Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу



Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу
Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки (всу), узел всу и воздухозаборник всу

 


Владельцы патента RU 2524768:

Хамильтон Сандстранд Корпорейшн (US)

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам технического обслуживания вспомогательной силовой установки. Способ содержит шаг снятия воздухозаборного канала в обшивке воздушного судна. Осуществляется вывод воздухозаборного канала на внешнюю сторону обшивки. Воздухозаборный канал закреплен с возможностью съема и имеет возможность соединения с вспомогательной силовой установкой как в установленном положении, так и в положении технического обслуживания. В каждом из положений воздухозаборный канал находится в собранном состянии. Достигается упрощение технического обслуживания вспомогательной силовой установки. 3 н.п., 11 з.п. ф-лы; 9 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к узлу вспомогательной силовой установки воздушного судна, содержащему воздухозаборный канал, расположенному под обшивкой воздушного судна. Изобретение также относится к способу технического обслуживания вспомогательной силовой установки, в процессе которого обшивка остается в собранном состоянии.

Уровень техники

Вспомогательные силовые установки (ВСУ) обычно используются в воздушном судне в качестве резервных блоков питания для различных систем воздушного судна. Как правило, ВСУ прикрепляется к частям конструкции воздушного судна внутри хвостового конуса. Обшивка прикрепляется к частям конструкции воздушного судна, к таким как каркас, для ограждения ВСУ. Для технического обслуживания компонент ВСУ, таких как конструктивно-сменные узлы (КСУ), части обшивки должны быть удалены для обеспечения достаточного доступа к КСУ.

Воздухозаборный канал, как правило, встроен в корпус ВСУ. Соединение воздухозаборного канала, проходящего от ВСУ, с внутренней поверхностью обшивки герметизировано уплотнителем внутри полости. Воздухозаборный канал не может быть удален до удаления обшивки с каркаса воздушного судна.

Раскрытие изобретения

Узел вспомогательной силовой установки воздушного судна установлен внутри полости, образованной обшивкой воздушного судна. Обшивка в собранном состоянии прикреплена к конструкции воздушного судна и образует проем. Вспомогательная силовая установка расположена внутри полости и прикреплена к указанной конструкции. Обшивка, по существу, закрывает вспомогательную силовую установку в собранном состоянии. Воздухозаборный канал закреплен съемным образом в указанном проеме и может быть избирательно подсоединен к вспомогательной силовой установке при его переводе между установленным положением и положением технического обслуживания. В установленном положении и в положении технического обслуживания обшивка находится в собранном состоянии.

Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки содержит шаг снятия воздухозаборного канала вспомогательной силовой установки с указанного проема в обшивке воздушного судна. После этого вспомогательная силовая установка, расположенная внутри полости под обшивкой, становится доступной для технического обслуживания. Техническое обслуживание части вспомогательной силовой установки производится через указанный проем.

Воздухозаборный канал предпочтительно представляет собой канал, образующий проход и имеющий первый и второй фланцы, расположенные на канале на противоположных друг другу концах прохода. Первый фланец имеет отверстия для ввода крепежных деталей. Уплотнитель прикреплен ко второму фланцу. Шумоизолирующие детали расположены внутри прохода.

Краткое описание чертежей

Для дальнейшего понимания изобретения дано следующее подробное описание с сопровождающими чертежами, а именно:

на Фиг.1 схематически показана ВСУ, расположенная внутри хвостового

конуса.

На Фиг.2 показан частичный поперечный разрез ВСУ и воздухозаборный

канал.

На Фиг.3 показан трехмерный вид воздухозаборного канала.

На Фиг.4 показан трехмерный вид ВСУ с удаленным воздухозаборным каналом для технического обслуживания ВСУ.

На Фиг.5 показан другой трехмерный вид ВСУ с удаленным воздухозаборным каналом для технического обслуживания ВСУ.

На Фиг.6А показан в поперечном разрезе первый вариант компоновки воздухозаборного канала, прикрепленного к обшивке воздушного судна.

На Фиг.6 В показан в поперечном разрезе второй вариант компоновки воздухозаборного канала, прикрепленного к обшивке воздушного судна.

На Фиг.6С показан в поперечном разрезе третий вариант компоновки воздухозаборного канала, прикрепленного к обшивке воздушного судна.

На Фиг.6D показан в поперечном разрезе четвертый вариант компоновки воздухозаборного канала, прикрепленного к обшивке воздушного судна.

Осуществление изобретения

На Фиг.1 показана вспомогательная силовая установка (ВСУ) 10, расположенная в полости 11 хвостового конуса 12. ВСУ 10 смонтирована на конструктивном элементе 13. ВСУ 10 содержит редуктор 14, через который генератор 16 механически приводится в движение от вращения установленного на валу компрессора (не показан) и турбины (не показана). Наружный относительно хвостового конуса 12 воздух подается через воздухозаборный канал 18 в компрессор. Сжатый воздух после расширения при прохождении через турбину удаляется через выпускной канал 20.

Обшивка 22 воздушного судна прикреплена к конструктивному элементу 13 в собранном состоянии, в котором воздушное судно подготовлено к полету. На своей внешней стороне, противоположной полости 11, обшивка 22 имеет наружную поверхность 23. Наружная поверхность 23 определяет аэродинамический внешний обвод или контур хвостового конуса 12. Воздухозаборный канал 18 прикреплен к обшивке 22.

На Фиг.2 ВСУ 10 содержит корпус 24 воздухозаборного канала, содержащий фланец 26 корпуса. Воздухозаборный канал 18 образует проход 38, образованный горловиной 31, и содержит первый 28 и второй 30 фланцы воздухозаборного канала, расположенные на противоположных концах горловины 31. Первый фланец 28 воздухозаборного канала прикреплен к фланцу 62 обшивки (см. Фиг.4 и Фиг.5), образованному обшивкой 22. В данном примере фланец 62 обшивки утоплен относительно наружной прилегающей поверхности 23 (Фиг.1). Уплотнитель 32 прикреплен ко второму фланцу 30 воздухозаборного канала крепежными деталями 34. В одном примере применяется уплотнитель 32 компенсационного типа, который уплотняет соединение фланца 26 корпуса, позволяя удалять воздухозаборный канал 18 в то время, когда ВСУ 10 остается прикрепленной к конструктивному элементу 13.

Воздухозаборный канал 18 скомпонован для понижения воздухозаборного шума во время эксплуатации ВСУ 10. Тело воздухозаборного канала 18 может быть изготовлено из стекловолокна с фенольной смолой или из композиционного углеродного волокна. Подразумевается, что могут быть использованы любые подходящие материалы, например металлические и/или неметаллические. Первая шумоизолирующая деталь 36 в примере с двумя шумопонижающими деталями установлена внутри прохода 38 и проходит от стенки 40 до противоположных концов воздухозаборного канала 18. Передняя кромка первой шумоизолирующей детали 36 содержит износоустойчивую структуру. Стенка 40 содержит вторую шумоизолирующую деталь 42, которая охватывает, по меньшей мере, часть прохода 38. Стенка 40 выступает наружу из прохода 38, позволяя второй шумоизолирующей детали 42 быть установленной заподлицо к прилегающей стенке прохода. В ином варианте первые 36 и вторые 42 шумоизолирующие детали могут содержать шумоизолирующую структуру, состоящую из алюминиевых «пчелиных» сот, к которым с помощью смолы приклеена пористая сетка.

На Фиг.2 и Фиг.3 показан узел защитной решетки 44, установленный так, что он закрывает вход в воздухозаборный канал 18. Узел защитной решетки 44 может быть отдельной конструкцией относительно воздухозаборного канала 18 (как показано на Фиг.2 и Фиг.3) либо может быть встроен в воздухозаборный канал. В ином варианте узел защитной решетки 44 включает деталь 43, которая ограничивает и удерживает защитную решетку 45. Узел защитной решетки 44, как правило, расположен внутри контура, заданного наружной поверхностью 23 в установленном положении, что показано на Фиг.3.

Отверстия 46 проходят через деталь 43 (если используется отдельный узел защитной решетки 44), первый фланец 28 воздухозаборного канала и фланец 62 обшивки (что показано на Фиг.4). Воздухозаборный канал 18 прикрепляется к обшивке 22 крепежными деталями 66 (см. Фиг.6А-6D). Например, крепежными элементами 66 могут быть винты с потайной головкой и гайки. Крайняя конструкция (в примере деталь 43) содержит выемки 48, окаймляющие каждое отверстие 46 для утапливаемой головки и для создания более аэродинамической поверхности.

На Фиг.4 и Фиг.5 показана ВСУ в положении технического обслуживания: воздухозаборный канал 18 и узел защитной решетки 44 удалены с обшивки 22, через проем 50 может быть выполнено техническое обслуживание компонент ВСУ, таких как конструктивно-сменные узлы (КСУ). Пример конструктивно-сменных узлов (КСУ) содержит регулятор 52 подачи топлива, спидометр 56 и воспламенитель 60. Регулятор 52 подачи топлива может быть заменен посредством ослабления зажима 54. Масляный радиатор 58 также может подвергаться техническому обслуживанию и чистке через проем 50.

На Фиг.6A-6D показано несколько вариантов прикрепления воздухозаборного канала 18 к фланцу 62 обшивки 22 воздушного судна. Из этого следует понимать, что могут быть использованы различные компоновки или комбинации показанных компоновок. Воздухозаборный канал и узел защитной решетки устанавливаются, как правило, заподлицо относительно внешней поверхности 23.

В примере, показанном на Фиг.6А, защитная решетка 145 встроена в воздухозаборный канал 118. Первый фланец 128 воздухозаборного канала посажен напротив фланца 62 обшивки. Держатель 64 установлен над первым фланцем 128 воздухозаборного канала и над внешней поверхностью 23 и прикреплен крепежными деталями 66 для удержания воздухозаборного канала 118 в установленном положении.

На Фиг.6В усиливающая шайба 68 утоплена в первый фланец 228 воздухозаборного канала, причем фланец 228 предотвращает смятие или разрыв составного воздухозаборного канала во время установки воздухозаборного канала. Воздухозаборный канал 218 прикреплен к фланцу 62 обшивки крепежной деталью 66.

На Фиг.6С показан в поперечном разрезе воздухозаборный канал 18 и узел защитной решетки 44, показанные на Фиг.2 и Фиг.3, прикрепленные к фланцу 62 обшивки крепежной деталью 66, проходящей через первый фланец 28 воздухозаборного канала.

На Фиг.6D показана уплотнительная прокладка 70, установленная между воздухозаборным каналом 118 и фланцем 62 обшивки и закрепленная крепежными деталями 66.

Способ технического обслуживания ВСУ 10 содержит шаг снятия воздухозаборного канала 18 (из установленного положения) с проема 50 в обшивке 22, в то время как обшивка 22 остается прикрепленной к конструктивному элементу 13 конструкции в собранном состоянии. Удаляют крепежные детали 66 и первый фланец 28 воздухозаборного канала снимают с фланца 62 обшивки, окружающего проем 50. Если узел защитной решетки 44 является отдельным узлом, то его снимают с проема 50. Горловину 31 вынимают из полости 11 через проем 50 наружу обшивки 22 (положение технического обслуживания). В данном примере уплотнитель 32 снимают с фланца 26 корпуса.

ВСУ 10 становится доступной после удаления воздухозаборного канала 18, таким образом, для части ВСУ 10 может быть выполнено техническое обслуживание через проем 50. Для компонент вспомогательной силовой установки может быть выполнено техническое обслуживание, в то время как ВСУ 10 находится на своем месте внутри полости 11. Например, могут быть заменены такие конструктивно-сменные узлы (КСУ), как регулятор 52 подачи топлива, спидометр 56 и воспламенитель 60.

Хотя описан только пример осуществления изобретения, для специалиста в данной области очевидно, что в рамках формулы изобретения возможны определенные изменения. По этой причине формула изобретения должна быть изучена для определения ее истинного объема и содержания.

1. Способ технического обслуживания вспомогательной силовой установки, включающий следующие шаги:
снимают воздухозаборный канал вспомогательной силовой установки с проема в обшивке воздушного судна;
обеспечивают доступ к вспомогательной силовой установке, расположенной внутри полости, образованной обшивкой воздушного судна; и
выполняют техническое обслуживание части вспомогательной силовой установки через указанный проем,
причем на шаге обеспечения доступа выводят воздухозаборный канал вспомогательной силовой установки через указанный проем на внешнюю сторону обшивки воздушного судна, противоположную указанной полости.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на шаге снятия канала удаляют крепежные детали, которыми воздухозаборный канал вспомогательной силовой установки прикреплен к обшивке воздушного судна.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что на шаге снятия канала снимают фланец воздухозаборного канала с фланца обшивки, окружающего указанный проем.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что на шаге снятия канала выводят горловину воздухозаборного канала, соединенную с фланцем воздухозаборного канала, через указанный проем на внешнюю сторону обшивки воздушного судна, противоположную указанной полости.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что на шаге снятия канала снимают уплотнитель, расположенный между воздухозаборным каналом вспомогательной силовой установки и вспомогательной силовой установкой.

6. Способ по п.1, отличающийся тем, что на шаге обеспечения доступа отделяют от обшивки воздушного судна решетку, расположенную в указанном проеме.

7. Способ по п.1, отличающийся тем, что на шаге технического обслуживания выполняют манипуляции с компонентом вспомогательной силовой установки, в то время как вспомогательная силовая установка остается закрепленной внутри полости, а обшивка воздушного судна остается в собранном состоянии.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что на шаге технического обслуживания заменяют, по меньшей мере, одно из следующих конструктивно-сменных устройств: регулятор подачи топлива, спидометр, воспламенитель.

9. Способ по п.7, отличающийся тем, что на шаге технического обслуживания обеспечивают доступ к зажиму и/или масляному радиатору.

10. Узел вспомогательной силовой установки воздушного судна, содержащий:
обшивку воздушного судна, образующую полость и прикрепленную к конструкции воздушного судна в собранном состоянии с образованием проема в указанной обшивке;
вспомогательную силовую установку, расположенную в указанной полости и прикрепленную к конструкции воздушного судна, причем обшивка воздушного судна по существу закрывает вспомогательную силовую установку в указанном собранном состоянии;
воздухозаборный канал, закрепленный съемным образом в указанном проеме и выполненный с возможностью избирательного прикрепления к вспомогательной силовой установке при его переводе между установленным положением и положением технического обслуживания, причем в указанных установленном положении и в положении технического обслуживания обшивка воздушного судна остается в собранном состоянии.

11. Узел по п.10, отличающийся тем, что обшивка воздушного судна образует хвостовой конус и наружную поверхность на своей внешней стороне, противоположной указанной полости, причем обшивка воздушного судна содержит фланец обшивки, ограничивающий указанный проем, а воздухозаборный канал имеет фланец воздухозаборного канала, прикрепленный к фланцу обшивки крепежными деталями в установленном положении.

12. Узел по п.11, отличающийся тем, что воздухозаборный канал содержит проход и расположенную над ним решетку, причем указанная наружная поверхность задает аэродинамический контур, а указанная решетка расположена по существу вдоль контура и закреплена в проеме в установленном положении.

13. Узел по п.10, отличающийся тем, что вспомогательная силовая установка содержит конструктивно-сменные узлы, содержащие, по меньшей мере, одно из устройств: регулятор подачи топлива, спидометр и воспламенитель, причем конструктивно-сменные узлы могут быть удалены через указанный проем, когда воздухозаборный канал переведен в положение технического обслуживания.

14. Воздухозаборный канал вспомогательной силовой установки, содержащий:
канал, образующий проход и содержащий первый и второй фланцы, расположенные на канале на противоположных друг другу концах прохода, причем первый фланец имеет отверстия для ввода крепежных деталей; уплотнитель, прикрепленный ко второму фланцу; и шумоизолирующие детали, расположенные внутри прохода.



 

Похожие патенты:

Цепь подачи электропитания летательного аппарата содержит сеть (17) распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в авиационном двигателе или вблизи упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в авиационный двигатель с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противооблединительную или антиобледенительную систему (5а).

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому.

Изобретение относится к системам, использующим беспилотные летательные аппараты для обзора земной поверхности и передачи сигналов, указывающих местоположение наземных объектов.

Изобретение относится к авиационным системам электроснабжения. .

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата.

Изобретение относится к подаче электричества на электрическое оборудование в двигателе летательного аппарата и/или в окружении. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к вспомогательной силовой установке для самолета. .

Изобретение относится к системе и способу распределения электроэнергии внутри летательного аппарата. .

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию летательных аппаратов, и может быть использовано в конструкциях устройств выпуска аварийных энергетических установок пассажирских самолетов. Устройство перевода в рабочее положение ветродвигателя самолета размещено в отсеке фюзеляжа. Отсек снабжен обшивкой и силовыми элементами, люком с крышкой, шарнирно закрепленной на силовых элементах, поперечной и продольной стенками. Ветродвигатель снабжен корпусом, на котором жестко закреплена первым концом штанга. Устройство содержит замок убранного положения ветродвигателя, силовой привод выпуска ветродвигателя, и механизм открытия крышки люка. Второй конец штанги шарнирно закреплен на поперечной стенке отсека в ее нижней части. Опорная часть силового привода шарнирно закреплена на поперечной стенке отсека в ее верхней части, а его исполнительная часть шарнирно соединена со вторым концом штанги ветродвигателя. Шарнирное соединение крышки люка с силовыми элементами отсека снабжено серпообразными кронштейнами, основания которых жестко соединены с крышкой люка, а консоли шарнирно соединены с силовыми элементами отсека. Механизм открытия крышки снабжен тягой, выполненной из размещенных соосно друг другу корпуса и стержня, соединенных с обеспечением возможности поворота друг относительно друга вокруг общей оси, и двумя цапфами, первые концы которых шарнирно соединены с концами указанной тяги, второй конец одной из них шарнирно соединен со штангой вблизи ее первого конца, а второй конец другой из них шарнирно соединен с крышкой люка. Достигается возможность перемещения тяги открытия крышки люка в нескольких плоскостях, которая обеспечивает исключение асинхронности перемещения и одновременный поворот штанги ветродвигателя и крышки люка отсека в разных плоскостях, упрощение конструкции, повышение надежности, снижение массы, повышении безопасности. 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Система обеспечения электрической энергией воздушных судов относится к силовым установкам вспомогательного назначения для воздушных судов. Система содержит аккумуляторные батареи, аппаратуру регулирования, управления и защиты, преобразователь постоянного тока в переменный ток, термоэлектрические элементы, состоящие из теплообменников горячих и холодных спаев, контроллер заряда. Теплообменники горячих спаев расположены на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени, форсажной камеры турбореактивного двигателя. Теплообменники холодных спаев расположены на внешней обшивке воздушного судна. Контроллер заряда соединен с выходом термоэлектрических устройств и с входом аккумуляторных батарей, а также со входом преобразователя постоянного тока в переменный ток. Выходы преобразователя постоянного тока в переменный ток, а также выходы DC-DC являются выходами устройства. Выход преобразователя постоянного тока в переменный соединен со входом блока регулирования, управления и защиты. Выход аккумуляторных батарей соединен со входом DC-DC преобразователя. Выход DC-DC преобразователя соединен с входом блока регулирования, управления и защиты. Выход блока регулирования, управления и защиты соединен со входом аккумуляторных батарей. Обеспечивается снабжение потребителей электроэнергией при отсутствии генераторов. 2 ил.

Устройство относится к машиностроению и может быть использовано в авиационных двигателях для разъединения приводного вала (2) вспомогательного оборудования и ведущего вала (3). Устройство имеет в своем составе кулачок (5) муфты сцепления, снабженный первыми зубьями (8) и первыми выемками (6), предназначенными для того, чтобы перемещаться в продольном направлении вдоль первого из валов (2) в результате взаимодействия со вторыми выемками (7), размещенными на вале (2), и вводить в зацепление или выводить из зацепления упомянутые первые зубья (8) с вторыми зубьями (9), размещенными на вале (3). Устройство имеет в своем составе средство продольного перемещения, содержащее фиксированную часть (10), воздействующую на подвижную в продольном направлении деталь (11) для перемещения кулачка (5) муфты сцепления между положением соединения валов и положением разъединения этих валов. Средство продольного перемещения приводит в движение кулачок (5) муфты сцепления в результате взаимодействия неподвижной по вращательному движению детали (13) с деталью (14), связанной с кулачком этой муфты сцепления и приводимой во вращательное движение вместе с этим кулачком, причем в процессе нормального функционирования поддерживается некоторый продольный зазор (15) между фиксированной по вращательному движению деталью и деталью, приводимой во вращательное движение. Достигается снижение износа деталей. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата включает установку плоских МГД-генераторов попарно симметрично относительно плоскости симметрии элементов оперения ГЛА, а между ними располагают магнитоэкранирующие пластины, выполненные из ферромагнитного материала с точкой Кюри, превышающей рабочую температуру элементов ГЛА, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку. Управляющие команды от бортовой системы управления подают на соленоиды плоских МГД-генераторов, расположенных под той обтекаемой поверхностью элементов оперения ГЛА, на которую производят управляющее усилие. Магнитоэкранирующую пластину изготавливают из кобальта. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей управления ГЛА по каналам тангажа, рыскания и крена. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Схема электропитания гондолы турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один электрический генератор, механически связанный с валом турбореактивного двигателя и по меньшей мере два силовых устройства, отличных от блока контроля или мониторинга. Генератор выполнен с возможностью подачи электропитания непосредственно, без подачи электропитания в сеть летательного аппарата, на первое и второе силовые устройства. Одно из электрических силовых устройств представляет собой электрическое противообледенительное устройство, а другое - устройство реверса тяги. Устройство реверса тяги содержит входную линию электродинамического торможения с возможностью частичного запитывания электрического противообледенительного устройства. Достигается упрощение системы распределения энергии, уменьшение её объема и веса. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения. Система соединения содержит три кронштейна, расположенных в углах треугольника, компенсатор и дополнительное резервное соединительное звено. Первый и второй кронштейны расположены на одной высоте либо вверху, либо внизу, каждый с одной из боковых сторон хвостовой части фюзеляжа. При этом компенсатор расположен между первым и вторым кронштейнами. Дополнительное резервное соединительное звено установлено противоположно компенсатору и расположено под третьим кронштейном, если тот расположен вверху, и над третьим кронштейном, если тот расположен внизу. Достигается облегчение сборочных операций, заменяемость хвостового обтекателя при необходимости. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов. Гидродинамический стартерный привод-генератор содержит генератор электроэнергии транспортного средства, установленный на его валу центробежный топливный насос и два гидродинамических преобразователя крутящего момента с кругом циркуляции. Насосное колесо одного из них кинематически связано с валом силовой установки транспортного средства, а его турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного топливного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя. У другого гидропреобразователя насосное колесо кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки. Генератор также снабжен устройством электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и связан через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства. Достигается снижение массовых характеристик, повышение грузоподъемности и экономичность транспортного средства. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы. Устройство электропитания постоянным током автономного транспортного судна содержит газотурбинный двигатель, электромеханическую передачу, включающую дифференциальный мультипликатор, электромагнитный тормоз-расцепитель, генератор, бесконтактный электродвигатель постоянного тока, блок коммутации, бортовые потребители электроэнергии постоянного тока, блок управления блоком коммутации и электродвигателя постоянного тока, управляемый выпрямитель. Указанные элементы соединены между собой так, как указано в материалах заявки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя. Основная силовая группа для оптимизации энергии содержит силовую группу класса двигатель с газогенератором и силовой турбиной, турбину рекуперации энергии, нагнетательный компрессор, механизм регулирования, блок управления, систему ECS. Основная силовая группа располагается в изолированном пожарной перегородкой отсеке. Отсек содержит воздухозаборник наружного воздуха и выходную трубу. Обеспечивается оптимальное использование мощности согласно потребностям в мощности летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх