного патрубка. Приглушувач (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна містить (як варіант конструктивного виконання) силовий корпус (2), закріплений жорстко до силового набору фюзеляжу (3) вертольота (4) (див. схему на Фіг. 1), кожух (5), жорстко закріплений на силовому корпусі (2) (див. схеми на Фіг. 2-3, 5-6, 25-26, 36-37, 41), дефлектор (6), закріплений з можливістю повороту щодо нерухомих кожуха (5) й силового корпуса (2) (див. схеми на Фіг. 3-9, 15, 18, 24, 41), опорне кільце (7), розміщене між згаданими силовим корпусом (2) і поверхнею фюзеляжу (3) вертольота (4) (див. схеми на Фіг. 3-9, 15, 18, 25-26, 41), нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки (8) (див. схеми на Фіг. 2-3, 5-6, 8, 15, 23, 29-31, 41), закріплені жорстко всередині кожуха (5) щодо осі (9) вихлопного патрубка (10), паралельно одна щодо іншої та на відстані h нижня від верхньої не менше 1/3 діаметра D згаданого вихлопного патрубка (10) (див. схему на Фіг. 31), рухомі лопатки (11) (див. схеми на Фіг. 5-6, 7-9, 13-23, 38-40, 41), вал (12) (див. схеми на Фіг. 4, 7-9, 13, 15-16, 18-19, 23), привід (13) вала (див. схеми на Фіг. 2-8, 15, 18, 41) і вузли (14) кріплення приглушувача (позиція 1) у зібраному стані до елементів силового набору фюзеляжу (3) (капоту) вертольота (4) (див. схеми на Фіг. 4, 7-9). Конструктивно і технологічно складові частини приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (що заявляється) розміщено та виконано таким чином: силовий корпус (2) розміщено із зазором δ своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні вихлопного патрубка (10), що виступає за обводи фюзеляжу (3) (див. схеми на Фіг. 1-3, 5-9, 15, 18, 25-28, 32-33, 36-37, 41), для забезпечення ежекції повітря з підкапотного простору (15) (при цьому силовий корпус (2) виконано за довжиною L більшим, ніж довжина L1 виступаючої за обріз фюзеляжу (3) вихлопного патрубка (10), причому передню частину силового корпуса (2) виконано припасованою до поверхні борта (фюзеляжу) вертольота (4), а задню - відкритою для забезпечення виходу газів з вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота); дефлектор (6) виконано складовим з поворотних відносно одна до другої ланок, одна з яких є ведучою (позиція 17), а інші - веденими (позиція 18), зібраними в пакет (див. схеми на Фіг. 8-9, 15, 18, 24); кожну з ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) виконано у вигляді двох стінок (19), розміщених паралельно між собою, і жорстко з'єднаних зі стінками півкільця (20), що формує із зазначеними стінками U-подібну в поперечному перерізі форму ланки (позиції 17 і 18) (див. схеми на Фіг. 11, 13-14, 16-17, 19-20,24,34); на вільних кінцях (21) стінок (19) ланки (позиції 17 і 18) виконано отвори (22) для проходу вала (12), центри яких знаходяться на одній осі, перпендикулярній стінці (19) ланки (позиції 17 і 18) (див. схеми на Фіг. 10, 12, 14, 17, 20, 21-22); кожну ланку (позиції 17 і 18) дефлектора (6) виконано двошаровою (з двома стінками (19)) для проходу охолоджувального повітря між зовнішнім (позиція "В") і внутрішнім (позиція "В 1") шаром (див. схеми на Фіг. 11, 13-14, 16-17, 19-20, 34); зовнішній (позиція "В") і внутрішній (позиція "В1") шари (зовнішня та внутрішня стінки (19)) ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) з'єднано між собою поздовжніми підкріплювальними силовими елементами (23) (див. схеми на Фіг. 11, 13-14, 16-17, 19-20, 34); ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) виконано зі збільшенням поперечних габаритів f у напрямку руху вихлопних газів, що забезпечують їхній вхід одна в іншу при повороті (розкритті) дефлектора (6); кожну з ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) оснащено механізмом (24) зчеплення, що містить елемент (25) передачі зусиль і елемент (26) зачіпки (див. схему на Фіг. 24 та схеми на Фіг. 3, 5-6, 10-14, 16-18, 19-23, 34, 41); елемент (25) передачі зусиль і елемент (26) зачіпки розміщено, відповідно, на різних торцевих частинах ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) - на передній (27) та на задній (28) (див. схеми на Фіг. 10, 12, 14, 17, 19-22 та схему на Фіг. 41); 7 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 зовнішню ланку (17) дефлектора (6), що є ведучою, виконано найбільшою за розмірами (поперечними габаритами f i висотою fв) і жорстко закріплено на валу (12) (див. схему на Фіг. 34 та схеми на Фіг. 13, 16, 18-19); внутрішні ланки (18) дефлектора (6), які є веденими, розміщено з можливістю вільного провертання щодо вала (12) в їх отворах (22), які виконано в бічних стінках (19) (відповідно, у внутрішній "В1" та зовнішній "В") ланки (18) (див. схеми на Фіг. 10-12, 14, 17, 18, 20-23); ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) встановлено із зазором g між собою відносно стінок (19), відповідно, зовнішнього (позиція "В") й внутрішнього (позиція "В1") шарів (див. схеми на Фіг. 8, 9, 15-18, 23); внутрішню найменшу ведену ланку (18) дефлектора (6) розміщено із зазором g 1 щодо зовнішніх поверхонь кожуха (5) й силового корпуса (2) (див. схеми на Фіг. 8-9, 15-18, 23); вал (позиція 12) (повороту зовнішньої/ведучої ланки (17) дефлектора) з'єднано із приводом (13) вала (12) (див. схеми на Фіг. 2-8, 15, 18, 32, 41); вал (12) закріплено на силовому корпусі (2) з можливістю провертання у вузлах (29) кріплення (див. схеми на Фіг. 2-8, 15, 18, 23, 41); кожух (5) закріплено до силового корпуса (2) із зазором g2 своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні силового корпуса (2) (див. схеми на Фіг. 2-8, 15, 18, 25-26, 32-33, 37, 41); кожух (5) оснащений лобовим повітрозабірником (30), розміщеним у передній частині зазначеного кожуха (5) за напрямком польоту вертольота (див. схеми на Фіг. 4, 7, 9, 26, 44); лобовий повітрозабірник (30) закритий лопатками (31), що запобігають прямій видимості нагрітого до високої температури силового корпусу (2) та вихлопного патрубка (10) (див. схеми на Фіг. 4, 7, 9, 26, 44); нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки (позиція 8) виконано з відкритою задньою крайкою (32) та оснащено бічними входами (33) для проходу холодного атмосферного повітря з підкапотного простору (15) вертольота (4) внутрішню порожнину (34) зазначених лопаток (8) і далі у внутрішню порожнину (35) кожуха (5) та силового корпуса (2) (див. схеми на Фіг. 2-3, 5-6, 29-31, 32, 41); нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки (8) встановлено в один, два або більше рядів за висотою вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота (4) із зазором h між собою (див. схеми на Фіг. 2-8, 15, 18, 23, 31-32, 41); нижню (позиція "НЛ") нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку (8) виконано за габаритами (хордою "b" та довжиною "w") більшою, ніж верхня (позиція "ВЛ") нерухома порожниста направляюча вентильована лопатка (8) та наступні нерухомі лопатки (8) при встановленні зазначених верхніх (позиція "ВЛ") нерухомих лопаток (8) більше, ніж дві (див. схеми на Фіг. 2-8, 15, 18, 23, 31-32, 41); нижню (позиція "НЛ") нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку (8) й верхню (позиція "ВЛ") нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку (8) виконано за розмірами по ширині (хордою "b") й висоті ("q") (див. схеми на Фіг. 29-31), що забезпечують вхід/складання в їхню внутрішню порожнину (34) рухомих лопаток (11), відповідно, нижнього (позиція "HЯ") й верхнього/верхніх (позиція "ВЯ") ярусів, закріплених на ведучій (17) й ведених (18) ланках дефлектора (6) (див. схеми на Фіг. 5, 8, 15, 18, 23); нижню (позиція "НЛ") нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку (8) встановлено переважно по центру або вище високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ") у бік вала (12) (див. схеми на Фіг. 2-3, 5-6, 8, 15, 18, 24, 32, 41); верхню (позиція "ВЛ") нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку (8) чи комплект таких лопаток (позиція 8) за кількістю дві, три або більше встановлено в частині потоку високонагрітих газів (позиція "ВНГ") між нижньою (позиція "НЛ") нерухомою порожнистою направляючою вентильованою лопаткою (8) і валом (12) (див. схеми на Фіг. 2-3, 5-6, 8, 15, 18, 24, 32, 41); нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки (8) (нижню та верхню/верхні) жорстко закріплено до торцевої частини (36) силового корпуса (2) (див. схеми на Фіг. 2-3, 5-6, 8, 15, 24, 32, 41); рухомі лопатки (11) (див. схеми на Фіг. 38-40) закріплено між бічними стінками (19) внутрішнього (позиція "В1") шару ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) в один, два або більше ярусів паралельно одна до іншої/інших та поздовжньої осі (37) вала (12) із зазором h1 між собою не менше 1/3 діаметра вихлопного патрубка (10) при кількості рухомих лопаток (11) дві або більше (див. схеми на Фіг. 13-14, 16-18, 19-23, 34, 41); рухомі лопатки (11) встановлено на кожній з ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) за кількістю, що дорівнює кількості нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток 8 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 (8) (по одній для нижньої (позиція "НЛ") і верхньої/верхніх (позиція "ВЛ") лопаток (8) - див. схеми на Фіг. 5-6, 8, 15, 18, 23, 41). Причому: зовнішній шар (позиція "В") кожної ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) виконано переважно з алюмінієвого сплаву з полірованою зовнішньою поверхнею (а саме, полірованою зовнішньою поверхнею бічних стінок (19) та зовнішньою поверхнею стінок півкільця (20) - див. схеми на Фіг. 4, 7 та схеми на Фіг. 5-6, 12-14, 17, 19-20, 41); рухомі лопатки (11) виконано у вигляді вигнутого аеродинамічного профілю (див. схеми на Фіг. 38-40 та схеми на Фіг. 5-6, 41); рухомі лопатки (11) виконано з хордою ("b1") не менше ширини бічної стінки (19) ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) в місці установки рухомої лопатки (11) (див. схеми на Фіг. 5-6, 14, 17, 20-22, 41); рухомі лопатки (11) при розсунутих ланках (позиції 17 і 18) дефлектора (6) розміщено із зазором s між собою по висоті з утворенням щілини між хвостовиком (38) попередньої і носком (39) наступної рухомої лопатки (11) з виходом високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ") з внутрішньої поверхні (40) зазначеної попередньої рухомої лопатки (11) на спинку (41) наступної лопатки (11) (див. схему на Фіг. 40); задня крайка (28) ведучої ланки (17) дефлектора (6) у випущеному на максимальний кут β положенні дефлектора (6) розташована в горизонтальному положенні, паралельному будівельній осі вертольота (4) в площині осей X і Z (див. схеми на Фіг. 5-7, 41); усі ланки (позиції 17 і 18) згаданого дефлектора (6) у випущеному положенні дефлектора фіксуються стопорінням привода (13), а механізми (24) зчеплення забезпечують їхнє з'єднання між собою; рухомі лопатки (11) нижнього (позиція "НЯ") й верхнього (позиція "ВЯ") ярусів при прибраному/складеному положенні ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) розміщено у внутрішній порожнині (34), відповідно, нижньої (позиція "НЛ") й верхньої/верхніх (позиція "ВЛ") нерухомої порожнистої направляючої вентильованої лопатки (8) (див. схеми на Фіг. 4-5, 8-9, 18, 23). Конструктивно і технологічно опорне кільце (7) (виконане за формою й розмірами, що забезпечують його встановлення на вертольоти (4) типу Мі-2, Мі-6, Мі-8, Мі-24, Мі-14, Мі-17, Мі35, Мі-26 або інших типів всіх модифікацій (наприклад, на вертольоти Мі-28, Ка-50, Ка-32). Конструктивно і технологічно силовий корпус (2) виконано або цільним, або з додатковими вікнами (42) підведення атмосферного повітря з під кожуха (5) в простір (порожнину) між силовим корпусом (2) і вихлопним патрубком (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота (4) (див. схеми на Фіг. 2, 25-28, 32, 41). Зазначений приглушувач (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, являє собою екранно-вихлопний пристрій з одним поворотом потоку високонагрітих вихлопних газів (позиція "ВНГ") газотурбінного двигуна (16) на кут до 90° вверх від зрізу (43) вихлопного патрубка (10) авіаційного газотурбінного двигуна (16), та з розподілом зазначеного потоку вихлопних газів (позиція "ВНГ") більше ніж на два струменя (як варіант), які проходять у простір над несучим гвинтом (44) вертольоту (4) - див. схему на Фіг. 41. При цьому: перший контур ежекції організовано на зрізі (43) вихлопного патрубка (10) двигуна (16) вертольота (4) - здійснюється ежекція повітря з підкапотного простору (15) та з порожнини між кожухом (5) і силовим корпусом (2) у вікна (42) силового корпусу (2) і далі у внутрішню порожнину (35) зазначених кожуха (5) і силового корпуса (2); другий контур ежекції організовано на зрізі (43) вихлопного патрубка (10) двигуна (16) вертольота (4) - здійснюється ежекція повітря у кільцеву щілину (конвективне) між кожухом (5) і силовим корпусом (2) у вікна (42) силового корпусу (2) і далі у внутрішню порожнину (35) зазначених кожуха (5) і силового корпуса (2), з під кожуха (5) через бічний вхід (33) у внутрішню порожнину нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (8) нижнього (позиція "НЯ") та верхнього (позиція "ВЯ") ярусів і далі у внутрішню порожнину (35) зазначених кожуха (5) і силового корпуса (2), проходячи у щілини між хвостовиком (38) попередньої і носком (39) наступної рухомої лопатки (11) з виходом високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ") з внутрішньої поверхні (40) зазначеної попередньої рухомої лопатки (11) на спинку (41) наступної лопатки (11); третій контур ежекції (плівкове охолодження) організовано в щілини між ланками (позиції 17 і 18) дефлектора (6) та у простір між зовнішнім (позиція "В") і внутрішнім (позиція "В 1") шарами зазначених ланок. Зазначені контури ежекції забезпечують (див. схему на Фіг. 41): 9 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 перший контур ежекції забезпечує підведення атмосферного повітря в змішувальну камеру екранно-вихлопного пристрою та, додатково, поліпшує вентиляцію підкапотного відсіку (позиція 15) двигунів (16) вертольота (4); другий контур ежекції забезпечує конвективне охолодження екрануючого кожуха (5) екранно-вихлопного пристрою (позиція 1) та підведення атмосферного повітря в простір між окремими плоскими струменями вихлопних газів, які формуються рухомими лопатками (11); третій контур ежекції забезпечує захисне плівкове (загороджувальне) охолодження стінок (19) ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) ежекторного екранно-вихлопного пристрою (позиція 1). Усі три контури охолодження у сумарному ефекті забезпечують охолодження високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ"), що виходить з вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота (4). Приглушувач (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, експлуатується таким чином. Запускають авіаційний газотурбінний двигун (16), наприклад, на вертольотах (4) типу Мі-2, Мі-6, Мі-8, Мі-14, Мі-17, Мі-24, Мі-26, Мі-35 (або інших типів (наприклад, Мі-28, Ка-52) всіх модифікацій) і здійснюють політ, наприклад, на виконання бойового завдання, де можливе нанесення по вертольоту удару супротивником з використанням ракетних засобів поразки, оснащеними інфрачервоними головками самонаведення. У зоні бойових дій, де можливе нанесення по вертольоту (4) удару супротивником з використанням ракетних засобів поразки, оснащеними інфрачервоними головками самонаведення, або при будь-якій іншій необхідності, льотчик (член екіпажа) подає команду на привід (13) вала (12) повороту ведучої ланки (17) дефлектора (6) (задається кут β відхилення ведучої ланки (17) дефлектора (6) на максимальний кут βмакс відхилення або на будь-який проміжний кут βi у діапазоні від 0 до 90°, коли задня крайка (28) ведучої ланки (17) дефлектора (6) установлюється в положення, паралельне (або близьке до нього) будівельної осі (45) вертольота в площині осей X і Z). Вал (12) провертається у вузлах (29) кріплення відносно своєї поздовжньої осі (37) і забезпечує початок повороту ведучої ланки (17) дефлектора (6) у бік напрямку виходу вихлопних газів (позиція "ВНГ") з вихлопного патрубка (10) авіаційного газотурбінного двигуна (16) (див. схему на Фіг. 45). У первісний момент руху ведучої (17) ланки дефлектора (6) вихлопні гази (позиція "ВНГ") з вихлопного патрубка (10) авіаційного газотурбінного двигуна (16) попадають у внутрішню порожнину (35) кожуха (5) і силового корпуса (2), де вони розділяються за допомогою вбудованих у конструкцію торцевої частини (36) силового корпуса (2) двох (як варіант конструктивного виконання) нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (8) на три великих потоки. При цьому для зниження температури високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ"), що виходить із вихлопного патрубка (10) авіаційного газотурбінного двигуна (16), відбувається попередня ежекція атмосферного повітря з підкапотного простору (15) вертольота (4) - здійснюється організація першого контуру ежекції повітря на зрізі (43) вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота (4), з наступним змішуванням охолодженого повітря з вихідними високонагрітими газами (позиція "ВНГ") в тракті (позиція 45) дефлектора (6) (див. схему змішання охолодженого повітря з вихідними вихлопного патрубка (10) високонагрітими газами (позиція "ВНГ") в тракті (позиція 45) дефлектора (6) на Фіг. 41). На зазначеному першому етапі повороту ведучої (17) ланки дефлектора (6) та повороту при цьому високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ"), що виходить з вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота (4), нерухомими лопатками (8), які закріплено на силовому корпусі (2) - не відбувається (див. схему на Фіг. 45). Далі за часом ведуча (17) ланка дефлектора (6) переміщується (шляхом повороту щодо поздовжньої осі (37) вала 12) убік від зрізу (43) вихлопного патрубка (10), і своєї передньої (27) крайкою відходить від зрізу нерухомого кожуха (5). Переміщення ведучої (17) ланки дефлектора (6) відбувається на кут β, заданий льотчиком (чи членом екіпажа) вертольота (4). У процесі переміщення (повороту) на заданий кут β (наприклад, на максимальний кут до 80…90°) ведуча (17) ланка дефлектора (6) захоплює своїм елементом (25) передачі зусиль (який входить до складу механізму (24) зчеплення) елемент (26) зачіпки (зазначеного механізму (24) зчеплення) першої (із блока) веденої (18) ланки (яка знаходиться усередині ведучої (17) ланки і є меншою за розмірами, ніж згадана ведуча (17) ланка) (див. схеми на Фіг. 8-9, 15, 18, 23). 10 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Здійснивши зачеплення своїм елементом (25) передачі зусиль (що входить до складу механізму (24) зчеплення) елемента (26) зачіпки (механізму (24) зчеплення) першого (з пакета) веденої (18) ланки, ведуча (17) ланка починає витягати зазначену першу ведену (18) ланку з пакета ведених ланок до моменту, коли зазначена перша ведена (18) ланка не зробить зачеплення своїм елементом (25) передачі зусиль (механізму (24) зчеплення) елемента (26) зачіпки (механізму (24) зчеплення) другої (наступної з пакету) веденої (18) ланки дефлектора (6) (яка за розмірами є меншою, ніж та ведена ланка, що висувається в цей момент часу з пакету ведених (18) ланок дефлектора (6)). У процесі переміщення (повороту убік від зрізу (43) вихлопного патрубка 10) ведучої (17) ланки, відбувається вихід рухомої лопатки (11), закріпленої на бічних стінках (19) ведучої (17) ланки, із внутрішньої порожнини (34) нерухомої порожнистої направляючої вентильованої лопатки (8), закріпленої на силовому корпусі (2) у внутрішньому просторі кожуха (5), а точніше, рухомих лопаток (11) нижнього і верхнього ярусів (позиції, відповідно, "НЯ" і "ВЯ") із внутрішніх порожнин (34), відповідно, нижньої (позиція "НЛ") і верхньої (позиція "ВЛ") нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (8) (див. схеми на Фіг. 5-6, 41). Таким чином, переміщуючись за часом убік від зрізу (43) вихлопного патрубка (10) ведуча (17) ланка дефлектора (6) по черзі витягає з пакету ведених (18) ланок першу, другу й далі j-ту ведену (18) ланку (використовуючи механізми (24) зчеплення зазначених ведених (18) ланок), а саме, його складові елементи (позиції 25 і 26) для зачеплення вихідної з пакету ведених (18) ланок із черговою веденою (18) ланкою, що перебуває у зазначеному пакеті (див. схеми на Фіг. 5-7). У процесі послідовного виходу з пакета ведених (18) ланок, послідовно виходять із порожнин (34) нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (8) (відповідно, нижньої (позиція "НЛ") і верхньої (позиція "ВЛ") нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток) рухомі лопатки (11), відповідно, нижнього (позиція "НЯ") і верхнього (позиція "ВЯ") ярусів розміщення в потоці високонагрітих газів (позиція "ВНГ"), що виходять із вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) вертольота (4). Рухомі лопатки (11) нижнього (позиція "НЯ") і верхнього (позиція "ВЯ") ярусів виходять у потік високонагрітих газів (позиція "ВНГ"), створюючи щілинний аеродинамічний профіль (див. схему на Фіг. 40) для повороту високонагрітого газового потоку, що виходить із вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16) (див. схему на Фіг. 41). Рухомі лопатки (11) при розсунутих ланках (позиції 17 і 18) дефлектора (6) розміщено із зазором s між собою по висоті з утворенням щілини (див. схему на Фіг. 40) між хвостовиком (38) попередньої і носком (39) наступної рухомої лопатки (11) з виходом високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ") з внутрішньої поверхні (40) зазначеної попередньої рухомої лопатки (11) на спинку (41) наступної лопатки (11), здійснюючи поворот високонагрітого газового потоку, що виходить із вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна (16), на заданий кут β (наприклад, на максимальний кут до 80…90°) (див. схему на Фіг. 41). При цьому зазначені три канали дефлектора (6) сформовано так, що відхиляють нижніми (позиція "НЯ") та верхніми (позиція "ВЯ") за ярусами рухомими лопатками (11), закріпленими на ланках (позиції 17 і 18) дефлектора (6), високонагрітий газовий потік (позиція "ВНГ") вверх на кут не менше 60±20°, забезпечуючи безвідривний поворот високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ") - див. схему на Фіг. 41. Підійшовши до рухомих лопаток (11) високонагрітий газовий потік (позиція "ВНГ") у дефлекторі (6) розділяється за допомогою зазначених вище рухомих направляючих лопаток (11) дефлектора на п окремих мілких плоских потоків (при n>5). Розподіл за допомогою нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (8) та рухомих направляючих лопаток (11) єдиного високонагрітого газового потоку (позиція "ВНГ") на ряд окремих плоских струменів/потоків призводить до збільшення інтенсивності їх перемішування з атмосферним повітрям (за верхнім зрізом (28) ведучої ланки (17) - див. схему на Фіг. 41) і до зменшення довжини високотемпературного факелу вихлопних газів. Це, у свою чергу, призводить до зменшення інфрачервоної помітності зазначеного струменя вихлопних газів. Водночас із цим у приглушувачі (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (який заявляється) відбувається екранування прямої видимості нагрітих елементів вихлопної системи (позиція 10) вертольота (4). Це забезпечується ланками (позиції 17 і 18) дефлектора (6) у їх випущеному (убік від вихлопного патрубка (10) газотурбінного двигуна 16) положенні, та лопатками (31) лобового повітрозабірника (30), розміщеного на кожусі (5) по напряму набігаючого повітря (див. схеми на Фіг. 5-7, 41). Нагрівання ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) запобігається шляхом створення плівкового (загороджувального) охолодження їх внутрішніх поверхонь ежектованим повітрям 11 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 атмосфери, що проходить у щілини (46) між ланками (позиції 17 і 18) дефлектора (6) та у простір між внутрішніми (позиція "В1") і зовнішніми (позиція "В") стінками (19) ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) (охолоджувальне повітря проходить між верхнім ("В") і нижнім ("В 1") шаром ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) - див. схеми на Фіг. 18, 41, при цьому здійснюється організація третього контуру ежекції повітря (див. схему на Фіг. 41, що додатково знижує температуру високонагрітих вихлопних газів і утворює плівкове (загороджувальне) охолодження стінок (позиція 19) верхнього ("В") та нижнього ("В1") шару кожної з ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6)). Для охолодження внутрішнього простору (35) приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (який заявляється) атмосферне повітря, що надходить через лобовий повітрозабірник (30), попадає у простір між силовим корпусом (2) і кожухом (5), а також у порожнини (34) нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (позиція 8), відповідно, нижньої (позиція "НЛ") й верхньої/верхніх (позиція "ВЛ") лопаток, через їх бічні (33) входи, і виходить у тракт (45) приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна - у потік високонагрітих газів (позиція "ВНГ"). Повітря з підкапотного простору (15) вертольота (4) ежектується у кільцеву щілину (47) між вихлопним патрубком (10) і силовим корпусом (2) і далі виходить у потік високонагрітих газів (позиція "ВНГ"). При зазначеній вище організації охолодження високонагрітих газів, що виходять із вихлопного патрубка (10) авіаційного газотурбінного двигуна (16), кожух (5) приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (що заявляється) охолоджується конвективним охолодженням. Таким чином, шляхом ежекції атмосферного повітря із підкапотного простору (позиція 15) вертольота (4) здійснюється організація другого контуру ежекції повітря (див. схему на Фіг. 41). Ежектоване таким чином повітря додатково знижує температуру вихлопних газів і додатково охолоджує кожух (5) (для зниження інфрачервоної помітності зазначеного кожуха). Для збирання ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6) льотчик (або член екіпажа) подає команду на привід (13) повороту вала (12) ведучої ланки (17) дефлектора (6). Зазначений привід (13) відпрацьовує команду шляхом провертання вала (12) у зворотну сторону. При цьому ведуча (17) ланка дефлектора (6), яка є жорстко закріпленою на валу (12), повертається в прибране положення. При цьому вона своїм елементом (25) передачі зусиль (механізму (24) зчеплення) захоплює елемент (26) зачіпки, розташований на першій веденій (18) ланці дефлектора (6) і повертає її в первісне (прибране) положення. Вертаючись у первісне (прибране) положення перша ведена (18) ланка дефлектора (6) аналогічним образом своїм елементом (25) передачі зусиль (механізму (24) зчеплення) захоплює елемент (26) зачіпки, розташований на другій (наступній) веденій (18) ланці дефлектора (6) і повертає останню в первісне (прибране) положення. Аналогічно кожна з наступних ведених (18) ланок дефлектора (6) повертає наступну за нею ведену (18) ланку дефлектора (6) у первісне (прибране) положення. При збиранні ланок (позиції 17 і 18) дефлектора (6), рухомі лопатки (позиції 11), відповідно, нижнього (позиція "НЯ") і верхнього (позиція "ВЯ") ярусів, послідовно входять у внутрішні порожнини (34), відповідно, нижньої (позиція "НЛ") і верхньої (позиція "ВЛ") нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (позиція 8). Коли все ланки (позиції 17 і 18) дефлектора (6) будуть повернуто у прибране положення (див. схему на Фіг. 3-4), привід (13) повороту вала (12) ведучої ланки (17) дефлектора (6) стопорить ведучу (17) ланку дефлектора (6) у прибраному положенні (див. схему на Фіг. 4). Наземні випробування приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (який заявляється), і який являє собою ежекторний екранно-вихлопний пристрій, в натурних умовах на вертольоті МІ-8МТВ (див. Фіг. 42-43) показали зниження сили інфрачервоного випромінювання в діапазонах довжин хвиль λ=2,8…4,2 мкм і λ=3,0…5,0 мкм в 40-50 разів у порівнянні з вертольотом без екранно-вихлопного пристрою. Висока ефективність розробленого екранно-вихлопного пристрою (а саме приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється) по зниженню теплової помітності забезпечується наступними особливостями його конструкції: у складеному стані дефлектора (6) практично відсутні втрати потужності ГТД (позиція 16) вертольота (4) й приріст лобового опору вертольота; застосуванням багатоконтурного ежектора з одним поворотом потоку вихлопних газів на 60±20° і короткою камерою змішання, що забезпечує малий гідравлічний опір екранно 12 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 вихлопного пристрою (позиція 1) (що призводить до зменшення втрат потужності газотурбінного двигуна () зазначеного вертольота не більше 1,5…2,0 %); розміщенням зрізу вихідного каналу (дефлектора) приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (який заявляється) в горизонтальній площині (що забезпечує екранування інфрачервоного випромінювання в нижній півсфері); напрямком потоку вихлопних газів з дефлектора (6) приглушувача (1) інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (який заявляється) минаючи оперені частини лопат (44) несучого гвинта вертольота (4) (що запобігає їхньому нагріванню, а також відкидання вихлопних газів долілиць і нагріванню хвостової балки (48) вертольота (4) - див. схему на Фіг. 41 та схеми на Фіг. 42, 43); розподілом за допомогою нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток (позиція 8) потоку вихлопних газів ("ВНГ") принаймні на три великих потоки між зазначеними нерухомими порожнистими направляючими вентильованими лопатками (8) та додатково на n плоских потоків між рухомими лопатками (11) верхнього (позиція "ВЯ") та нижнього (позиція "НЯ") ярусів (як варіант конструктивного виконання, де в інших варіантах конструктивного виконання можливий розподіл потоку на більшу кількість потоків - де n>5), що сприяє їхньому швидкому розмиванню в навколишньому середовищі за обрізом (43) вихлопного патрубка (10) авіаційного газотурбінного двигуна (16). Підвищення ефективності застосування приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, у порівнянні з прототипом, досягається за рахунок встановлення розсувних (охолоджуваних методом ежекції) ланок дефлектора, забезпечується екранування нагрітих елементів вихлопної системи газотурбінного двигуна вертольота. Підвищення ефективності застосування приглушувача інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, у порівнянні з прототипом, досягається й за рахунок встановлення застосування розсувного дефлектора та створення конструктивними елементами дефлектора, а саме, нерухомими порожнистими направляючими вентильованими лопатками, рухомими лопатками та щілинами між стінками ведучої та ведених ланок не менше, ніж трьох контурів ежекції повітря, що у сумарному ефекті призводить до зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів (встановлених, наприклад, на вертольоті) до практичного мінімуму шляхом змішування навколишнього повітря низької температури з вихлопом високої температури турбіни (щоб понизити інфрачервону сигнатуру). Джерела інформації: 1. Чигрин B.C., Белова С.Е. Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД. Учебное пособие. - Рыбинск: РГАТА, 2004. - 38 с. 2. Патент Великої Британії № 2114229 від 17.08.1983 року, МПК 7 F02K 1/46 -аналог. 3. Патент Німеччини DE № 3127106 А1 від 27.01.1983 року, МПК 7 В64D 33/04 - аналог. 4. Патент США № 4.295.332 від 13.11.1978 року (кл. 60/264), МПК 7 F02K 7/00, F 02 К 3/00 аналог. 5. Патент США № 6.055.804 від 02.05.2000, МПК 7 В64D 33/04 -аналог. 6. Патент України № 72610 (по заявці № u201201139 від 06.02.2012) "Пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна", МПК (2012) В 64 D 33/04 - аналог. 7. Губин В.М., Сиротини А.С., Насонов Г.П. О тепловой заметности вертолетов. УДК 629.735.45.067. - С. 37-41, рис. 7 (стр. 39 - экранное устройство вертолета) - прототип. 45 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 50 55 60 1. Приглушувач інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить силовий корпус, закріплений жорстко до силового набору фюзеляжу вертольота, при цьому силовий корпус розміщено із зазором своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні вихлопного патрубка, що виступає за обводи фюзеляжу, для забезпечення ежекції повітря з підкапотного простору, силовий корпус виконаний за довжиною більшим, ніж довжина виступаючої за обріз фюзеляжу частини вихлопного патрубка, причому передню частину силового корпуса виконано припасованою до поверхні борта вертольота, а задню - відкритою для забезпечення виходу газів з вихлопного патрубка газотурбінного двигуна вертольота, який відрізняється тим, що він додатково містить кожух, жорстко закріплений на силовому корпусі, дефлектор, закріплений з можливістю повороту щодо нерухомих кожуха й силового корпуса, опорне кільце, розміщене між згаданими силовим корпусом і поверхнею фюзеляжу вертольота, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки, закріплені жорстко всередині кожуха горизонтально щодо осі вихлопного патрубка, паралельно одна щодо іншої та на відстані нижня 13 UA 87139 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 від верхньої не менше 1/3 діаметра згаданого вихлопного патрубка, рухомі лопатки, вал, привід вала і вузли кріплення приглушувача у зібраному стані до елементів силового набору фюзеляжу/капота вертольота, при цьому дефлектор виконано складовим з поворотних відносно одна до другої ланок, кожну з ланок дефлектора виконано у вигляді двох стінок, розміщених паралельно між собою, і жорстко з'єднаних зі стінками півкільця, що формує із зазначеними стінками U-подібну в поперечному перерізі форму ланки, на вільних кінцях стінок ланки виконано отвори для проходу вала, центри яких знаходяться на одній осі, перпендикулярній стінці ланки, кожну ланку дефлектора виконано двошаровою для проходу охолоджувального повітря між зовнішнім і внутрішнім шаром, зовнішній і внутрішній шари ланки дефлектора з'єднано між собою поздовжніми підкріплювальними силовими елементами, ланки дефлектора виконано зі збільшенням поперечних габаритів у напрямку руху вихлопних газів, що забезпечують їхній вхід одна в іншу при повороті дефлектора, кожну з ланок дефлектора оснащено механізмом зчеплення, що містить елемент передачі зусиль і елемент зачіпки, елемент передачі зусиль і елемент зачіпки розміщені, відповідно, на різних торцевих частинах ланки дефлектора, зовнішню ланку дефлектора, що є ведучою, виконано найбільшою за розмірами і жорстко закріплено на валу, внутрішні ланки дефлектора, які є веденими, розміщено з можливістю вільного провертання щодо вала, ланки дефлектора встановлено із зазором між собою відносно стінок, відповідно, зовнішнього й внутрішнього шарів, внутрішню найменшу ведену ланку дефлектора розміщено із зазором щодо зовнішніх поверхонь кожуха й силового корпуса, вал повороту зовнішньої/ведучої ланки дефлектора з'єднано із приводом вала, вал закріплено на силовому корпусі з можливістю провертання у вузлах кріплення, кожух закріплено до силового корпуса із зазором своєю внутрішньою поверхнею щодо зовнішньої поверхні силового корпуса, кожух оснащений лобовим повітрозабірником, розміщеним у передній частині зазначеного кожуха за напрямком польоту вертольота, лобовий повітрозабірник закритий лопатками, що запобігають прямій видимості нагрітого до високої температури силового корпусу, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки виконано з відкритою задньою крайкою та оснащено бічними входами для проходу холодного атмосферного повітря з підкапотного простору вертольота у внутрішню порожнину зазначених лопаток і далі у внутрішню порожнину кожуха та силового корпуса, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки встановлено в один, два або більше рядів за висотою вихлопного патрубка газотурбінного двигуна вертольота із зазором між собою, нижню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку виконано за габаритами більшою, ніж верхня нерухома порожниста направляюча вентильована лопатка та наступні нерухомі лопатки при встановленні зазначених верхніх нерухомих лопаток кількістю більше ніж дві, нижню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку й верхню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку виконано за розмірами по ширині й висоті, що забезпечують вхід/складання в їхню внутрішню порожнину рухомих лопаток, відповідно, нижнього й верхнього/верхніх ярусів, закріплених на ведучій й ведених ланках дефлектора, нижню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку встановлено переважно по центру або вище високонагрітого газового потоку у бік вала, верхню нерухому порожнисту направляючу вентильовану лопатку чи комплект таких лопаток за кількість дві, три або більше встановлено в частині потоку високонагрітих газів між нижньою нерухомою порожнистою направляючою вентильованою лопаткою і валом, нерухомі порожнисті направляючі вентильовані лопатки жорстко закріплено до торцевої частини силового корпуса, рухомі лопатки закріплено між бічними стінками внутрішнього шару ланки дефлектора в один, два або більше ярусів паралельно одна до іншої/інших та осі вала із зазором між собою не менше 1/3 діаметра вихлопного патрубка при кількості рухомих лопаток дві або більше, рухомі лопатки встановлено на кожній з ланок дефлектора за кількістю, що дорівнює кількості нерухомих порожнистих направляючих вентильованих лопаток, причому зовнішній шар кожної ланки дефлектора виконано переважно з алюмінієвого сплаву з полірованою зовнішньою поверхнею, рухомі лопатки виконано у вигляді вигнутого аеродинамічного профілю, рухомі лопатки виконано з хордою не менше ширини бічної стінки ланки дефлектора в місці установки рухомої лопатки, рухомі лопатки при розсунутих ланках дефлектора розміщено із зазором між собою по висоті з утворенням щілини між хвостовиком попередньої і носком наступної рухомої лопатки з виходом високонагрітого газового потоку з внутрішньої поверхні зазначеної попередньої рухомої лопатки на спинку наступної лопатки, задня крайка ведучої ланки дефлектора у випущеному на максимальний кут положенні дефлектора розташована в горизонтальному положенні, паралельному будівельній осі вертольота в площині осей X і Z, усі ланки згаданого дефлектора у випущеному положенні дефлектора фіксуються стопорінням привода, а механізми зчеплення забезпечують їхнє з'єднання між собою, рухомі лопатки нижнього й верхнього ярусів при 14 UA 87139 U 5 прибраному/складеному положенні ланок дефлектора розміщено у внутрішній порожнині, відповідно, нижньої й верхньої нерухомої порожнистої направляючої вентильованої лопатки. 2. Приглушувач за п. 1, який відрізняється тим, що опорне кільце виконане за формою й розмірами, що забезпечують його встановлення на вертольоти типу Мі-2, Мі-6, Мі-8, Мі-24, Мі14, Мі-17, Мі-35, Мі-26 або інших типів всіх модифікацій. 3. Приглушувач за п. 1, який відрізняється тим, що силовий корпус виконано або цільним, або з додатковими вікнами підведення атмосферного повітря з-під кожуха в простір між силовим корпусом і вихлопним патрубком газотурбінного двигуна вертольота. 15 UA 87139 U 16 UA 87139 U 17 UA 87139 U 18 UA 87139 U 19 UA 87139 U 20 UA 87139 U 21 UA 87139 U 22 UA 87139 U 23 UA 87139 U 24 UA 87139 U 25 UA 87139 U 26 UA 87139 U 27 UA 87139 U 28