Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку



Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку
Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку
Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку
Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку

 


Владельцы патента RU 2402462:

ЭРБЮС ФРАНС (FR)

Изобретение относится к размещению двигательной установки на летательном аппарате. Двигательная установка содержит турбореактивный двигатель (1) и теплообменник (13), расположенный над этим турбореактивным двигателем и отбирающий поток охлаждающего воздуха (7) и поток горячего воздуха в турбореактивном двигателе. Поверхность забора потока охлаждающего воздуха и поверхность забора потока горячего воздуха в корпус теплообменника ориентированы в направлении передней части турбореактивного двигателя и имеют нормали (n1, n2), наклоненные по отношению к оси (А) этого турбореактивного двигателя. Летательный аппарат содержит указанную двигательную установку. Группа изобретений направлена на снижение габаритных размеров. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к двигательной установке для летательного аппарата, содержащей турбореактивный двигатель и теплообменник. Более конкретно, это изобретение относится к прохождению потока охлаждающего воздуха и потока горячего воздуха вплоть до теплообменника, в котором должны двигаться упомянутые потоки. Предлагаемое изобретение относится также к расположению упомянутого теплообменника по отношению к турбореактивному двигателю.

Для питания системы кондиционирования воздуха в наддуваемой герметичной кабине, где расположен экипаж и пассажиры летательного аппарата, известно использование отбора сжатого воздуха на уровне компрессоров турбореактивных двигателей этого летательного аппарата. Этот сжатый воздух подается по трубопроводам от турбореактивных двигателей вплоть до системы кондиционирования воздуха в наддуваемой герметичной кабине. Однако, поскольку температура воздуха, отбираемого на уровне компрессоров турбореактивных двигателей, является весьма высокой и обычно превышает 400°С, необходимо обеспечить предварительное охлаждение этого сжатого воздуха.

Для решения этой задачи известно использование теплообменника, позволяющего обеспечить охлаждение, по меньшей мере, частичное, сжатого воздуха, отбираемого на уровне компрессора турбореактивного двигателя, перед его подачей в систему кондиционирования воздуха. Теплообменник содержит корпус, в котором поток горячего воздуха, поступающий из компрессора турбореактивного двигателя, пересекается с потоком охлаждающего воздуха, отбираемого в канале вентилятора этого турбореактивного двигателя. Холодный воздух, отбираемый в канале вентилятора турбореактивного двигателя, имеет температуру примерно от 70°С до 100°С. В процессе пересечения этих потоков воздуха имеет место тепловой обмен, позволяющий на выходе из корпуса теплообменника получить достаточно холодный сжатый воздух, то есть воздух, имеющий температуру порядка 200°С. Поток горячего воздуха, охлажденного в теплообменнике, при этом направляется в систему кондиционирования воздуха, тогда как поток охлаждающего воздуха удаляется за пределы турбореактивного двигателя через отверстия или щели, выполненные на кожухе пилона подвески двигателя или пилона крепления турбореактивного двигателя на крыле летательного аппарата.

Одним из недостатков такого теплообменника являются его достаточно большие габаритные размеры. Действительно, такой теплообменник чаще всего расположен на уровне пилона подвески, позволяющего соединить турбореактивный двигатель с несущим крылом летательного аппарата. При этом теплообменник обычно закреплен на верхней поверхности пилона подвески. Более конкретно, теплообменник установлен над передней частью кессона, образующего жесткую конструкцию пилона подвески двигателя, и внутри обтекателя, покрывающего этот кессон. Таким образом, необходимо подвести поток горячего воздуха, перед тем, как он будет охлажден, и поток охлаждающего воздуха, позволяющего обеспечить охлаждение этого потока горячего воздуха от турбореактивного двигателя, расположенного под пилоном подвески, к теплообменнику, расположенному над этим пилоном подвески.

В настоящее время, вследствие расположения теплообменника на пилоне подвески и осуществления отбора холодного воздуха и горячего воздуха в турбореактивном двигателе, оба трубопровода, обеспечивающих подачу горячего воздуха и подачу охлаждающего воздуха, проходят через кессон пилона подвески двигателя. Этот кессон пилона подвески двигателя представляет собой несущую конструкцию этого пилона, которая подвергается ослаблению на уровне прохождения трубопроводов через его структуру. В то же время, габаритные размеры этих трубопроводов во внутреннем объеме кессона являются значительными, вынуждая иметь пересечения этих трубопроводов в кессоне. Такие пересечения могут сделать затруднительным монтаж трубопроводов подачи охлаждающего воздуха и горячего воздуха на турбореактивном двигателе и на теплообменнике.

При этом холодный воздух в настоящее время отбирается в боковом направлении в турбореактивном двигателе на уровне канала вентилятора таким образом, что трубопровод подачи охлаждающего воздуха, позволяющий подвести поток охлаждающего воздуха от турбореактивного двигателя к теплообменнику, должен пройти через кожух устройства реверса тяги этого турбореактивного двигателя. Однако этот кожух устройства реверса тяги имеет такую кинематику, которая позволяет ему находиться в закрытом положении и в открытом положении. Таким образом, в том случае, когда кожух устройства реверса тяги находится в открытом положении, связь между трубопроводом подачи охлаждающего воздуха и кожухом устройства реверса тяги не может осуществляться. Необходимо, таким образом, предусматривать специальную систему связи с герметичным стыком для того, чтобы обеспечить соединение без потерь между каналом подачи охлаждающего воздуха и кожухом устройства реверса тяги.

Таким образом, техническая задача данного изобретения состоит в том, чтобы предложить альтернативу существующим двигательным установкам, модифицируя траектории движения потоков холодного воздуха и потоков горячего воздуха в направлении теплообменника. Таким образом исключают снижение прочности конструкции кессона пилона подвески двигателя и упрощают монтаж теплообменника на пилоне подвески и на турбореактивном двигателе.

Для этого в данном изобретении предлагается подводить поток горячего воздуха и поток холодного воздуха в переднюю часть корпуса теплообменника. Здесь выражение "в переднюю часть" следует понимать как подведение этих потоков воздуха фронтально по отношению к течению воздуха, движущегося за пределами этого теплообменника. При этом не только поток горячего воздуха, но также и поток холодного воздуха, который обычно поступает в корпус теплообменника через его нижнюю часть, здесь подается в корпус теплообменника через его переднюю часть. Корпус теплообменника ориентирован по отношению к оси турбореактивного двигателя таким образом, чтобы представлять две стороны по отношению к передней части турбореактивного двигателя с тем, чтобы трубопровод подачи холодного воздуха и трубопровод подачи горячего воздуха имели возможность входить спереди в корпус теплообменника. Здесь определение "спереди" следует понимать по отношению к направлению течения потока воздуха снаружи от корпуса теплообменника. Поток холодного воздуха и поток горячего воздуха движутся в корпусе теплообменника перпендикулярно друг другу. В соответствии с конкретным примером реализации поток холодного воздуха, предназначенный для циркуляции в теплообменнике, отбирается уже не на уровне канала вентилятора, но на уровне зоны раздвоения, которая разделяет поток воздуха, поступающий в турбореактивный двигатель, на два потока, движущихся соответственно вдоль левой боковины и вдоль правой боковины пилона подвески двигателя, по потоку перед каналом вентилятора. Эта зона раздвоения, или обтекатель разделения, потоков сформирована фиксированной передней кромкой, то есть кромкой, не имеющей какой-либо кинематики. Таким образом, трубопровод подачи холодного воздуха также может быть фиксированным на уровне воздухозаборника, расположенного в упомянутой зоне раздвоения. Вследствие этого отбор воздуха теперь уже осуществляется не сбоку, то есть с одной или с другой стороны от кожухов турбореактивного двигателя, но фронтальным образом, параллельно оси этого турбореактивного двигателя. Трубопровод подачи холодного воздуха подходит спереди к корпусу теплообменника и не проходит, таким образом, через кессон пилона подвески двигателя.

Таким образом, объектом предлагаемого изобретения является двигательная установка для летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель и теплообменник, расположенный над этим турбореактивным двигателем и отбирающий поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха в турбореактивном двигателе, отличающаяся тем, что поверхности забора потока охлаждающего воздуха и забора горячего воздуха в корпус теплообменника ориентированы в направлении передней части турбореактивного двигателя и имеют нормали, наклоненные по отношению к оси этого турбореактивного двигателя.

В соответствии с примерами реализации двигательной установки в соответствии с предлагаемым изобретением эта двигательная установка может содержать все или часть перечисленных ниже отличительных признаков:

- корпус теплообменника закреплен на верхней поверхности пилона подвески турбореактивного двигателя на крыле летательного аппарата;

- поток охлаждающего воздуха отбирается в зоне раздвоения движения потока воздуха внутри кожухов турбореактивного двигателя, по потоку перед кожухами устройств реверса тяги этого турбореактивного двигателя;

- корпус теплообменника представляет собой параллелепипед, проходящий вдоль оси турбореактивного двигателя и расположенный наклонно по отношению к этой оси, причем поток охлаждающего воздуха поступает в корпус теплообменника через его первую переднюю входную поверхность и выходит через первую заднюю выходную поверхность этого корпуса, а поток горячего воздуха поступает в корпус теплообменника через его вторую переднюю входную поверхность и выходит через вторую заднюю выходную поверхность этого корпуса;

- поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха движутся в корпусе теплообменника в направлении спереди назад и перпендикулярно друг к другу;

- корпус теплообменника представляет собой параллелепипед, расположенный поперечно по отношению к оси турбореактивного двигателя, причем поток охлаждающего воздуха поступает через нижнюю входную поверхность корпуса теплообменника и выходит через верхнюю выходную поверхность этого корпуса, а поток горячего воздуха поступает через переднюю входную поверхность корпуса теплообменника и выходит через заднюю выходную поверхность этого корпуса;

- поток охлаждающего воздуха движется снизу вверх в корпусе теплообменника и поток горячего воздуха движется спереди назад в корпусе теплообменника, причем поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха движутся в корпусе теплообменника перпендикулярно по отношению друг к другу.

Предлагаемое изобретение относится также к летательному аппарату, содержащему, по меньшей мере, одну двигательную установку в соответствии с этим изобретением.

В соответствии с предпочтительными примерами реализации летательный аппарат снабжен двумя или четырьмя двигательными установками в соответствии с предлагаемым изобретением.

Предлагаемое изобретение очевидно из приведенного ниже описания не являющихся ограничительными примеров его реализации, приводимых со ссылками фигуры на чертежей, на которых:

фиг.1А - схематический вид сверху двигательной установки в соответствии с первым примером реализации предлагаемого изобретения;

фиг.1В - схематический перспективный вид теплообменника, показанного на фиг.1А;

фиг.2А - схематический вид сверху двигательной установки в соответствии со вторым примером реализации предлагаемого изобретения;

фиг.2В - схематический перспективный вид теплообменника, показанного на фиг.2А.

На фиг.1А схематически представлен турбореактивный двигатель 1, показанный здесь без гондолы. Пилон 10 подвески позволяет закрепить турбореактивный двигатель 1 на крыле летательного аппарата (на приведенных в приложении фигурах чертежей не показано). Конец пилона 10 подвески в виде пирамиды 11 закреплен на задней части вентилятора 3 этого турбореактивного двигателя 1. Корпус 12, или кессон, пилона 10 подвески двигателя закреплен в двух точках на задней части 2 турбореактивного двигателя 1.

Теплообменник 13 закреплен на верхней поверхности 15 кессона 12 пилона 10 подвески двигателя. Здесь под верхней поверхностью 15 следует понимать ту поверхность пилона 10 подвески двигателя, которая обращена в сторону неба. Теплообменник 13 содержит корпус 16, в котором движутся поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха для того, чтобы обеспечить охлаждение горячего воздуха, который должен быть направлен в систему кондиционирования воздуха внутри летательного аппарата. Теплообменник 13 содержит также трубопроводы 17, 18 подвода воздуха, обеспечивающие подачу упомянутых потоков воздуха в корпус 16, и средства удаления воздуха, позволяющие этим потокам воздуха выйти из корпуса 16 теплообменника.

Поток охлаждающего воздуха проходит от вентилятора 3 до корпуса 16 теплообменника через трубопровод 17 подачи охлаждающего воздуха и выходит за пределы турбореактивного двигателя 1, например, через отверстия, выполненные в гондоле этого турбореактивного двигателя 1. Поток горячего воздуха проходит от задней части 2 двигателя до корпуса 16 теплообменника через трубопровод 18 подачи горячего воздуха, проходящий через кессон 12 пилона 10 подвески двигателя по его высоте. Трубопровод 18 подачи горячего воздуха и трубопровод 17 подачи охлаждающего воздуха при этом не пересекаются, поскольку трубопровод 17 подачи охлаждающего воздуха проходит через пирамиду 11 пилона 10 подвески двигателя, тогда как трубопровод 18 подачи горячего воздуха проходит через кессон 12 (смотрите фиг.1В).

Корпус 16 теплообменника имеет в целом прямоугольную форму и располагается наклонно по отношению к оси А турбореактивного двигателя 1 таким образом, чтобы представлять две передние поверхности, образующие соответственно поверхность 19 входа охлаждающего воздуха и поверхность 20 входа горячего воздуха. Эта поверхность 19 входа охлаждающего воздуха и поверхность 20 входа горячего воздуха имеют нормали n1 и n2, наклоненные по отношению к оси А турбореактивного двигателя 1. Каждый трубопровод 17, 18 входит в корпус 16 теплообменника через различные передние поверхности 19, 20 этого корпуса 16 таким образом, чтобы эти трубопроводы 17, 18 подачи воздуха не пересекались на уровне корпуса 16 теплообменника.

Внутри корпуса 16 теплообменника поток охлаждающего воздуха, поступающий из трубопровода 17 подачи охлаждающего воздуха, и поток горячего воздуха, поступающий из трубопровода 18 подачи горячего воздуха, движутся в целом в направлении спереди назад по отношению к направлению полета летательного аппарата. Внутри корпуса 16 теплообменника поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха движутся в параллельных друг другу горизонтальных плоскостях, но в направлениях, перпендикулярных друг другу. Таким образом, теплообменник 13 работает горизонтально.

Поток горячего воздуха, частично охлажденный в теплообменнике, выходит из корпуса 16 через трубопровод 21 удаления горячего воздуха, располагающийся на уровне задней выходной поверхности 24 корпуса 16 для того, чтобы быть направленным в систему кондиционирования воздуха (на приведенных в приложении фигурах не показана). Предпочтительным образом поток охлаждающего воздуха, выходящий из корпуса 16 теплообменника, удаляется через вторую заднюю выходную поверхность этого корпуса 16 наружу для того, чтобы иметь возможность легко быть отведенным за пределы пилона подвески двигателя.

В соответствии с другим примером реализации предлагаемого изобретения корпус 16 теплообменника 13 может иметь в целом ромбическую форму, причем эта ромбическая форма располагается вдоль оси А турбореактивного двигателя 1. Таким образом, корпус 16 теплообменника также представляет две передние поверхности подвода воздуха, позволяющие принимать трубопровод 17 подачи охлаждающего воздуха и трубопровод 18 подачи горячего воздуха.

На фиг.2А схематически представлен другой пример позиционирования теплообменника 13 на пилоне 10 подвески двигателя. Здесь корпус 16 теплообменника имеет в целом прямоугольную форму.

Как это можно видеть на фиг.2В, корпус 16 теплообменника наклонен на пилоне 10 и расположен поперечно по отношению к оси А турбореактивного двигателя 1. Нижняя поверхность 22 корпуса 16 не соединяется с верхней поверхностью 15 пилона 10, но расположена наклонно над упомянутой верхней поверхностью 15. Под нижней поверхностью 22 здесь следует понимать поверхность корпуса 16 теплообменника, ориентированную в направлении верхней поверхности 15 пилона 10. При этом корпус 16 закреплен, например, на верхней поверхности 15 пилона 10 при помощи ребра, общего для нижней поверхности 22 и задней поверхности корпуса 16.

Наклон корпуса 16 теплообменника выполнен таким образом, что он освобождает доступ к нижней поверхности 22 этого корпуса 16. Таким образом, нижняя поверхность 22 оказывается в передней части турбореактивного двигателя 1, в том же качестве, что и передняя поверхность 19, которая оказывается приподнятой над пилоном 10 по отношению к нижней поверхности 22. Таким образом, нижняя поверхность 22 и передняя поверхность 19 расположены против течения потока воздуха, движущегося вне теплообменника. Нижняя поверхность 22 и передняя поверхность 19 имеют нормали, наклоненные по отношению к оси А турбореактивного двигателя 1.

Поток охлаждающего воздуха подается через нижнюю поверхность 22 в корпус 16 теплообменника, тогда как поток горячего воздуха подается в этот корпус 16 через его переднюю поверхность 19. Поток охлаждающего воздуха проходит через корпус 16 теплообменника от его нижней входной поверхности 22 до верхней выходной поверхности 23, тогда как поток горячего воздуха проходит через этот корпус 16 от его передней входной поверхности 19 до задней выходной поверхности 24. Таким образом, поток охлаждающего воздуха проходит через корпус перпендикулярно по отношению к потоку горячего воздуха. Таким образом, теплообменник 13 работает вертикально.

1. Двигательная установка для летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель (1) и теплообменник (13), расположенный над этим турбореактивным двигателем и отбирающий поток охлаждающего воздуха (7) и поток горячего воздуха в турбореактивном двигателе, отличающаяся тем, что поверхности забора потока охлаждающего воздуха и забора потока горячего воздуха в корпус теплообменника направлены вперед турбореактивного двигателя и имеют нормали (n1, n2), наклоненные по отношению к оси (А) этого турбореактивного двигателя.

2. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что поток охлаждающего воздуха отбирается в зоне раздвоения (6) движения потока воздуха внутри кожухов турбореактивного двигателя по потоку перед кожухами устройств (5) реверса тяги этого турбореактивного двигателя.

3. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что корпус (16) теплообменника закреплен на верхней поверхности (15) пилона (10) подвески турбореактивного двигателя на крыле летательного аппарата.

4. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый корпус теплообменника представляет собой параллелепипед, проходящий вдоль оси турбореактивного двигателя и расположенный наклонно по отношению к этой оси, причем поток охлаждающего воздуха поступает в корпус теплообменника через его первую переднюю входную поверхность (19) и выходит через первую заднюю выходную поверхность (24) этого корпуса, а поток горячего воздуха поступает в корпус теплообменника через его вторую переднюю входную поверхность (20) и выходит через вторую заднюю выходную поверхность этого корпуса.

5. Двигательная установка по п.4, отличающаяся тем, что поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха движутся в корпусе теплообменника в направлении спереди назад перпендикулярно друг к другу.

6. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый корпус представляет собой параллелепипед, расположенный поперечно по отношению к оси турбореактивного двигателя, причем поток охлаждающего воздуха поступает в корпус теплообменника через его нижнюю входную поверхность (22) и выходит через верхнюю выходную поверхность (23) этого корпуса, а поток горячего воздуха поступает в корпус теплообменника через его переднюю входную поверхность (19) и выходит через заднюю выходную поверхность (24) этого корпуса.

7. Двигательная установка по п.6, отличающаяся тем, что поток охлаждающего воздуха движется в корпусе теплообменника в направлении снизу вверх и поток горячего воздуха движется в корпусе теплообменника в направлении спереди назад, причем поток охлаждающего воздуха и поток горячего воздуха движутся в корпусе теплообменника перпендикулярно друг к другу.

8. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, одну двигательную установку в соответствии с одним из пп.1-7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу оптимизации компоновки авиационных двигателей силовой установки на воздушном судне. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационному оборудованию. .

Изобретение относится к воздушно-космической технике и может быть использовано при создании двигательных систем летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и открытом космосе.

Изобретение относится к оборудованию воздушного судна. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для защиты турбореактивного двигателя от попадания посторонних предметов. .

Изобретение относится к воздухонаправляющей створке воздушного судна, одна поверхность которой обращена к воздуховоду и подвержена воздействию давления, преобладающего в воздуховоде, а противоположная поверхность подвержена воздействию давления относительного потока, обтекающего воздушное судно.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, в частности к способам и устройствам кондиционирования воздуха в кабине воздушного судна. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбовентиляторному двигателю, оборудованному пред охладителем. .

Изобретение относится к специальной области оборудования и может быть использовано при охлаждении бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для длительных (крейсерских) полетов со сверхзвуковой скоростью полета.

Изобретение относится к охлаждающим системам, применяемым для охлаждения тепловыделяющих устройств в воздушном судне. .

Изобретение относится к области регулирования температуры воздуха, подаваемого в пассажирское воздушное судно, кабина которого подразделена на множество зон, каждая из которых снабжается воздухом, подаваемым из ее собственной питающей магистрали.

Изобретение относится к области регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна, кабина которого разделена на несколько зон, индивидуально снабжаемых регулируемым по температуре воздухом.

Изобретение относится к авиационной наземной технике и предназначено для обеспечения требуемых параметров в салонах летательных аппаратов при их подготовке к полетам
Наверх