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



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

 


Владельцы патента RU 2490178:

ЭРБУС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к впускной заслонке воздухозаборника двигателя самолета. Впускная заслонка (K) имеет первый конец (E1) и расположенный противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него второй конец (E2), при этом продольное направление (L) в данной конфигурации направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха. Воздушная заслонка (K) имеет основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (E2) шарнирной осью (A), удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковые детали (5, 6). Боковые детали (5, 6) отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и простираются на двух боковых краях (1a, 1b) впускной заслонки (K), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L), а также множество поперечных стержней (11) или продольных стержней. Технический результат заключается в оптимизации входящего потока воздуха и предотвращении обледенения воздухозаборника. 3 н. и 17 з.п. ф-лы., 5 ил.

 

Изобретение относится к впускной заслонке двигателя для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, а также к двигателю с такой впускной заслонкой и самолетной системе с двигателем, выполненным в виде вспомогательного двигателя. При этом изобретение относится, прежде всего, к удлинительной детали для поворотного основного корпуса впускной заслонки, которая предусмотрена для предотвращения, уменьшения или преграждения впуска при обледенении, и имеет первый боковой край для соединения с основным корпусом впускной заслонки, второй боковой край, расположенный противоположно первому боковому краю, и третий и четвертый боковой край, которые соответственно простираются от первого бокового края до второго бокового края. Кроме того, изобретение относится к впускной заслонке, впускной заслонке с такой удлинительной деталью, и двигателю с впускной заслонкой.

Воздухозаборник может быть, прежде всего, воздухозаборником двигателя, например воздухозаборником двигателя самолета. Кроме того, воздухозаборник также может быть подводом воздуха для других агрегатов и узлов, например рабочего колеса турбины для вспомогательного двигателя или генератора.

Обледенение на передних краях впускной заслонки, и прежде всего, на передних краях впускной заслонки двигателя, может привести к тому, что потеря давления над воздухозаборником двигателя будет большой. Это связано с преграждением впускного отверстия воздухозаборника двигателя в результате внезапно или непрерывно возникающего в полете обледенения на переднем крае. Следствием обледенения является уменьшенная в силу гидравлических потерь мощность турбины. В уровне техники известны и используются следующие решения:

- пневматические противообледенительные маты,

- электротермическое устранение обледенения,

- устранение обледенения горячим воздухом,

- жидкостное предохранение от обледенения (только на земле).

За отсутствием надежных методов обнаружения обледенения в полете в настоящее время контрмеры принимаются уже, как только самолет попадает в метеорологические условия, которые могли бы привести к обледенению.

Известные методы предотвращения или устранения обледенения требуют энергии, которая должна быть отобрана у имеющейся на борту системы. Особенно при обледенении на воздухозаборниках двигателя своевременно должны быть приняты эффективные контрмеры для предотвращения всасывания льда и обусловленного этим повреждение лопаток турбины в двигателе. Для того чтобы надежно обеспечить такую возможность, в критических местах должна быть установлена дорогостоящая система контроля с соответствующим регулированием и/или управлением.

Поэтому задача изобретения заключается в том, чтобы оптимизировать входящий поток и при этом простыми средствами предотвратить преграждение воздухозаборника двигателя в результате обледенения во время полета.

Эта задача решена посредством признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие примеры осуществления изобретения указаны в ссылающихся на них зависимых пунктах.

Впускная заслонка согласно изобретению, и прежде всего множество впускных заслонок для двигателя, предусмотрена для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета. Впускная заслонка предусмотрена для установки в передней краевой области воздухозаборника или канала воздухозаборника, то есть обращенной к потоку во время ее предполагаемого применения. Корпус может быть конструкцией самолета, в которую интегрирован канал воздухозаборника, или корпусом внешнего двигателя.

Согласно одному конструктивному примеру впускная заслонка двигателя согласно изобретению для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, имеющая первый конец и расположенный противоположно ему и в продольном направлении впускной заслонки на расстоянии от него второй конец, при этом продольное направление во время предполагаемого применения направлено против направления потока поступающего в двигатель воздуха, и при этом воздушная заслонка имеет:

- основной корпус впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца шарнирной осью,

- удлинительную деталь впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь, которые соответственно отходят от основного корпуса впускной заслонки и простираются на двух боковых краях впускной заслонки, которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении,

- с множеством поперечных стержней, которые расположены на боковых деталях и простираются между ними поперек продольного направления.

При этом основной корпус впускной заслонки и удлинительная деталь впускной, заслонки могут быть изготовлены монолитно. В качестве альтернативы удлинительная деталь впускной заслонки может быть смонтирована на основном корпусе впускной заслонки в виде в виде детали, выполненной с возможностью прикрепления к основному корпусу впускной заслонки.

Согласно одному примеру осуществления изобретения поперечные стержни расположены на боковых деталях без возможности поворота. В качестве альтернативы или дополнительно по меньшей мере часть поперечных стержней может быть установлена на боковых деталях так, что они являются поворотными вокруг своей продольной оси.

В общем, может быть предусмотрено, что поперечные стержни имеют поперечное сечение в форме крыла.

Однако, в этом случае, и в других вариантах выполнения поперечных стержней может быть предусмотрено, что по меньшей мере часть поперечных стержней является пружинящим образом предварительно напряженной в исходном положении.

Кроме того, в примерах осуществления изобретения может быть предусмотрено, что поперечные стержни выполнены из упругого материала, который сгибается и/или скручивается воздушным потоком, который возникает во время предполагаемого применения и протекает вдоль продольного направления, а именно в такой степени, что образовавшийся на поперечных стержнях слой льда может откалываться.

Согласно одному варианту осуществления может быть, в общем, предусмотрено, что между боковыми деталями расположена по меньшей мере одна продольная перемычка, которая расположена на основном корпусе впускной заслонки и простирается в продольном направлении, и что между соответственно одной боковой деталью и продольной перемычкой или между двумя продольными перемычками простирается множество поперечных стержней.

Согласно еще одному примеру осуществления изобретения предусмотрена впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета с первым концом и расположенным противоположно ему и на расстоянии от него в продольном направлении впускной заслонки вторым концом, при этом продольное направление во время предполагаемого применения направлено против направления потока поступающего в двигатель воздуха, при этом впускная заслонка имеет:

- основной корпус впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца шарнирной осью,

- удлинительную деталь впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь, которые соответственно отходят от основного корпуса впускной заслонки и простираются на двух боковых краях впускной заслонки, которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении,

- множеством продольных стержней, которые расположены на основном корпусе впускной заслонки и соответственно простираются в продольном направлении впускной заслонки.

При этом основной корпус впускной заслонки и удлинительная деталь впускной заслонки могут быть изготовлены монолитно. В качестве альтернативы удлинительная деталь впускной заслонки может быть смонтирована на основном корпусе впускной заслонки в виде детали, выполненной с возможностью прикрепления к основному корпусу впускной заслонки.

Кроме того, в примерах осуществления изобретения может быть предусмотрено, что продольные стержни выполнены из упругого материала, который сгибается и/или скручивается воздушным потоком, который возникает во время предполагаемого применения и протекает вдоль продольного направления, а именно в такой степени, что образовавшийся на поперечных стержнях слой льда может откалываться.

Согласно еще одному аспекту изобретения предусмотрен двигатель с воздухозаборником, образованным корпусом двигателя, по меньшей мере одна впускная заслонка двигателя согласно одному из примеров осуществления изобретения расположена на переднем крае, который направлен против воздушного потока, возникающего во время предполагаемого применения. При этом может быть предусмотрено, что, при рассмотрении в направлении потока, вдоль периметра корпуса двигателя рядом друг с другом расположены несколько впускных заслонок двигателя.

Согласно еще одному аспекту изобретения предусмотрен двигатель с впускными заслонками двигателя, на которых расположен соответственно по меньшей мере один сервопривод для регулировки соответствующей впускной заслонки двигателя вокруг ее шарнирной оси, при этом двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она формирует командные сигналы для управления сервоприводами впускных заслонок двигателя и передает эти команды на сервоприводы впускных заслонок двигателя для того, чтобы регулировать впускные заслонки двигателя вокруг их шарнирной оси (А) и, тем самым, регулировать поток в воздухозаборнике.

Согласно еще одному примеру осуществления предусмотрен двигатель с выполнением впускных заслонок двигателя с продольными стержнями, которые выполнены с возможностью поворота вокруг своей продольной оси, по меньшей мере на части продольных стержней установлены исполнительные устройства для изменения поворотного положения поперечных стержней, что двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она может управлять сервоприводами для изменения поворотного положения поперечных стержней для того, чтобы регулировать поперечные стержни вокруг их продольной оси и, тем самым, регулировать поток в воздухозаборнике.

Управляющая функция может быть выполнена, прежде всего, таким образом, что она в качестве параметров воздуха использует скорость обтекания самолета.

Также может быть предусмотрено, что в качестве параметров воздуха используется замеренная в области воздухозаборника двигателя скорость потока и/или температура воздушного потока в качестве входного сигнала для использования управляющей функцией.

Согласно изобретению также предусмотрена самолетная система с устройством вспомогательного энергоснабжения с выполненным в виде вспомогательного двигателя двигателем, которая выполнена согласно одному из примеров осуществления изобретения. Прежде всего, при этом может быть предусмотрено, что управляющая функция имеет функцию, с помощью которой заслонки могут поворачиваться между закрытым положением, при котором пропускная способность входящего потока является минимальной, и открытым положением, при котором пропускная способность входящего потока является максимальной, что самолетная система имеет устройство энергоснабжения, которое посылает командный сигнал на управляющую функцию для перевода впускных заслонок двигателя из их закрытого положения в их открытое положение, когда устройство энергоснабжения активирует вспомогательный двигатель.

Согласно изобретению удлинительная деталь для основного корпуса впускной заслонки имеет первый боковой край для соединения удлинительной детали с основным корпусом впускной заслонки, второй боковой край, расположенный противоположно первому боковому краю и в продольном направлении удлинительной детали на расстоянии от первого, и третий и четвертый боковой край, при этом третий и четвертый боковой край соответственно простираются от первого бокового края до второго бокового края. Другими словами, удлинительная деталь имеет корпус, который с боков ограничен или же определен четырьмя боковыми краями. Если удлинительная деталь или удлинительная деталь заслонки прикреплена к основному корпусу, который неподвижно или с возможностью поворота присоединен к детали воздухозаборника, по меньшей мере в определенных рабочих состояниях предотвращается уменьшение забора воздуха в результате обледенения на впускной заслонке и, прежде всего, уменьшается преграждение воздухозаборника при обледенении.

При этом третий и четвертый боковой край могут иметь длину L1 в продольном направлении удлинительной детали и на втором боковом краю образовывать выемку, с двумя противолежащими внутренними сторонами боковых краев, которые соответственно проходят вдоль третьего и четвертого бокового края, и проходящим поперек третьего и четвертого бокового края, соединяющим их концы задним краем выемки. То есть, выемка с трех сторон ограничивается удлинительным корпусом, а четвертая сторона не ограничивается частью удлинительного корпуса. Вместо края удлинительного корпуса, задний край выемки также может быть образован краем основного корпуса впускной заслонки. Длина L1 третьего и четвертого бокового края может быть одинаковой, но также является возможным, что обе длины являются разными, так что одна из третьей или четвертой стороны удлинительной детали выступает от основного корпуса впускной заслонки дальше, чем другая из третьей и четвертой стороны.

В качестве удлинения основного корпуса впускной заслонки удлинительная деталь может продолжать форму основного корпуса, например иметь такой же радиус кривизны, как и основной корпус. Однако, удлинительная деталь при изогнутом основном корпусе также может быть выполнена прямой или иметь другую форму, которая не является продолжением формы основного корпуса. Удлинительная деталь может быть соединена с основным корпусом встык, она может быть закреплена на поверхности или на нижней стороне основного корпуса, и, наконец, удлинительная деталь может быть прикреплена к основному корпусу в области соединения или открытый конец основного корпуса.

Удлинительная деталь может также иметь больше чем одну выемку, которые, прежде всего при рассмотрении поперек продольного направления, расположены рядом друг с другом, при этом несколько выемок могут быть образованы тем, что один или несколько стержней делят описанную выше одну выемку на части, и между каждыми двумя соседними стержнями образуется по одной выемке.

При этом стержни могут быть поперечными стержнями, которые простираются от третьего бокового края к четвертому боковому краю. В выемке между третьим и четвертым боковым краем дополнительно могут иметься продольные перемычки, то есть проходящие параллельно третьему и четвертому боковому краю перемычки, которые повышают стабильность поперечных стержней. При этом перемычки могут быть либо соединены только с поперечными стержнями, либо они также могут быть прочно соединены с задним краем выемки или выполнены монолитно с ним, и удерживать поперечные стержни неподвижно или подвижно.

Все поперечные стержни могут иметь идентичную форму, но они могут также варьироваться относительно своей геометрии. Все выемки могут быть одинакового размера, но поперечные стержни могут также иметь разные расстояния друг от друга, в результате чего между поперечными стержнями были бы образованы выемки разных размеров. Наконец, каждые два поперечных стержня могут проходить параллельно друг другу, так что поперечные стержни всегда имеют одинаковое расстояние друг от друга, или расположены под углом друг к другу, так что ширина выемки между двумя поперечными стержнями изменяется от одной боковой стенки к другой.

Поперечные стержни могут быть прочно соединены с третьим и четвертым боковым краем, то есть поперечные стержни не могут двигаться относительно третьего и четвертого бокового края. Однако, поперечные стержни могут быть также установлены в боковых краях с возможностью поворотного движения, так что они могут поворачиваться вокруг продольной оси поперечного стержня.

Между третьей боковой стенкой и четвертой боковой стенкой дополнительно могут быть расположены продольные перемычки, которые стабилизируют поперечные стержни, предотвращая прогиб поперечных стержней. При этом поперечные стержни могут быть подразделены на частичные поперечные стержни, которые соответственно простираются от боковой стенки до ближайшей продольной перемычки, или продольные перемычки могут иметь отверстия, через которые поперечные стержни простираются от одной боковой стенки до следующей. При наличии нескольких продольных стержней некоторые из поперечных стержней также могут иметь отверстия, в то время как другие служат для установки или соединения с тогда уже частичными поперечными стержнями.

Подвижно-поворотные поперечные стержни в своем положении покоя могут быть предварительно напряжены, например силой натяжения пружины. Из этого положения покоя в полете они могут отклоняться в зависимости от имеющегося воздушного потока, при ослаблении аэродинамических сил, например после посадки, усилием пружины поперечные стержни снова возвращаются в свое положение покоя. Сила действующего на поперечном стержне воздушного потока может зависеть от скорости обтекания и/или от направления набегания обтекающего удлинительную деталь воздуха.

Прочно закрепленные в боковых краях поперечные стержни могут состоять из гибкого, упругого материала или иметь такой материал, так чтобы при нагрузке со стороны набегающего воздуха они могли скручиваться, а при ослаблении или после ослабления нагрузки снова возвращались к своей основной форме.

Для обеспечения низкого аэродинамического сопротивления и возникновения как можно меньших завихрений в области удлинения, поверхности или по меньшей мере части поверхностей поперечных стержней могут находиться на мнимом продолжении контура поверхности верхней стороны удлинительной детали. Поперечные стержни могут иметь постоянную толщину материала, но они могут также иметь области различной толщины материала, например, меньшую толщину материала на своих краях, что может улучшить воздушный поток вокруг поперечных стержней и/или оказывать влияние на их гибкость в воздушном потоке, чтобы в полете эффективнее предотвращать обледенение в области удлинения или противодействовать чрезмерному обледенению в этой области.

Удлинительная деталь может также в целом быть образована тем, что из компактного корпуса удлинительной детали выемки высекаются или вырезаются с помощью лазерного луча или водяной струи.

Стержни могут также быть продольными стержнями, которые проходят в продольном направлении удлинительной детали, и при этом образованные между продольными стержнями отверстия на второй стороне удлинительной детали являются открытыми. Расположенные в выемке концы отверстий могут лежать на общей линии, но отверстия могут также входить в выемку на разную величину. Так, внешние отверстия могут быть длиннее или короче, чем внутренние отверстия или наоборот. Также и ширина отверстий может варьироваться. Продольные стержни могут везде иметь одинаковую толщину, но они могут также иметь области разной толщины материала. Этим можно, например, оказывать влияние на вибрационные характеристики продольных стержней в воздушном потоке для того, чтобы, например, противодействовать обледенению на продольных стержнях или предотвращать чрезмерное обледенение в этой области.

Продольные стержни могут быть изготовлены вместе с удлинением монолитно, так что поверхности продольных стержней непосредственно переходят в поверхность удлинения. Обращенные в сторону основного корпуса впускной заслонки концы отверстий могут быть образованы линейными или в форме полукруга, для лучшего ввода действующих на продольные стержни сил в удлинение они могут быть соответствующим образом обработаны, например фрезерованы.

В принципе, удлинение может иметь разные материалы, например один материал для удлинительного корпуса и другой материал для стержней. Стержни в соответствии с предъявляемыми к ним требованиями могут также иметь разные материалы, например сердцевину из жесткого на кручение материала и образованную на нем внешнюю оболочку из гибкого материала. Но удлинение может также состоять из одного материала, например из металла или материала с металлическими свойствами или из композитного материала, например стеклопластика.

Кроме того, изобретение относится к впускной заслонке двигателя с основным корпусом впускной заслонки с первым концом основного корпуса впускной заслонки для шарнирного соединения со стенкой двигателя, удлинительной деталью вышеописанного типа, которая своим первым боковым краем соединена со вторым концом основного корпуса впускной заслонки, который расположен противоположно первому концу основного корпуса впускной заслонки. При этом удлинительная деталь может свободно выступать от основного корпуса впускной заслонки против соответствующего назначению направления потока.

При этом основной корпус впускной заслонки и удлинительная деталь могут быть изготовлены монолитно, то есть они образуют целостную деталь. С другой стороны, удлинительная деталь может быть также отдельной деталью по отношению к основному корпусу впускной заслонки, которая дополнительно соединяется с существующим основным корпусом впускной заслонки и прочно соединяется с ним. Соединение может быть неразъемным, например сварным, клеевым соединением или соединением заклепками, или разъемным, например резьбовым соединением или соединением защелкой.

При этом удлинительная деталь может быть оснащена подходящей соединительной областью для каждого существующего типа основного корпуса впускной заслонки, так что она является применимой и на самолетах, которые уже находятся в эксплуатации.

Наконец, изобретение относится к двигателю с, прежде всего быстро вращающейся, турбиной, стенкой двигателя и по меньшей мере одной описанной выше заслонкой. Вдоль периметра стенки двигателя рядом друг с другом может быть расположено несколько заслонок, которые в зависимости от необходимой мощности двигателя с помощью блока управления могут по отдельности или вместе открываться и/или закрываться. При этом сторона удлинительной детали, которая при закрытой заслонке двигателя является ближайшей к стенке двигателя, является нижней стороной удлинительной детали, в этом случае обращенная от стенки двигателя сторона является верхней стороной.

Далее примеры осуществления изобретения описываются со ссылкой на прилагаемые фигуры. В частности, показано на:

Фиг.1: вид сверху первого конструктивного примера впускной заслонки согласно изобретению с основным корпусом и выполненной монолитно с ним удлинительной деталью с поперечными распорками,

Фиг.2: боковой разрез через представленную на фиг.1 впускную заслонку,

Фиг.3: вид сверху еще одного конструктивного примера впускной заслонки согласно изобретению с основным корпусом и выполненной монолитно с ним удлинительной деталью с продольными стержнями в виде сверху,

Фиг.4: разрез через представленную на фиг.3 впускную заслонку,

Фиг.5: изображение в перспективе еще одного конструктивного примера впускной заслонки согласно изобретению с основным корпусом впускной заслонки и расположенной на нем удлинительной деталью с поперечными стержнями в виде в перспективе.

На фиг.1 показан вид сверху на отделенную от двигателя впускную заслонку двигателя самолета в основной форме, Впускная заслонка К согласно изобретению, и прежде всего множество впускных заслонок для двигателя, предусмотрена или же предусмотрены для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника или стенке двигателя самолета. Впускная заслонка К предусмотрена для установки в передней, то есть во время предполагаемого применения обращенной к потоку, краевой области воздухозаборника или канала воздухозаборника. При встроенном в конструкцию самолета двигателе корпус может быть частичной конструкцией самолета, в которую интегрирован канал воздухозаборника, или корпусом внешнего двигателя. Краевая область является при рассмотрении в продольной оси самолета самой передней конструктивной областью, в которой воздухозаборник оканчивается в конструкции или в корпусе двигателя. Определение точного места установки впускной заслонки К согласно изобретению происходит после специального аэродинамического расчета и расчета механических нагрузок для соответствующего конкретного случая. Впускная заслонка К двигателя образована из основного корпуса 1 впускной заслонки двигателя и удлинительной детали 2 впускной заслонки. Удлинительная деталь 2 впускной заслонки конструктивно интегрирована с основным корпусом 1 впускной заслонки, это означает, что основной корпус 1 впускной заслонки и удлинительная деталь 2 впускной заслонки могут быть изготовлены монолитно, или что удлинительная деталь 2 впускной заслонки может быть смонтирована на основном корпусе 1 впускной заслонки в виде прикрепляемой к основному корпусу 1 впускной заслонки детали.

Впускная заслонка К двигателя согласно изобретению предусмотрена для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета и имеет первый конец Е1 и расположенный противоположно последнему и на расстоянии от него в продольном направлении L впускной заслонки К второй конец Е2. При этом продольное направление L впускной заслонки К двигателя во время предполагаемого применения является направлением против направления S потока поступающего в двигатель воздуха. Впускная заслонка К имеет основной корпус 1 впускной заслонки с соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса 1 впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с проходящей вдоль второго конца Е2 шарнирной осью А.

Кроме того, впускная заслонка К двигателя имеет конструктивно интегрированную с основным корпусом 1 впускной заслонки удлинительную деталь 2 впускной заслонки, которая имеет первую и вторую боковую деталь 5, 6, которые соответственно простираются от основного корпуса 1 впускной заслонки на двух расположенных противоположно друг другу и проходящих в продольном направлении L боковых краях 1а, 1b впускной заслонки К.

В показанном на фигурах 1 и 2 конструктивном примере удлинительная деталь 2 впускной заслонки имеет множество поперечных стержней 11, которые расположены на боковых деталях 5, 6 и проходят поперек продольного направления (L) между ними, так что они образованы между третьей боковой стенкой или первой боковой деталью 5 в виде боковой удлинительной детали и четвертой боковой стенкой или второй боковой деталью 6 в виде еще одной боковой удлинительной детали удлинения 2.

За счет этого между поперечными стержнями 11 образуются выемки 7. Выемки 7 проходят между двумя обращенными друг к другу внутренними сторонами 8, 9 боковых деталей 5 или же 6, которые соответственно проходят на обращенных друг к другу внутренних сторонах удлинительной детали или же вдоль третьей и четвертой боковой стенки 5, 6, и имеют соединяющий внутренние концы внутренних сторон край.

Интегрированное удлинение 2 может быть неразъемно соединено первой боковой стенкой 3 с основным корпусом 1 впускной заслонки таким образом, что основной корпус 1 впускной заслонки и удлинение 2 оптически образуют единую впускную заслонку. При этом основной корпус 1 впускной заслонки и третья и четвертая боковая стенка 5, 6 могут образовывать общую огибающую с единой кривизной вдоль направлений их плоскостной протяженности. Кроме того, удлинение 2 имеет второй, расположенный противоположно первому боковому краю 3 и на расстоянии от него в продольном направлении удлинительной детали 2 боковой край 4. Прежде всего, удлинительная деталь 2 может быть смонтирована на основном корпусе 1 впускной заслонки в виде прикрепляемой к основному корпусу 1 впускной заслонки детали.

Поперечные стержни 11 могут быть соединены с боковой стенкой или боковыми деталями 5, 6. Для этого поперечные стержни 11 могут быть изготовлены в виде отдельных деталей и в последующем быть соединены с удлинением 2 в третьей и четвертой боковой стенке 5, 6. Однако, поперечные стержни 11 могут быть также образованы как одно целое с удлинением 2 или же с поверхностью удлинения 2, при этом дополнительно с помощью известных способов резания в удлинении 2 вырезаются выемки 7. Подходящими способами резания являются, например, способы лазерной резки.

Если поперечные стержни 11 изготовлены в виде отдельных деталей, они могут быть прочно соединены с удлинительной деталью 2, то есть неподвижно относительно удлинительной детали 2. Однако, поперечные стержни 11 также могут быть соединены с удлинительной деталью 2 подвижно, при этом в этой связи «подвижно» означает, что поперечные стержни 11 установлены с возможностью поворота в направленной внутрь боковой стенке первой боковой детали 5 и/или в направленной внутрь боковой стенке второй боковой детали 6, при этом максимальный угол, на который поперечные стержни 11 могут быть повернуты, является конструктивно заданным. Эта подвижная установка поперечных стержней 11 в боковых стенках 5, 6 выполнена таким образом, что поперечные стержни 11 могут регулироваться за счет возникающих в полете и потоке S аэродинамических сил обтекающего воздуха для того, чтобы, например, в зависимости от степени открытия воздушного заслонки поддерживать аэродинамическое сопротивление поперечных стержней 11 на как можно более низком уровне или оптимизировать аэродинамические характеристики потока S.

Подвижные поперечные стержни 11 могут, например, в положении покоя с помощью не показанной пружины быть предварительно напряжены, так что после поворота при ослаблении действующих аэродинамических сил они могут снова возвращаться в свое положение покоя.

Поперечные стержни 11 могут быть соединены с удлинительной деталью 2 неподвижно или с возможностью поворота. С этой целью они могут быть выполнены из упругого, гибкого материала или иметь такой материал, так что под действием аэродинамических сил они могут скручиваться, чтобы, как описано выше, свести к минимуму аэродинамическое сопротивление или оптимизировать имеющееся в воздухозаборнике состояние потока. Дополнительно, за счет этого скручивания можно противодействовать обледенению на поперечных стержнях 11, при этом поперечные стержни 11 через выемки 7 отводят лед от воздухозаборника, и в результате скручивания поперечных стержней 11 лед отделяется от поверхности поперечных стержней 11, например откалывается. Благодаря этому только за счет конструктивных мер может быть достигнуто надежное устранение льда с впускной заслонки или же области воздухозаборника, без внешнего энергопитания, без использования контроллера и/или детектора для определения обледенения в этой области.

При этом поперечные стержни 11 в своей протяженности, а именно в продольном направлении Шив поперечном направлении Q11, могут иметь неизменную толщину материала, то есть иметь форму плоского прямоугольного стержня. Однако, толщина материала также может варьироваться, так что, например, каждый из поперечных стержней 11 имеет поперечное сечение в форме крыла или входит в поток S заостренным продольным краем. Поперечные стержни могут быть полыми телами, компактными телами из одного материала или выполненными из нескольких материалов телами с полостью или без полости. Выполненный из нескольких материалов поперечный стержень мог бы, например, иметь твердую сердцевину и мягкую относительно сердцевины внешнюю оболочку, которая в потоке может скручиваться. Дополнительно к скручиванию, поперечные стержни 11, независимо от конструкции, действующими аэродинамическими силами могут также приводиться в состояние вибрации, что дополнительно противодействует обледенению на стержнях.

На фигуре 2 показана впускная заслонка К фиг.1 сбоку в разрезе. Виден основной корпус 1 впускной заслонки К и интегрированная удлинительная деталь 2 с поперечными стержнями 11. Основной корпус 1 впускной заслонки и удлинительная деталь 2 с первой боковой деталью 5 и второй боковой деталью 6 образуют общую поверхность 13 с проходящей в продольном направлении L единой, то есть неизменяющейся кривизной, и общую нижнюю сторону 14 впускной заслонки К. При этом нижней стороной 14 является сторона впускной заслонки, которая обращена к воздухозаборнику двигателя.

На фиг.3 представлен еще один конструктивный пример впускной заслонки К двигателя согласно изобретению или удлинительной детали 2. Впускная заслонка К двигателя имеет множество продольных стержней 12, которые расположены на основном корпусе 1 впускной заслонки и простираются соответственно в продольном направлении L впускной заслонки К. Таким образом, между продольными стержнями 12 образуются выемки 7. Продольные стержни 12 могут быть выполнены монолитно с удлинительной деталью 2, но также могут быть отдельными деталями, которые соединяются с удлинительной деталью 2, например, склеиваются, свариваются или соединяются заклепками или винтами. В этом конструктивном примере продольные стержни 12 показаны в виде выполненных монолитно с удлинительной деталью 2. Этот конструктивный вариант обеспечивает то преимущество, что между продольными стержнями 12 и удлинительной деталью 2 не существует шва, который мог бы приводить к завихрениям протекающего мимо воздуха.

Действующими в полете аэродинамическими силами продольные стержни 12 могут приводиться в состояние вибрации и за счет этого, аналогично описанным выше поперечным стержням 11, противодействовать обледенению и/или отделять уже образовавшийся лед.

Как и поперечные стержни 11 на фиг.1, продольные стержни 12 удлинения 2 образованы между третьей боковой стенкой 5 и четвертой боковой стенкой 6. Однако, так как в этом конструктивном варианте боковые стенки 5, 6 используются для установки или крепления продольных стержней 12, они сами могут также образовывать продольные стержни 12.

Продольные стержни 12 в продольном направлении и поперечном направлении могут иметь сплошь равномерную толщину материала, но могут также иметь изменяющуюся толщину материала, например с большей толщиной материала в области перехода продольного стержня 12 в удлинительную деталь 2 и меньшей толщиной материала на вершине. За счет этого при действующих аэродинамических силах, прежде всего вершины продольных стержней 12, приводились бы в состояние вибрации, и обледенение могло бы надежно предотвращаться именно в этой критической области.

В переходе продольных стержней 12 в удлинительную деталь 2 между каждыми двумя продольными стержнями образуется по одной задней стенке 10 выемки. Этот переход может быть выполнен резким в виде ступени, что, однако, могло бы приводить к завихрению воздушного потока в этой области. Чтобы предотвратить это завихрение воздуха, переход может проходить непрерывно, так что воздух может протекать в значительной степени без помех.

В виде сбоку на фиг.4 видно, что продольные стержни 12 могут быть выполнены таким образом, что они образуют продолжение поверхности основного корпуса 1 впускной заслонки, так что впускная заслонка, которая образована из основного корпуса 1 впускной заслонки и удлинительной детали 2, имеет сбоку закрытую форму, с непрерывной поверхностью 13 и сплошной нижней стороной 14.

На фиг.5 показан третий конструктивный пример удлинительной детали 2 согласно изобретению, в котором между боковыми деталями 5, 6 расположена по меньшей мере одна расположенная на основном корпусе 1 впускной заслонки и простирающаяся в продольном направлении L продольная перемычка 15, а между соответственно одной боковой деталью 5, 6 и продольной перемычкой 15 или между двумя продольными перемычками 15 проходит множество поперечных стержней 11. Удлинительная деталь 2 может, прежде всего, быть отдельной деталью, которая может быть дополнительно соединена или смонтирована с существующим основным корпусом 1 впускной заслонки.

Удлинительная деталь 2 на первом боковом краю 3 соединена или выполнена с возможностью соединения с основным корпусом 1 впускной заслонки, который здесь идентичен конструктивно предусмотренной впускной заслонке. Соединение между основным корпусом 1 впускной заслонки и удлинительной деталью 2 предусмотрено таким образом, что соединительная деталь 2 не может двигаться относительно основного корпуса 1 впускной заслонки. Это соединение может быть реализовано механическими соединительными средствами, такими как заклепки или винты. Однако, удлинительная деталь 2 также может быть соединена с основным корпусом впускной заслонки посредством клеевого или сварного соединения. Для того чтобы при этом обеспечить необходимую стабильность соединения, удлинительная деталь 2 может иметь, например, показанный на фиг.5 схематически или выполненный по-другому соединительный участок, который примыкает к первой боковой стенке и для соединения удлинительной детали 2 с основным корпусом 1 впускной заслонки может быть склеен с его нижней стороной 14. При этом удлинительная деталь максимально может иметь такие же размеры по длине и ширине, как и нижняя сторона 14 основного корпуса впускной заслонки, однако она также может покрывать нижнюю сторону 14 лишь частично.

Хотя на фиг.5 изготовленная отдельно и затем соединенная с основным корпусом 1 впускной заслонки удлинительная деталь 2 показана с поперечными стержнями 11, она также может иметь продольные стержни 12. В показанном варианте выполнения удлинительная деталь 2 в области поперечных стержней имеет расположенную посередине между третьей боковой стенкой 5 и четвертой боковой стенкой 6 продольную перемычку 15. Хотя на фиг.5 показана только одна дополнительная перемычка 15, рядом друг с другом также могут быть расположены несколько перемычек 15. Перемычки 15 служат для того, чтобы поддерживать поперечные стержни 11 и таким образом предотвращать изгиб поперечных стержней 11. В зависимости от длины поперечных стержней, для этого может быть достаточно одной продольной перемычки 15.

Поперечные стержни могут иметь длину, которая соответствует расстоянию между одной из боковых стенок 5, 6 до ближайшей перемычки 15, а при нескольких перемычках 15 расстоянию между двумя перемычками 15. Это значит, что в этом случае поперечный стержень 11 образован из нескольких частичных поперечных стержней. За счет этого относительно короткие частичные поперечные стержни могут быть относительно жесткими на кручение или их материал и толщина материала выбираются так, что они, несмотря на относительно малую длину, все еще имеют достаточно гибкости для деформации воздействующим воздушным потоком и, тем самым, противодействию обледенению. Частичные поперечные стержни могут, как описано для фиг.4, быть установлены в боковых стенках 5, 6 и/или продольных перемычках 15 с возможностью поворота или соединены с ними неподвижно. Также является возможным и монолитное изготовление из, например, композиционного материала.

Продольная перемычка или продольные перемычки 15 может/могут быть также выполнены так, что она/они образует/образуют проходы для поперечных стержней 11. То есть, поперечные стержни 11 установлены только в третьей боковой стенке 5 и четвертой боковой стенке 6 или неподвижно соединены с ними, и проходят через отверстия в продольных перемычках 15. При этом стабильность поперечных стержней 11 против изгиба повышается, а поперечные стержни дополнительно удерживаются в области продольных перемычек.

Отверстия в продольных перемычках 15 могут иметь диаметр, который позволяет поперечным стержням 11 скручиваться вокруг их продольной оси. Однако, отверстия также могут быть выполнены так, что в области прохода поперечных стержней 11 через продольные перемычки 15 они ограничивают свободу движения поперечных стержней 11.

Однако, поперечные стержни 11 могут также примыкать к первой боковой детали 5, второй боковой детали 6 и продольной перемычке 15 или же продольных перемычках 15, и сверху, то есть на верхней стороне 13, быть соединенными с ними. Поперечные стержни 11 также могут быть соединены снизу, то есть на нижней стороне 14, с боковыми стенками 5, 6 и перемычкой 15. Во всех вариантах соединения важным является то, что поперечные стержни 11 и/или частичные поперечные стержни все еще имеют достаточно гибкости для того, чтобы скручиванием и/или вибрацией предотвращать обледенение и/или противодействовать ему. Все, что было сказано относительно фигур 1-4, относится по смыслу также и к конструктивному примеру, представленному на фиг.5.

В общем, впускные заслонки К двигателя могут быть шарнирно присоединены к корпусу двигателя (не показан) и быть регулируемыми посредством соответственно одного сервопривода или посредством общего сервопривода, который действует на впускные заслонки К двигателя через соединительное устройство. Согласно изобретению предусмотрен двигатель с впускными заслонками двигателя, на которых установлен соответственно по меньшей мере один сервопривод для регулировки соответствующей впускной заслонки двигателя вокруг ее шарнирной оси, при этом двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она формирует командные сигналы для управления сервоприводами впускных заслонок двигателя и посылает их на сервоприводы впускных заслонок двигателя для регулировки впускных заслонок двигателя вокруг их шарнирной оси (А) для регулирования потока в воздухозаборнике.

В общем, конструктивные примеры согласно изобретению предусмотрены для двигателей на самолете. За счет регулирования предусмотренных согласно изобретению на корпусе двигателя заслонок К двигателя достигается оптимизация воздухозаборного потока, уменьшение аэродинамического сопротивления корпуса двигателя или же воздухозаборника, а также минимизация влияния обледенения на корпусе двигателя или же воздухозаборника на мощность двигателя. Выработка командных сигналов управляющим устройством может происходить на основе таблиц значений или калибровочных таблиц, в которых с указанными величинами датчиков или подборкой или комбинацией таких величин соотнесено значение командного сигнала или такое значение, как, например, нормированное значение или значение регулировки для исполнительного устройства, из которого может быть получено значение командного сигнала. В последнем случае управляющая функция имеет соответствующую функцию для выведения значения командного сигнала.

Согласно еще одному примеру осуществления изобретения, двигатель является двигателем или вспомогательной силовой установкой (также сокращенно называемой ВСУ), которая активируется лишь временами и в полете, прежде всего при потерях мощности одного или нескольких главных двигателей, для обеспечения мощности аварийного энергоснабжения. Согласно изобретению для этого случая применения предусмотрена самолетная система, которая имеет двигатель согласно одному варианту осуществления изобретения и устройство энергоснабжения. Управляющая функция имеет, прежде всего, дополнительно к функциям по вышеуказанным примерам осуществления, функцию, с помощью которой заслонки могут перемещаться между закрытым положением, в котором пропускная способность впускного потока является минимальной, и открытым положением, в котором пропускная способность впускного потока является максимальной. Устройство энергоснабжения может, прежде всего, иметь функцию, которая посылает командный сигнал на управляющую функцию для приведения в движение или удержания впускных заслонок К двигателя в их закрытом положении, если устройство энергоснабжения находится в исправном режиме, и/или которая посылает командный сигнал на управляющую функцию для приведения в движение впускных заслонок К двигателя в их открытом положении, если устройство энергоснабжения активирует вспомогательный двигатель. Включение вспомогательного двигателя устройством энергоснабжения может происходить, прежде всего, при определении или регистрации потери мощности по меньшей мере одним главным двигателем. Также может быть предусмотрено, что система управления двигателем регистрирует соответственно возникающую потерю мощности и посылает командный сигнал на управляющее устройство для перемещения впускных заслонок К в их открытое положение.

Предусмотренное согласно изобретению управляющее устройство для приведение в движение или в действие впускных заслонок К может быть, прежде всего, функциональным компонентом устройства управления полетом и/или двигательной системы для управления и регулирования двигателей самолета.

Перечень ссылочных обозначений
1 Основной корпус впускной заслонки
Первый боковой край
1b Второй боковой край
2 Удлинительная деталь впускной заслонки
3 Первый боковой край удлинительной детали 2 впускной заслонки
4 Второй боковой край удлинительной детали 2 впускной заслонки
5 Первая боковая деталь
6 Вторая боковая деталь
7 Выемка
8 Внутренняя сторона
9 Внутренняя сторона
10 Задний край выемки
11 Поперечный стержень
12 Продольный стержень
13 Верхняя сторона
14 Нижняя сторона
15 Продольная перемычка
А Шарнирная ось
Е1 Первый конец впускной заслонки К двигателя
Е2 Второй конец впускной заслонки К двигателя
К Впускная заслонка К двигателя
L Продольное направление впускной заслонки К двигателя
L11 Продольное направление поперечных стержней 11
L12 Продольное направление
Q11 Поперечное направление поперечных стержней 11
S Направление потока

1. Впускная заслонка (K) двигателя, которая предусмотрена для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, имеющая первый конец (E1) и расположенный противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него второй конец (E2), при этом продольное направление (L) во время предполагаемого применения направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха, и при этом воздушная заслонка имеет основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (E2) шарнирной осью (A), удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь (5, 6), которые соответственно отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и простираются на двух боковых краях (1a, 1b) впускной заслонки (K), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L), а также множество поперечных стержней (11), которые расположены на боковых деталях (5, 6) и простираются между ними поперек продольного направления (L).

2. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, при этом основной корпус (1) впускной заслонки и удлинительная деталь (2) впускной заслонки изготовлены монолитно.

3. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что удлинительная деталь (2) впускной заслонки смонтирована на основном корпусе (1) впускной заслонки в виде детали, выполненной с возможностью прикрепления к основному корпусу (1) впускной заслонки.

4. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что поперечные стержни (11) установлены на боковых деталях (5, 6) без возможности поворота.

5. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть поперечных стержней (11) установлена на боковых деталях (5, 6) так, что они являются поворотными вокруг своей продольной оси (L11).

6. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что поперечные стержни (11) имеют поперечное сечение в форме крыла.

7. Впускная заслонка (K) двигателя по п.6, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть поперечных стержней (11) пружинящим образом предварительно напряжена в исходном положении.

8. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что поперечные стержни (11) выполнены из упругого материала, который сгибается и/или скручивается воздушным потоком (S), который возникает во время предполагаемого применения и протекает вдоль продольного направления (L), а именно в такой степени, что образовавшийся на поперечных стержнях (11) слой льда может откалываться.

9. Впускная заслонка (K) двигателя по п.1, отличающаяся тем, что между боковыми деталями (5, 6) расположена по меньшей мере одна продольная перемычка (15), которая расположена на основном корпусе (1) впускной заслонки и простирается в продольном направлении (L), и что между соответственно одной боковой деталью (5, 6) и продольной перемычкой (15) или между двумя продольными перемычками (15) простирается множество поперечных стержней (11).

10. Впускная заслонка (K) двигателя, которая предусмотрена для установки на корпусе воздухозаборника или канала воздухозаборника двигателя самолета, с первым концом (E1) и расположенным противоположно ему и в продольном направлении (L) впускной заслонки на расстоянии от него вторым концом (E2), при этом продольное направление (L) во время предполагаемого применения направлено против направления (S) потока поступающего в двигатель воздуха, при этом воздушная заслонка имеет основной корпус (1) впускной заслонки с предназначенным для шарнирного соединения соединительным устройством для шарнирного соединения основного корпуса (1) впускной заслонки с корпусом воздухозаборника или каналом воздухозаборника с простирающейся вдоль второго конца (E2) шарнирной осью (A), удлинительную деталь (2) впускной заслонки, которая конструктивно интегрирована в основной корпус (1) впускной заслонки и имеет первую и вторую боковую деталь (5, 6), которые соответственно отходят от основного корпуса (1) впускной заслонки и простираются на двух боковых краях (1a, 1b) впускной заслонки (K), которые расположены противоположно друг другу и простираются в продольном направлении (L), множество продольных стержней (12), которые расположены на основном корпусе (1) впускной заслонки и соответственно простираются в продольном направлении (L) впускной заслонки (K).

11. Впускная заслонка (K) двигателя по п.10, при этом основной корпус (1) впускной заслонки и удлинительная деталь (2) впускной заслонки изготовлены монолитно.

12. Впускная заслонка (K) двигателя по п.10, отличающаяся тем, что удлинительная деталь (2) впускной заслонки смонтирована на основном корпусе (1) впускной заслонки в виде детали, выполненной с возможностью прикрепления к основному корпусу (1) впускной заслонки.

13. Впускная заслонка (K) двигателя по п.10, отличающаяся тем, что продольные стержни (12) выполнены из упругого материала, который сгибается и/или скручивается воздушным потоком (S), который возникает во время предполагаемого применения и протекает вдоль продольного направления (L), а именно в такой степени, что образовавшийся на поперечных стержнях (11) слой льда может откалываться.

14. Двигатель с воздухозаборником, образованным корпусом двигателя, при этом по меньшей мере одна впускная заслонка (K) двигателя по одному из пп.1-13 расположена на переднем крае, который направлен против воздушного потока (S), возникающего во время предполагаемого применения.

15. Двигатель по п.14, отличающийся тем, что при рассмотрении в направлении (S) потока вдоль периметра корпуса двигателя рядом друг с другом расположено несколько впускных заслонок (K) двигателя.

16. Двигатель по п.15, отличающийся тем, что на впускных заслонках (K) двигателя установлено по меньшей мере по одному сервоприводу для регулировки соответствующей впускной заслонки (K) двигателя вокруг ее шарнирной оси (A), что двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она формирует командные сигналы для управления сервоприводами впускных заслонок (K) двигателя и передает эти команды на сервоприводы впускных заслонок (K) двигателя для того, чтобы регулировать впускные заслонки (K) двигателя вокруг их шарнирной оси (A) и, тем самым, регулировать поток в воздухозаборнике.

17. Двигатель по п.15, отличающийся тем, что при выполнении впускных заслонок (K) двигателя с продольными стержнями, которые выполнены с возможностью поворота вокруг своей продольной оси, по меньшей мере на части продольных стержней установлены исполнительные устройства для изменения поворотного положения поперечных стержней (11),
что двигатель имеет управляющее устройство, которое имеет управляющую функцию с интерфейсом к системе управления полетом и/или системе управления двигателем, и которая выполнена таким образом, что в ответ на прием параметров воздуха от системы управления полетом и/или фактической или требуемой мощности двигателя от системы управления полетом и/или системы управления двигателем она может управлять сервоприводами для изменения поворотного положения поперечных стержней (11) для того, чтобы регулировать поперечные стержни (11) вокруг их продольной оси (L11) и, тем самым, регулировать поток в воздухозаборнике.

18. Двигатель по п.15, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что она в качестве параметров воздуха использует скорость обтекания самолета.

19. Двигатель по п.15, отличающийся тем, что в качестве параметров воздуха используется измеренная в области воздухозаборника двигателя скорость обтекания и/или температура обтекающего воздуха в качестве входного сигнала для использования управляющей функцией.

20. Двигатель п.15, отличающийся тем, что двигатель является вспомогательным двигателем, который выполнен в соответствии с одним из пп.16-19, функционально соединен с устройством вспомогательного энергоснабжения и,
что управляющая функция имеет функцию, с помощью которой заслонки могут перемещаться между закрытым положением, в котором пропускная способность входящего потока является минимальной, и открытым положением, в котором пропускная способность входящего потока является максимальной, и
что самолетная система имеет устройство энергоснабжения, которое посылает командный сигнал на управляющую функцию для перемещения впускных заслонок (К) двигателя из их закрытого положения в их открытое положение, когда устройство энергоснабжения активирует вспомогательный двигатель.



 

Похожие патенты:

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

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.

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

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.

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

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

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

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

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

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.

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

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя. Входное отверстие имеет площадь 0,6÷0,7 Sду (где Sду - площадь поперечного сечения двигательной установки), а канал выполнен с длиной, равной 1-2 Dду, (где Dду - диаметр двигательной установки летательного аппарата). В лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата выполнена щель для слива пограничного слоя набегающего потока. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх