Способ и система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата

Авторы патента:


Способ и система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата
Способ и система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата
Способ и система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата
Способ и система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата
Способ и система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2482999:

СНЕКМА СЕРВИС (FR)

Изобретение относится к авиаприборостроению, в частности к системам контроля работы газотурбинного двигателя летательного аппарата (ЛА). Система реализует способ обнаружения выхода рабочих параметров двигателя за пределы допустимых величин и определения характера значений этих параметров для определения вероятности возникновения аварийной ситуации. Сигнал о возникновении аварийной ситуации на борту ЛА автоматически передается на наземную систему для определения степени серьезности опасности и выработки рекомендаций по дальнейшим действиям для устранения опасности. Способ в соответствии с настоящим изобретением содержит этапы: обнаружения (Е10) летательным аппаратом превышения порога параметра во время работы двигателя; автоматической передачи (Е20) ЛА тревожного сообщения, связанного с превышением, на наземную систему; прием наземной системой сообщения (Е30) и его обработка (Е40); автоматическое определение (Е50) уровня серьезности превышения; инкрементация (Е60) счетчика, характеризующего количество раз, когда произошло превышение рабочего параметра, соответствующее этому уровню серьезности. Повышается надежность работы двигателя и безопасность полетов. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение касается контроля двигателей летательного аппарата и, в частности, газотурбинных двигателей летательного аппарата.

В настоящее время существуют системы, позволяющие снимать в различные моменты времени параметры, характеризующие характеристики двигателя летательного аппарата в полете. Этими параметрами являются, например, расход топлива, скорость вращения вала высокого давления и т.д. Эти параметры передаются, например, через связь СВЧ или спутниковую связь на наземное устройство, предназначенное для их анализа.

Осуществляемые на земле анализы являются относительно сложными, учитывая, в частности, большое число предназначенных для обработки собранных данных. Кроме того, они часто требуют участия, по меньшей мере, одного человека, что делает их уязвимыми от человеческих ошибок в считывании, интерпретации и т.д.

Следовательно, существует потребность в разработке простого и надежного способа (и системы), позволяющего использовать данные, полученные во время полета и характеризующие работу двигателя летательного аппарата, в частности, с целью облегчения технического обслуживания двигателей.

Сущность и объект изобретения

Первым объектом настоящего изобретения является способ характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата, содержащий:

- этап обнаружения летательным аппаратом превышения порога параметра во время работы двигателя;

- при обнаружении этого превышения - этап автоматической передачи летательным аппаратом тревожного сообщения, связанного с превышением, на наземную систему;

- на основании этого сообщения - этап автоматического определения уровня серьезности превышения;

- этап инкрементации счетчика, характеризующего количество раз, когда произошло превышение рабочего параметра, соответствующее этому уровню серьезности.

Таким образом, изобретением предлагается простой способ контроля двигателя летательного аппарата. Этот способ позволяет характеризовать уровень серьезности наблюдаемого превышения порога (критического) параметра, в частности, чтобы учитывать количество обнаруженных превышений, соответствующих этому уровню серьезности.

Предпочтительно, способ в соответствии с настоящим изобретением обрабатывает только тревожные сообщения, связанные с превышением порога рабочим параметром двигателя. Таким образом, количество данных, анализируемых при помощи способа в соответствии с настоящим изобретением, является относительно ограниченным.

Анализ полученных таким образом значений счетчиков для разных уровней серьезности может на выходе позволить эксплуатанту летательного аппарата определить соответствующие операции обслуживания на двигателе.

Кроме того, этот способ является полностью автоматизированным. Таким образом устраняются риски ошибок при интерпретации и учете, что обеспечивает надежность способа контроля двигателя.

Способ, в соответствии с настоящим изобретением, можно применять для характеризации и учета превышений порогов различных рабочих параметров двигателя.

В частности, предпочтительно, но не ограничительно, способ, в соответствии с настоящим изобретением, можно применять для контроля за температурой газов на выходе камеры сгорания двигателя летательного аппарата, называемой также часто EGT (Exhaust Gaz Temperature). Этот параметр является очень важным, так как он обуславливает потенциал срока службы двигателя летательного аппарата во время работы.

В частном варианте выполнения изобретения тревожное сообщение, передаваемое на наземную систему, связано с одной фазой полета летательного аппарата и содержит, по меньшей мере, одно значение, принимаемое рабочим параметром во время превышения, а также продолжительность превышения.

В рамках настоящего изобретения значение, принимаемое рабочим параметром во время превышения и включенное в тревожное сообщение, может иметь разный характер. Так, речь может идти, например, о максимальном значении температуры, измеренной во время действия превышения.

В варианте, речь может идти о среднем значении температуры, рассчитанном за время действия превышения.

В частном варианте выполнения изобретения уровень серьезности превышения определяют среди множества заранее определенных уровней серьезности на основании значения, принимаемого параметром во время превышения, и продолжительности превышения, содержащихся в тревожном сообщении, переданном на наземную систему.

В другом варианте выполнения изобретения во время этапа автоматического определения уровня серьезности превышения

- выбирают диаграмму, соответствующую двигателю и фазе полета летательного аппарата и связанную с превышаемым рабочим параметром, при этом в зависимости от значений, принимаемых параметром, от периодов продолжительности, во время которых параметр принимает эти значения, диаграмма характеризует множество геометрических зон серьезности, при этом каждая геометрическая зона серьезности соответствует отдельному уровню серьезности; и

- на диаграмме определяют, к какой зоне серьезности принадлежит точка, координаты которой задаются значением и продолжительностью, содержащимися в тревожном сообщении.

Вторым объектом настоящего изобретения является также система характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата на основании, по меньшей мере, одного тревожного сообщения, связанного с таким превышением и автоматически переданного летательным аппаратом, при этом система содержит

- средства для автоматического определения уровня серьезности превышения при получении тревожного сообщения; и

- средства для инкрементации счетчика, характеризующего количество раз, когда произошло превышение рабочего параметра двигателя, соответствующее уровню серьезности.

В частном варианте выполнения изобретения средства автоматического определения уровня серьезности превышения содержат

- средства выбора диаграммы, соответствующей двигателю и фазе полета летательного аппарата и связанной с превышаемым рабочим параметром, при этом в зависимости от значений, принимаемых параметром, и от периодов продолжительности, во время которых параметр принимает эти значения, диаграмма характеризует множество геометрических зон серьезности, при этом каждая геометрическая зона серьезности соответствует отдельному уровню серьезности; и

- средства идентификации на диаграмме, к какой зоне серьезности принадлежит точка, координаты которой задаются значением и продолжительностью, содержащимися в тревожном сообщении для превышаемого параметра.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания неограничительного примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых

фиг. 1 - блок-схема основных этапов способа характеризации и учета превышений порога рабочего параметра двигателя летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением в частном варианте выполнения;

фиг. 2 - схематичный пример диаграммы серьезности, которую можно использовать для определения уровня серьезности превышения, наблюдаемого для параметра EGT;

фиг. 3 - блок-схема основных этапов, которые можно применять для идентификации зоны серьезности, к которой принадлежит точка Р на диаграмме серьезности, в частном варианте выполнения изобретения;

фиг. 4 - пример многоугольника Θ(С), связанного с зоной серьезности С, которую можно рассматривать во время этапа определения уровня серьезности превышения способа в соответствии с настоящим изобретением, в частном варианте выполнения.

Подробное описание варианта выполнения

В представленном примере рассматриваются характеризация и учет превышения порога рабочего параметра газотурбинного двигателя, которым оборудован самолет. Вместе с тем изобретение можно применять для других типов летательных аппаратов, таких как вертолет и т.д.

Рассматриваемым в данном случае рабочим параметром является температура газов на выходе камеры сгорания двигателя (в дальнейшем называемая «температурой EGT», Exhaust Gaz Temperature). Однако этот пример ни в коем случае не является ограничительным. Действительно, изобретение можно применять для характеризации и учета превышений порога другими параметрами, например, такими как давление масла.

Сначала рассмотрим фиг.1, на которой показаны основные этапы Е10-Е100 частного варианта осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением. На этой фигуре этапы Е10 и Е20 осуществляют при помощи соответствующих средств, которыми оборудован самолет, тогда как этапы Е30-Е100 осуществляют при помощи наземной системы характеризации и учета превышений порога рабочим параметром двигателя летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением (называемой в дальнейшем «наземной системой»).

Согласно первому этапу способа (этап Е10), превышение критического порога температуры EGT двигателя обнаруживается самолетом во время фазы полета φ.

Для обнаружения такого превышения сначала производят измерение температуры EGT при помощи датчиков, расположенных в двигателе самолета. Такие датчики, сами по себе известные, позволяют непрерывно или периодически измерять температуру EGT.

После этого данные такого измерения записываются в память и анализируются аналитическим программным обеспечением, содержащим компаратор, выполненный с возможностью сравнения в режиме реального времени этого измерения с критическим порогом Sφ. Если обнаруживается превышение порога Sφ, программа анализа позволяет также определить продолжительность d превышения, а также максимальное значение Tmax, достигаемое температурой EGT во время превышения.

В описанном примере порог Sφ соответствует порогу, характеризующему предположительно ненормальную работу двигателя. На практике этот порог Sφ меняется в зависимости от фазы φ полета самолета, при этом каждая фаза φ связана с определенным рабочим режимом двигателя (например «номинальный режим», «режим полного газа» или «режим малого газа»). Так, в частности, рассматриваемый порог Sφ будет более высоким во время взлета самолета («режим полного газа»), чем когда он достигает своей крейсерской скорости полета («номинальный режим»).

При обнаружении превышения порога Sφ температурой EGT двигателя самолет автоматически направляет тревожное сообщение М на наземную систему (этап Е20).

Для этого самолет оборудован системой передачи, позволяющей ему передавать в режиме реального времени информацию на наземную систему. Этой системой передачи является, например, система ACARS (Aircraft Communication Addressing and Reporting System), использующая связь ВЧ, СВЧ или спутниковую связь. Как известно, сообщения, переданные через систему ACARS, принимаются наземной станцией, выполненной с возможностью приема таких сообщений (приемник, оборудованный соответствующими антенной и декодером) и их направления на наземную систему.

В описанном примере тревожное сообщение М, направляемое самолетом на наземную систему, содержит, по меньшей мере, следующие данные:

- бортовой номер I самолета;

- положение двигателя (например, «левое крыло» или «правое крыло»), в котором происходит превышение параметра EGT;

- фаза φ полета;

- максимальное значение температуры Tmax, достигнутое по время превышения (например Tmax=970°С); и

- продолжительность d превышения (например d=4 мин).

Во время этапа Е30 это тревожное сообщение М принимает наземная система. Наземной системой является система обработки данных, содержащая один или несколько компьютеров и, по меньшей мере, одно оперативное запоминающее устройство, одно постоянное запоминающее устройство, процессор и средства передачи (например, сетевая плата) в сеть связи (например, Интернет) с другими устройствами, подключенными к этой сети.

После этого наземная система извлекает из сообщения М данные φ, Tmax, d, I, а также положение двигателя, в котором обнаружена аномалия (этап 40). Извлечение этих данных, а также последующая обработка на основании этих данных могут происходить с момента приема сообщения М или, в варианте, в дальнейшем в результате приема определенного числа тревожных сообщений или в конце полета.

Бортовой номер I самолета, а также положение двигателя, извлеченные из сообщения М, позволяют определить ссылку R для двигателя с аномалией (например, серийный номер двигателя). Для этого наземная система использует известный специалистам инструмент управления самолетным парком, в котором каждому двигателю самолета с бортовым номером I (двигатель, идентифицированный по своему положению в инструменте управления) соответствует серийный номер двигателя.

После этого данные R, φ, Tmax и d используют для автоматического определения уровня серьезности N превышения, сигнализируемого в сообщение М (этап Е50).

Для этого в описанном примере используют диаграмму серьезности, связанную с температурой EGT двигателя. Такая диаграмма, известная специалистам, поставляется вместе с двигателем. Она зависит от фазы полета и от типа двигателя.

Пример диаграммы серьезности, связанной с температурой EGT двигателя, представлен на фиг.2.

На этой диаграмме показаны критический порог Sφ и несколько геометрических зон серьезности А, В и С, определенных на основании порога Sφ и представленных в зависимости от значений, принимаемых температурой EGT, и от продолжительности, в течение которой температура EGT принимает эти значения.

Геометрические зоны серьезности характеризуют уровень серьезности превышений температуры EGT в двигателе. Каждой зоне серьезности соответствует отдельный уровень серьезности. Например, на фиг.2:

- превышение, соответствующее максимальному значению T1max=960°С и продолжительности d1=1 мин и принадлежащее геометрической зоне А, связано с уровнем серьезности NA (например, NA=«ненормальный»);

- превышение, соответствующее максимальному значению T2max=970°С и продолжительности d2=1 мин и принадлежащее геометрической зоне В, связано с уровнем серьезности NВ (например, NВ=«нарушение»);

- превышение, соответствующее максимальному значению T3max=970°С и продолжительности d3=4 мин и принадлежащее геометрической зоне С, связано с уровнем серьезности NС (например, NС=«избыточная температура»).

Таким образом, на этапе Е50 определения уровня серьезности сначала на основании ссылки R двигателя самолета и фазы φ полета, содержащихся в сообщении М, выбирают диаграмму DR,φ(EGT) серьезности, связанную с температурой EGT. Для этого запрашивают, например, базу диаграмм серьезности, связанных с температурой EGT, через параметры R и φ при помощи средств запроса базы данных, известных специалистам. Диаграмма серьезности может, например, храниться в базе данных постоянного ЗУ наземной системы или может быть получена путем запроса удаленного сервера.

После этого автоматически при помощи диаграммы DR,φ(EGT) определяют уровень серьезности превышения, сигнализируемого тревожным сообщением М. Для этого на этапах Е501-Е504, показанных на фиг.3 и описанных ниже, идентифицируют зону серьезности (А, В или С) диаграммы DR,φ(EGT), в которой находится точка Р, координаты которой задаются продолжительностью d и максимальным значением Tmax, содержащимися в тревожном сообщении М. Из идентифицированной таким образом зоны выводят соответствующий уровень серьезности N. В примере, показанном на фиг.2, точка Р имеет координаты (x=4, y=970) и находится в зоне серьезности С, соответствующей уровню серьезности NC.

После определения уровня серьезности N производят инкрементацию на 1 счетчика СN, характеризующего число раз, когда температура EGT двигателя претерпела превышение порога Sφ, соответствующее уровню серьезности N (этап 60). Таким образом, в примере, показанном на фиг.2, счетчик CNC, соответствующий зоне серьезности С, инкрементирован на 1.

В представленном варианте выполнения после этого сравнивают значение счетчика СN с заранее определенным порогом H(N), соответствующим уровню серьезности N (этап Е70). Порог H(N) определяет число превышений серьезности N, допустимых для температуры EGT, до того как на двигателе будет необходима операция технического обслуживания. Эта операция обслуживания может, в частности, зависеть от уровня серьезности N.

В варианте порог H(N) является одинаковым для всех уровней серьезности.

Если значение счетчика СN превышает порог H(N), наземная система передает сообщение на сервер эксплуатанта самолета (то есть авиакомпании), чтобы сообщить ему, что порог H(N) счетчиком СN превышен (этап Е80). Это сообщение направляется, например, средствами связи наземной системы через Интернет.

После получения этого сообщения эксплуатант самолета заказывает операцию технического обслуживания двигателя самолета. После этой операции счетчик СN опять устанавливается наземной системой на ноль.

Если во время этапа Е70 определяют, что значение счетчика СN меньше или равно порогу H(N), наземная система запоминает значение счетчика СN (этап Е100) и переходит в состояние ожидания нового тревожного сообщения.

В другом варианте выполнения изобретения наземная система может также периодически направлять эксплуатанту самолета значение счетчиков, связанных с каждым двигателем самолета. Это позволяет эксплуатанту самолета получать периодический отчет о состоянии его самолета.

Далее со ссылками на фиг.3 и 4 следует описание последовательности этапов Е501-Е504, которые можно применять для определения зоны серьезности, в которой находится точка Р.

В варианте можно использовать другие способы, позволяющие идентифицировать принадлежность точки Р к географической зоне (или площади).

Описанные ниже этапы Е501-Е504 возобновляются для каждой зоны серьезности Z диаграммы (в данном случае Z=A, В или С) вплоть до идентификации зоны серьезности, в которой находится точка Р.

Сначала для рассматриваемой зоны серьезности Z определяют связанный с ней многоугольник Θ(Z) (этап Е501). Этот многоугольник Θ(Z) содержит Q вершин Si, i=1,...,Q.

Многоугольник Θ(Z) представляет собой рассматриваемую зону серьезности Z, когда она является замкнутой (см. зоны А и В на фиг.2). Если зона серьезности Z не является замкнутой (например, зона С), многоугольник Θ(Z) можно определить на основании зоны серьезности Z, которая будет замкнутой на уровне предельных значений осей диаграммы (для зоны С, показанной на фиг.2, эти предельные значения соответствуют Время=5 мин и EGT=990°С).

Пример многоугольника Θ(Z=С) для зоны серьезности С показан в заштрихованном виде на фиг.4.

Затем определяют, принадлежит ли точка Р определенному таким образом многоугольнику Θ(Z) (этап 502).

Для этого

а) Идентифицируют совокупность Е индексов i, i=1,...,Q, вершин Si многоугольника Θ(Z), проверяя два следующих условия:

в ортонормированной системе координат (Oxyz), ориентированной в прямом (или тригонометрическом) направлении. В этой системе координат оси (Ох) и (Oy) определены осями диаграммы, а ось (Oz) является ортогональной к плоскости диаграммы, как показано на фиг.4.

Знаки «.» и «∧» обозначают соответственно скалярное произведение и векторное произведение двух векторов. Обозначение обозначает составляющую вектора по оси (Oz). Вершины Si и Si+1 являются смежными вершинами, пронумерованными в прямом направлении (см. фиг.4).

б) После этого определяют, существует ли, по меньшей мере, для одного индекса j из совокупности Е такой индекс k, при котором треугольники PSjSj+1, PSj+1Sk и PSkSj являются прямыми треугольниками.

в) Если да, это значит, что точка Р находится в многоугольнике Θ(Z).

Если во время этапа Е502 в) определяют, что точка Р не находится в многоугольнике Θ(Z), этапы Е501 и Е502 повторяют для новой зоны серьезности (определенной на этапе Е504), пока не идентифицируют зону серьезности, в которой находится точка Р (или в данном случае пока не идентифицируют многоугольник, в котором находится точка Р).

Разумеется, для диаграммы серьезности, содержащей L зон серьезности, если в ходе последовательных L-1 этапов Е502 оказывается, что точка Р не принадлежит ни к одной из исследованных зон, то нет необходимости в тестировании последней зоны (так как точка, естественно, принадлежит к этой зоне).

1. Способ характеризации и учета превышений порога (Sφ) рабочего параметра двигателя летательного аппарата, при этом упомянутый способ содержит:
- этап обнаружения (Е10) летательным аппаратом превышения порога параметра во время работы двигателя;
- при обнаружении этого превышения - этап автоматической передачи (Е20) летательным аппаратом тревожного сообщения (М), связанного с превышением, на наземную систему;
- на основании этого сообщения (Е40) - этап автоматического определения (Е50) уровня серьезности превышения;
- этап инкрементации (Е60) счетчика, характеризующего количество раз, когда произошло превышение рабочего параметра, соответствующее этому уровню серьезности.

2. Способ по п.1, в котором тревожное сообщение (М), передаваемое на наземную систему, связано с фазой полета летательного аппарата и содержит, по меньшей мере, одно значение, принимаемое рабочим параметром во время превышения, и продолжительность превышения.

3. Способ по п.2, в котором уровень серьезности превышения определяют среди множества заранее определенных уровней серьезности на основании значения, принимаемого параметром во время превышения и продолжительности превышения, содержащихся в тревожном сообщении (М).

4. Способ по п.2, в котором во время упомянутого этапа автоматического определения (Е50) уровня серьезности превышения:
- выбирают диаграмму (dR, φ (EGT)), соответствующую двигателю и фазе полета летательного аппарата и связанную с превышаемым рабочим параметром, при этом в зависимости от значений, принимаемых параметром, и от периодов продолжительности, во время которых параметр принимает эти значения, диаграмма характеризует множество геометрических зон серьезности (А, В, С), при этом каждая геометрическая зона серьезности соответствует отдельному уровню серьезности; и
- на диаграмме идентифицируют, к какой зоне серьезности (С) принадлежит точка (Р), координаты которой задаются значением и продолжительностью, содержащимися в тревожном сообщении (М).

5. Способ по п.3, в котором во время упомянутого этапа автоматического определения (Е50) уровня серьезности превышения:
- выбирают диаграмму (DR, φ (EGT)), соответствующую двигателю и фазе полета летательного аппарата и связанную с превышаемым рабочим параметром, при этом в зависимости от значений, принимаемых параметром, и от периодов продолжительности, во время которых параметр принимает эти значения, диаграмма характеризует множество геометрических зон серьезности (А, В, С), при этом каждая геометрическая зона серьезности соответствует отдельному уровню серьезности; и
- на диаграмме идентифицируют, к какой зоне серьезности (С) принадлежит точка (Р), координаты которой задаются значением и продолжительностью, содержащимися в тревожном сообщении (М).

6. Способ по любому из пп.1-5, в котором обнаруживаемым рабочим параметром является температура газов на выходе камеры сгорания двигателя летательного аппарата.

7. Система характеризации и учета превышений порога (Sφ) рабочего параметра двигателя летательного аппарата на основании, по меньшей мере, одного тревожного сообщения (М), связанного с таким превышением и автоматически переданного летательным аппаратом, при этом упомянутая система содержит:
- средства для автоматического определения уровня серьезности превышения при получении тревожного сообщения (М) и
- средства для инкрементации счетчика, характеризующего количество раз, когда произошло превышение рабочего параметра двигателя, соответствующее уровню серьезности.

8. Система по п.7, в которой тревожное сообщение (М) связано с фазой полета летательного аппарата и содержит, по меньшей мере, одно значение, принимаемое рабочим параметром во время превышения, и продолжительность превышения.

9. Система по п.8, в которой уровень серьезности превышения определяют среди множества заранее определенных уровней серьезности на основании значения, принимаемого параметром во время превышения, и продолжительности превышения, содержащихся в тревожном сообщении (М).

10. Система по п.8, в которой средства автоматического определения уровня серьезности превышения содержат:
- средства выбора диаграммы (DR, φ (EGT)), соответствующей двигателю и фазе полета летательного аппарата и связанной с превышаемым рабочим параметром, при этом в зависимости от значений, принимаемых параметром, и от периодов продолжительности, во время которых параметр принимает эти значения, диаграмма характеризует множество геометрических зон серьезности (А, В, С), при этом каждая геометрическая зона серьезности соответствует отдельному уровню серьезности; и
- средства идентификации на диаграмме, какой зоне серьезности (С) соответствует точка (Р), координаты которой задаются значением и продолжительностью, содержащимися в тревожном сообщении (М) для превышаемого параметра.

11. Система по п.9, в которой средства автоматического определения уровня серьезности превышения содержат:
- средства выбора диаграммы (DR, φ (EGT)), соответствующей двигателю и фазе полета летательного аппарата и связанной с превышаемым рабочим параметром, при этом в зависимости от значений, принимаемых параметром, и от периодов продолжительности, во время которых параметр принимает эти значения, диаграмма характеризует множество геометрических зон серьезности (А, В, С), при этом каждая геометрическая зона серьезности соответствует отдельному уровню серьезности; и
- средства идентификации на диаграмме, какой зоне серьезности (С) соответствует точка (Р), координаты которой задаются значением и продолжительностью, содержащимися в тревожном сообщении (М) для превышаемого параметра.

12. Система по любому из пп.7-11, в которой обнаруживаемым рабочим параметром является температура газов на выходе камеры сгорания двигателя летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к подъемным устройствам. .

Изобретение относится к вентиляторостроению. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в вертолетостроении. .

Изобретение относится к летательным аппаратам с мускульным приводом. .

Изобретение относится к авиации, в частности к беспилотным привязным летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для инструментальных удаленных измерений земной поверхности и недр с помощью аппаратуры, размещенной на борту.

Вертолёт // 2222474
Изобретение относится к области авиации, в частности к вертолетам, и может быть использовано при их конструировании. .

Изобретение относится к выхлопным самолетным системам турбовинтовых двигателей. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности к винтокрылым летательным аппаратам вертикального взлета и посадки - вертолетам. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции вертолетов с соосными винтами. Соосные несущие винты вертолета включают в себя верхний и нижний винты, диаметр одного из несущих винтов в 1,8-2,2 раза меньше другого, при этом обороты вращения винта меньшего диаметра в 1,8-2,2 раза больше оборотов вращения винта большего диаметра. Лопасти винта большого диаметра от комля до середины лонжерона не имеют отсеков. Повышается эффективность работы вертолета в режиме висения у земли. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для создания несущих винтов вертолета, а также как движитель для ветрогенераторов и как водяной движитель. Воздушный движитель содержит основной и дополнительный верхние несущие винты, а также основной и дополнительный нижние несущие винты, лопасти которых прикреплены к сплошному и полому валам. Лопасти основных и дополнительных несущих винтов выполнены спаренными и установлены под углом 10-30° по отношению к оси валов с возможностью изменения шага винта. Концы спаренных лопастей соединены между собой общим кольцом. Приводной механизм движителя установлен на полом валу с возможностью перемещения. Воздушный движитель обеспечивает увеличение подъемной силы и исключает перехлест лопастей. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям легких вертолетов. Одноместный вертолет содержит трубчатый каркас, в нижней части которого располагается силовая установка с узлами и механизмами, необходимыми для передачи и распределения крутящего момента через валы на пару соосных воздушных несущих винтов противоположного направления вращения, расположенных в верхней части вертолета. Над винтами располагается кабина пилота, соединенная с каркасом, с органами управления и контроля. Вертикальные габариты вертолета превышают диаметр несущих винтов более чем в полтора раза, а его центр тяжести, смещенный книзу, находится при полной загрузке аппарата не выше трети его вертикального размера. Достигается повышение безопасности пилотирования, улучшение маневренности вертолета. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям приводов винтов винтокрылых летательных аппаратов. Двигательная и передающая движение сборка (1) для винтокрылого летательного аппарата содержит первую сборку (2) мотор-редуктора и вторую сборку (4) мотор-редуктора, в которой первая и вторая сборки (2, 4) мотор-редуктора предназначены для приведения во вращение по меньшей мере одного ротора винтокрылого летательного аппарата. Каждая из первой и второй сборок (2, 4) мотор-редуктора содержит механический дифференциал (6, 24), содержащий первый входной вал (8, 26), второй входной вал (10, 28) и выходной вал (12, 30) и первый электродвигатель (14, 32) и второй электродвигатель (16, 34), соединенные соответственно с первым и вторым входными валами (8, 10, 26, 28). Выходной вал (12, 30) каждой сборки (2, 4) мотор-редуктора расположен для соединения с возможностью вращения с ротором (23, 41) винтокрылого летательного аппарата. Достигается снижение веса и упрощение конструкции, сохранение функциональности после отказа. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх