Силовая установка летательного аппарата, содержащая систему отбора горячего воздуха

Авторы патента:

B64D33/02 - заборников первичного воздуха (устройства для впуска воздуха для газотурбинных установок или реактивных двигателей как таковые F02C 7/04; воздухозаборники для двигателей внутреннего сгорания вообще F02M 35/00)

Владельцы патента RU 2483006:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН САС (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части. Силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую первый трубопровод (62), оснащенный средствами (66) регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя (52) к воздухозаборнику (56), а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую второй трубопровод (70), оснащенный средствами (72) регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания. Средства (66) регулирования воздуха, проходящего в первом трубопроводе (62), отличаются от средств регулирования воздуха, проходящего во втором трубопроводе (70). Технический результат заключается в снижении шума от силовой установки летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Настоящее изобретение относится к силовой установке, которая содержит системы отбора горячего воздуха, направленной на уменьшение шума, производимого упомянутым двигателем.

На фиг.1 и 2 изображена силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу 10, в которой по существу концентрически размещается двигатель 12, который соединен посредством пилона с остальной частью летательного аппарата.

Гондола 10 содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод 14 с воздухозаборником 16 в передней части, первую часть потока поступающего воздуха, называемого первичным потоком, который проходит через двигатель 12 для участия в сгорании, вторую часть воздушного потока, называемого вторичным потоком, который приводится в движение посредством вентилятора 18 и истекает в кольцевой канал 20, ограниченный внутренней стенкой гондолы и внешней стенкой двигателя.

Двигатель 12 содержит систему снятия нагрузки, например, для исключения явлений «помпажа» двигателя при взлете, причем упомянутая система позволяет отбирать воздух на уровне первой точки отбора 22 в камере сгорания и выбрасывать его за пределы двигателя 12. С этой целью двигатель содержит трубопровод 24, снабженный клапаном 26 для направления воздуха при определенных условиях из первой точки отбора 22 к зоне нагнетания за пределы двигателя через отверстие 28, выходящее в кольцевой канал 20, в частности, через множество отверстий, выполненных в хвостовой трубе. Данная система называется «перечницей».

Основным недостатком такого выброса в кольцевой канал 20 является производство шума.

Одновременно силовая установка может содержать систему обработки инея воздушного типа, направленную на отбор горячего воздуха на уровне двигателя и его нагнетания на уровне воздухозаборника 16. Описание такой системы приведено, в частности, в документе EP-1.232.944.

Такая система обработки инея содержит, по меньшей мере, трубопровод 30, снабженный в случае необходимости средствами регулирования расхода 32 для направления горячего воздуха из второй точки отбора 34 в двигателе к воздухозаборнику. После циркуляции на уровне воздухозаборника с целью обеспечения устранения обледенения горячий воздух выбрасывается в струю воздуха, поступающего в трубопровод 14 гондолы. Нагнетание горячего воздуха, использованного для устранения обледенения воздухозаборника, не приводит к образованию звуковых отрицательных факторов.

Настоящее изобретение направлено на то, чтобы предложить силовую установку летательного аппарата, содержащую системы отбора горячего воздуха в двигателе, имеющую целью снижение производства шума упомянутого двигателя, в частности шума, проистекающего из системы снятия нагрузки.

С этой целью объектом изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу, в которой размещается двигатель, причем упомянутая гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод с воздухозаборником в передней части, причем силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую, по меньшей мере, первый трубопровод, оснащенный средствами регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя к воздухозаборнику, а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую, по меньшей мере, второй трубопровод, оснащенный средствами регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания, причем упомянутый, по меньшей мере, второй трубопровод соединен с упомянутым, по меньшей мере, первым трубопроводом, отличающаяся тем, что средства регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, первом трубопроводе отличаются от средств регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, втором трубопроводе.

Другие отличительные признаки и преимущества станут видны из нижеследующего описания изобретения, из описания, приводимого исключительно в качестве примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 представляет собой разрез, в схематическом виде иллюстрирующий силовую установку в соответствии с предшествующим уровнем техники;

фиг.2 представляет собой схему, иллюстрирующую системы отбора в соответствии с предшествующим уровнем техники;

фиг.3 представляет собой разрез, в схематическом виде иллюстрирующий силовую установку согласно изобретению; и

фиг.4 представляет собой схему, иллюстрирующую системы отбора согласно изобретению.

На фиг.3 изображена силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу 50, в которой по существу концентрически размещается двигатель 52, соединенный с остальной частью летательного аппарата пилоном. Гондола 50 содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод 54 с воздухозаборником 56 в передней части, называемым также губой, первую часть потока поступающего воздуха, называемого первичным потоком, проходящего через двигатель 52 для участия в сгорании, вторую часть потока воздуха, называемого вторичным потоком, приводимого в движение посредством вентилятора 58 и истекающего в кольцевой канал 60, ограниченный внутренней стенкой гондолы и внешней стенкой двигателя.

Силовая установка содержит систему обработки инея воздушного типа, направленную на отбор горячего воздуха на уровне двигателя и его нагнетания на уровне воздухозаборника 56.

Данная система обработки инея содержит, по меньшей мере, первый трубопровод 62 для направления горячего воздуха, по меньшей мере, от первой точки отбора 64 в двигателе 52 к воздухозаборнику 56. Данная система содержит, предпочтительно, первые средства 66 регулирования проходящего воздуха, в частности, для корректировки расхода горячего воздуха, передаваемого к воздухозаборнику. После циркуляции на уровне воздухозаборника 56 для обеспечения устранения обледенения горячий воздух выбрасывается наружу. Согласно способу практической реализации, изображенному на фиг.3, воздух, использованный для устранения обледенения, вбрасывается в поток воздуха, поступающего в трубопровод 54 гондолы. Однако изобретение не ограничивается этим решением выхода воздуха, способного осуществляться на периферии гондолы.

Нагнетание воздуха, использованного для устранения обледенения воздухозаборника, не приводит к образованию звуковых отрицательных факторов.

Система устранения обледенения, а также выход воздуха, использованного для устранения обледенения, далее не детализируются, поскольку они известны специалистам. Кроме того, они могут иметь различные технические решения, описание которых, в частности, приведено в документе EP-1.232.944.

Дополнительно силовая установка содержит систему снятия нагрузки, в частности, для исключения явлений «помпажа» двигателя при взлете, направленную на отбор воздуха на уровне второй точки отбора 68 в камере сгорания и его выброса к зоне нагнетания, за пределами двигателя 52. С этой целью двигатель содержит, по меньшей мере, второй трубопровод 70, оснащенный вторыми средствами 72 регулирования проходящего воздуха, такими как клапан, для отбора воздуха из второй точки отбора 68 к зоне нагнетания.

Согласно изобретению, второй трубопровод 70 соединен с первым трубопроводом 62 после вторых средств 72 регулирования для обеспечения нагнетания воздуха, отобранного посредством системы снятия нагрузки в первом трубопроводе 62, для того, чтобы упомянутый воздух был выброшен аналогичным образом, что и воздух, использованный для устранения обледенения.

Средства 72 регулирования воздуха ко второму трубопроводу 70 отличаются от средств 66 регулирования для обеспечения двух функций, а именно оптимального устранения обледенения и снятия нагрузки.

Преимуществом данного решения является устранение звуковых отрицательных факторов, производимых системой снятия нагрузки.

Кроме того, такое расположение способствует улучшению устранения обледенения, поскольку расход горячего воздуха становится более большим.

Согласно вариантам, первая точка отбора 64 и вторая точка отбора 68 могут быть расположены в одной и той же зоне двигателя или в различных зонах.

1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем упомянутая гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части, причем силовая установка содержит, с одной стороны, систему обработки инея, содержащую, по меньшей мере, первый трубопровод (62), оснащенный средствами (66) регулирования проходящего воздуха, для направления горячего воздуха из двигателя (52) к воздухозаборнику (56), а с другой стороны, систему снятия нагрузки, содержащую, по меньшей мере, второй трубопровод (70), оснащенный средствами (72) регулирования проходящего воздуха, для направления воздуха из двигателя к зоне нагнетания, причем упомянутый, по меньшей мере, второй трубопровод (70) соединен с упомянутым, по меньшей мере, первым трубопроводом (62), отличающаяся тем, что средства (66) регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, первом трубопроводе (62) отличаются от средств (72) регулирования проходящего воздуха в упомянутом, по меньшей мере, втором трубопроводе (70).

2. Силовая установка летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, второй трубопровод (70) соединен с упомянутым, по меньшей мере, первым трубопроводом (62) после упомянутых средств (66, 72) регулирования воздуха, проходящего в упомянутом, по меньшей мере, первом трубопроводе (62) и в упомянутом, по меньшей мере, втором трубопроводе (70).

Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам противодействия средствам обнаружения летательных аппаратов. .

Стапель для сборки воздухозаборника двигателя летательного аппарата // 2482028

Изобретение относится к конструкции стапеля, предназначенного для сборки воздухозаборника двигателя летательного аппарата. .

Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата // 2480598

Изобретение относится к воздухозаборнику, выполненному с возможностью установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата. .

Эксплуатационный способ защиты самолетных маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов // 2475421

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам защиты авиационных двигателей от попадания в них посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы.

Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник // 2472956

Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. .

Гондола турбореактивного двигателя // 2471681

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборную конструкцию, обеспечивающую направление воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя, и среднюю конструкцию, включающую в себя кожух, который охватывает указанный вентилятор и к которому прикреплена воздухозаборная конструкция, причем воздухозаборная конструкция снабжена, по меньшей мере, одной кольцевой внутренней панелью.

Покрытие для акустической обработки, включающее функцию обработки наледи горячим воздухом // 2471680

Воздухозаборник для турбодвигателя, самолет, снабженный таким воздухозаборником, и способ оптимизации работы авиационного турбодвигателя с помощью воздухозаборника // 2471679

Единая технология эксплуатации и производства транспортных средств "максинио": электросамолет вертикального взлета-посадки (варианты), части электросамолета и способы использования электросамолета и частей электросамолета // 2466908

Аэролет (варианты), части аэролета, способы использования аэролета и его частей // 2466061

Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата // 2485023

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к передней кромке летательного аппарата

Комбинация крыло-двигатель, самолет, а также секция крыла самолета с канальной структурой отводимого от двигателя воздуха // 2488526

Изобретение относится к комбинации крыло-двигатель, имеющей крыло и двигатель, самолету с крылом, а также секции крыла самолета с канальной структурой отводимого от двигателя воздуха

Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов // 2490177

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов

Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система // 2490178

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к впускной заслонке воздухозаборника двигателя самолета

Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов // 2491208

Панель ослабления волн, установленная между двигателем и воздухозаборником гондолы летательного аппарата // 2494017

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к панели ослабления волн, устанавливаемой между двигателем и воздухозаборником. Панель (66) ослабления воли содержит слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способным пропускать волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, также содержит одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72). Панель ослабления волн содержит вставки (74), выполненные с возможностью размещения между воздухозаборником и двигателем с тем, чтобы панель (66) ослабления волн не была раздавлена. Достигается повышение надежности работы двигателя летательного аппарата. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Панель для акустической обработки с интегрированным соединительным усилительным элементом // 2494929

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к панели для акустической обработки с соединительным элементом. Панель для акустической обработки включает в себя отражающий слой (50), ячеистую конструкцию (52) и акустически резистивную конструкцию (54), образующую аэродинамическую поверхность. Панель соединена на уровне кромки со второй панелью (46) и содержит на уровне кромки, заходящей на вторую панель, усилительный элемент (60), вставленный между отражающим слоем (50) и акустически резистивной конструкцией (54). Усилительный элемент (60) обеспечивает восприятие усилий между указанным слоем (50) и указанной конструкцией (54). Технический результат заключается в улучшении акустической обработки аэродинамической поверхности. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Воздухозаборный узел гондолы для двигателя летательного аппарата // 2496687

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборному узлу гондолы для двигателя летательного аппарата. Узел содержит воздухозаборную структуру, имеющую воздухозаборную кромку (7), и акустический кожух (5), который проходит вниз по потоку от этой воздухозаборной кромки (7) и выполнен с возможностью установки на неподвижном конструктивном элементе (2). Воздухозаборная структура выполнена с возможностью перемещения относительно неподвижного конструктивного элемента (2) между рабочим положением, при котором указанная кромка (7) находится в контакте с указанным кожухом (5), и положением проведения техобслуживания, при котором указанная кромка (7) сдвинута вверх по потоку от этого кожуха (5). Узел также снабжен средствами (19) качения, обеспечивающими центрирование указанной кромки (7) относительно указанного кожуха (5). Технический результат заключается в оптимизации зазоров между воздухозаборным узлом и другими элементами гондолы двигателя летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы., 17 ил.

Вертолет // 2499736

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23). Вертолет (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборник (20), содержащий первое впускное отверстие (21), связанное по потоку с впускным каналом (12), по меньшей мере, одно второе впускное отверстие (22), связанное по потоку с корпусом (23), а также отклоняющие элементы (30), которые взаимодействуют в процессе эксплуатации с воздушным потоком (F), обеспечивая разделение воздушного потока (F) на первый и второй воздушные потоки. Воздухозаборник (20), кроме того, включает в себя направляющие элементы (31, 32, 37, 53) для направления первого воздушного потока по первой траектории (P), проходящей от отклоняющих элементов (30) к первому впускному отверстию (21), и для направления второго воздушного потока по второй траектории (Q), отделенной от первой траектории (P) и проходящей от отклоняющих элементов (30) ко второму впускному отверстию (22). Обеспечивается оптимальная термодинамическая эффективность двигателя и эффективное охлаждение трансмиссии. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата // 2499746

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к малогабаритному воздухозаборному устройству для летательного аппарата. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток, утопленный в корпусе летательного аппарата, входное отверстие, расположенное с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, внутренний криволинейный канал. Входное отверстие выполнено с площадью 0,75-0,85 SДУ (где SДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), внутренний криволинейный канал - с длиной, равной 1-2 DДУ (где DДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата). Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.