Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2553605:

АГУСТА С.П.А. (IT)

Летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2) и устройство обнаружения (10) наличия льда, вызванного отвердеванием переохлажденных жидких капель (20), имеющих размер выше порогового значения. Устройство обнаружения (10) имеет первый участок (15) для накопления капель (20), который расположен так, чтобы быть видимым изнутри фюзеляжа (2). Изобретение направлено на упрощение летательного аппарата. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к летательным аппаратам.

Образование льда на крыле и/или управляющих поверхностях летательного аппарата может ухудшить аэродинамические характеристики летательного аппарата и, в некоторых случаях, даже сделать управление чрезвычайно трудным.

Лед обычно образуется на крыле и/или управляющих поверхностях летательного аппарата, поскольку летательный аппарат летит сквозь воздух, содержащий водные капли, которые остаются жидкостью при температурах ниже нуля градусов по Цельсию и которые обычно называются переохлажденными водными каплями.

Переохлажденные водные капли имеют тенденцию затвердевать при контакте и таким образом образовывать слой переохлажденного льда на крыле и/или управляющих поверхностях летательного аппарата.

Столкновение с переохлажденными водными каплями диаметром менее определенного, скажем, в 50 микронов порога, обычно не приводит к серьезному риску для летательного аппарата.

Это происходит из-за того, что крыло и/или управляющие поверхности летательного аппарата нарушают поток воздуха, и из-за того, что, обладая небольшим движением, большинство водных капель диаметром меньше порога имеет тенденцию обходить, вместо того чтобы сталкиваться с крылом и/или управляющими поверхностями летательного аппарата. Было замечено, что только небольшая часть водных капель диаметром меньше порога фактически входит в контакт с передними кромками крыла и/или управляющими поверхностями.

Для удаления льда, образующегося на передних кромках крыла и/или управляющих поверхностях, летательный аппарат оборудован устройствами обнаружения и удаления льда.

С другой стороны, переохлажденные водные капли диаметром больше порога, обладают большей инерцией и поэтому движутся своим путем, который не нарушается в достаточной степени при взаимодействии крыла и/или управляющих поверхностей летательного аппарата с воздухом.

В результате переохлажденные водные капли диаметром больше порога имеют тенденцию ударяться о крыло и/или управляющие поверхности летательного аппарата и, соответственно, образовывать лед на частях крыла и/или управляющих поверхностях иных, чем передние кромки, таким образом, подвергая летательный аппарат опасности.

Известны устройства обнаружения льда, вызванного переохлажденными водными каплями диаметром больше порога, такие как описанные в US-B-6296320.

Они, в основном, включают в себя кожух, закрепленный на фюзеляже; датчик, в частности датчик вибрации, размещенный в полости кожуха; и элемент для измерения частоты вибрации датчика.

Устройство обнаружения также включает в себя трубопровод, образованный в кожухе и имеющий вход потока воздуха; и выход ниже по течению от датчика в направлении потока воздуха относительно устройства.

Поток воздуха в трубопроводе создает вихри относительно датчика. Обладая небольшим движением, переохлажденные водные капли диаметром меньше порога неспособны проникнуть через вихри, так что в итоге большинство из них не в состоянии контактировать с датчиком. С другой стороны, переохлажденные водные капли диаметром больше порога обладают достаточным движением, чтобы проникнуть сквозь вихри и удариться и образовать лед на датчике. Образованный лед изменяет собственную частоту вибрации датчика, что обнаруживается измерительным элементом.

Другой пример устройства обнаружения описан в заявке US-A-2002/0158768 и в основном включает в себя первый и второй измерительный элемент, чувствительный ко льду; первую и вторую схему возбуждения для возбуждения первого и второго измерительных элементов соответственно; и устройство для измерения собственных частот вибраций первого и второго измерительных элементов.

Устройство обнаружения разработано так, чтобы переохлажденные водные капли диаметром больше порога ударялись о первый измерительный элемент, тогда как капли диаметром меньше порога и обладающие небольшим движением отклонялись и не ударялись о первый измерительный элемент.

Устройство обнаружения также разработано так, чтобы переохлажденные водные капли диаметром как больше, так ниже порога сталкивались, и образовывали лед на втором измерительном элементе.

Первая и вторая схемы возбуждения возбуждают первый и второй измерительные элементы соответственно, и измерительное устройство определяет первую собственную частоту вибрации первого измерительного элемента, на котором образовался лед, при столкновениях с переохлажденными водными каплями диаметром больше порога, и вторую собственную частоту вибрации второго измерительного элемента, на котором лед образовался при столкновении с переохлажденными водными каплями диаметром как меньше, так и больше порога.

По соотношению между первой и второй собственной частотой вибраций возможно определить наличие переохлажденных водных капелек в воздухе, через который перемещается летательный аппарат.

Вышеупомянутые устройства обнаружения в основном основаны на определении собственной частоты датчика, на котором образовался лед при столкновении с переохлажденными водными каплями диаметром больше порога, что означает, что эти датчики требуют схему возбуждения для их возбуждения и наличия измеряющей схем для измерения их собственной частоты.

В промышленности существует необходимость в оборудовании летательных аппаратов устройствами обнаружения, способными к быстрому обнаружению наличия переохлажденных водных капель диаметром больше порога, без необходимости в вышеупомянутых схемах возбуждения и измерения.

Объектом представленного изобретения является летательный аппарат, разработанный так, чтобы отвечать вышеупомянутому требованию дешево и легко.

Согласно представленному изобретению, обеспечивается летательный аппарат, как заявлено в п. 1 формулы.

Предпочтительное, не ограничивающее воплощение представленного изобретения будет описано посредством примера со ссылками на сопутствующие чертежи, на которых:

Фигура 1 показывает вид в перспективе летательного аппарата, в частности вертолета, в соответствии с представленным изобретением;

Фигура 2 показывает более крупный масштаб, вида сверху, с деталями, удаленными для ясности, вертолета фигуры 1;

Фигуры 3 и 4 показывают вид сверху и вид сбоку составной части устройства обнаружения льда вертолета по фигуре 1 и 2;

Фигуры 5 и 6 показывают компонент фигур 3 и 4, повернутый на девяносто градусов.

Номер 1 на фигуре 1 указывает в целом на летательный аппарат, в частности вертолет.

Вертолет 1 в основном включает в себя фюзеляж 2; несущий винт (не показан) на верху фюзеляжа 2; и хвостовой винт (не показан).

В противоположных концах фюзеляж 1 включает в себя нос 3 и хвостовую балку (не показана), поддерживающую хвостовой винт.

В дальнейшем описании термины, такие как "перед", "верх", "задняя часть", "вниз" и т.п., никоим образом не ограничивают и относятся к нормальному положению и направлению движения вертолета 1, как показано на фигуре 1, то есть в котором вертолет перемещается в горизонтальном направлении, с носом 3 фюзеляжа 2, предшествующего хвостовой балке.

В своем переднем конце фюзеляж 2 размещает кабину 4 экипажа.

Фюзеляж 2 включает в себя два передних окна 5 спереди кабины 4 экипажа и сзади носа 3; и две пары боковых окон 6 (на фигуре 1 показана только одна пара) на соответствующих сторонах 7 фюзеляжа 2.

Вертолет 1 также включает в себя устройство обнаружения 10 для обнаружения наличия льда, вызванного отвердеванием переохлажденных жидких капель 20 (фигуры 2, 6), имеющих характерный размер, в частности диаметр, больше определенного порогового значения. Более конкретно, капли 20 составляют более 50 микронов в диаметре, и лед, образованный ими, серьезно подвергает опасности устойчивость и/или управление вертолетом 1.

Устройство обнаружения 10 включает в себя предпочтительный участок 15 для накопления капель 20.

Участок 15 хорошо виден изнутри кабины 4 экипажа.

Пилот и/или другой член экипажа могут, таким образом, визуально определить наличие льда, вызванного каплями 20.

Другими словами, устройство обнаружения 10 пассивно, без электронных компонентов.

Более конкретно, устройство обнаружения 10 включает в себя (фигуры 1 и 2):

фланец 12, прикрепленный болтами к одной стороне 7 фюзеляжа 2, под окнами 6;

основной корпус 13, видимый из кабины 4 экипажа; и

кронштейн 14, имеющий один конец, присоединенный к фланцу 12, и второй конец, противоположный первому концу, поддерживающий корпус 13.

В показанном примере корпус 13 является сферическим и имеет наружную поверхность 11, охватываемую потоком воздуха, содержащим переохлажденные жидкие капли 20, 21 и 22.

Более конкретно, переохлажденные жидкие капли 21 составляют 30-50 микрон в диаметре и переохлажденные жидкие капли 22 составляют меньше чем 30 микрон в диаметре.

Поверхность 11 определяет участок 15; предпочтительный участок 16 для накопления переохлажденных жидких капель 21 и предпочтительный участок 17 для накопления переохлажденных жидких капель 22.

При нормальном направлении движения вертолета 1 участок 17 расположен впереди участка 16 и участок 16 впереди участка 15.

Капли 22 обладают очень небольшим движением и поэтому имеют тенденцию оседать и образовывать лед на участке 17.

Капли 21 обладают большим движением, чем капли 22, и меньшим, чем капли 20, и поэтому продолжают движение за участок 17 и имеют тенденцию оседать и образовывать лед на участке 16.

Капли 20 обладают большим движением, чем капли 21 и 22, и поэтому продолжают движение за участок 16 и имеют тенденцию оседать и образовывать лед на участке 15.

Участок 15 ограничен окружностью 30 и окружностью 31, расположенной фронтально относительно окружности 30.

Участок 16 ограничен между окружностью 31 и окружностью 32 впереди окружности 31.

Участок 17 ограничен сзади окружностью 32.

Расстояние между плоскостями окружностей 30 и 31 больше, чем расстояние между плоскостями окружностей 31 и 32.

Другими словами, окружности 30, 31, 32 определяют представление участков 15, 16, 17 на корпусе 13.

Окружности 30, 31, 32 также лежат в соответствующих параллельных смещенных поверхностях.

Соответствующие центры окружностей 30, 31, 32 лежат вдоль оси A, которая отклонена относительно оси В корпуса 13 параллельно нормальному направлению движения вертолета 1 и совпадает с направлением потока воздуха относительно вертолета 1.

Как показано на фигурах 3 и 4, оси A и В пересекаются в центре корпуса 13.

Участок оси A, содержащий центры окружностей 30, 31, 32, лежит между кронштейном 14 и осью В (фигура 3) и над осью В (фигура 4).

Фигура 5 показывает проекцию корпуса 13 и окружностей 30, 31, 32 в плоскости, параллельной оси A и перпендикулярной к поверхностям окружностей 30, 31, 32.

Угол α, в центре корпуса 13, образован окружностью 30 в вышеупомянутой плоскости в диапазоне между 90 и 110 градусами и, предпочтительно, равен 100 градусам.

Угол β, в центре корпуса 13, образован окружностью 31 в вышеупомянутой плоскости в диапазоне между 65 и 75 градусами и, предпочтительно, равен 70 градусам.

Угол γ, в центре корпуса 13, образован окружностью 32 в вышеупомянутой плоскости в диапазоне между 55 и 65 градусами и, предпочтительно, равен 60 градусам.

Для легкого рассмотрения пилотом из кабины 4 экипажа участки 15, 16, 17 имеют различные цвета.

Более конкретно, участок 15 красный, участок 16 желтого цвета и участок 17 черный.

В первом варианте осуществления устройства обнаружения 10 корпус 13 выполнен из композиционного материала для уменьшения полного веса вертолета 1.

Во втором воплощении варианта осуществления устройства обнаружения 10 корпус 13 включает в себя нагревательный элемент (не показан) для удаления с него льда и выполнен из металла.

На практике вертолет 1 перемещается в направлении, параллельном оси B, и может пролетать через облака, содержащие переохлажденные жидкие капли 20, 21, 22, которые контактируют с ним и образуют лед на вертолете 1 и, в частности, на устройстве обнаружения 10.

При движении вперед вертолет 1 создает поток воздуха, который заставляет капли 20, 21, 22 ударяться о корпус 13 устройства обнаружения 10.

Обладая небольшим движением, капли 22 в основном оседают и образуют лед на черном участке 17.

Капли 21 обладают большим движением, чем капли 22, и поэтому имеют возможность достигнуть участка 16, таким образом, большинство капель 21 оседают и образуют лед на желтом участке 16.

Капли 20 обладают большим движением, чем капли 21 и 22, и поэтому имеют возможность достигнуть участка 15, таким образом, большинство капель 20 оседают и образуют лед на красном участке 15.

Пилот или другой член экипажа может определить наличие льда, вызванного каплями 20, просто глядя на корпус 13 и проверяя на лед участок 15.

При выполнении проверки и подтверждении наличия льда, вызванного каплями 20, пилот выводит вертолет 1 из облака.

Преимущества вертолета 1 согласно представленному изобретению ясны из вышеупомянутого описания.

В частности, пилот или другой член экипажа могут определить наличие льда, вызванного каплями 20, просто проверяя на лед участок 15.

Поэтому устройство обнаружения 10 не требует никаких датчиков или схем условий, поэтому полностью пассивно и не имеет никаких электронных частей.

Наконец, в случае если летательный аппарат является вертолетом, аэродинамическое действие несущего винта отклоняет поток воздуха, который течет под углом наклона и параллельно оси B. В этом случае, так как оси A и В наклонены относительно друг друга, участки 15, 16, 17 при этом сталкиваются с каплями 20, 21, 22, что означает, что работа устройства обнаружения 10 ни в коем случае не ухудшается отклонением потока воздуха.

Понятно, что могут быть произведены изменения на летательном аппарате, однако не выходящие за область представленного изобретения.

В частности летательный аппарат может быть самолетом или конвертопланом.

В случае если летательный аппарат - самолет, осям A и В не нужно быть наклоненными относительно друг друга.

Кроме того, корпус 13 может включать в себя полусферический передний участок, определяющий участки 15, 16, 17; и цилиндрический задний участок.

1. Летательный аппарат, включающий в себя:
фюзеляж; и
устройство обнаружения для обнаружения наличия льда, вызванного отвердеванием первых переохлажденных жидких капель, имеющих характерный первый размер выше порогового значения; упомянутое устройство обнаружения включает в себя предпочтительный первый участок для накопления упомянутых первых капель;
упомянутый первый участок расположен, чтобы быть видимым изнутри упомянутого фюзеляжа;
упомянутое устройство обнаружения включает в себя предпочтительный второй участок для накопления вторых переохлажденных жидких капель, имеющих характерный второй размер ниже упомянутого порогового значения;
упомянутый второй участок является отличным от упомянутого первого участка и расположен так, чтобы быть видимым изнутри фюзеляжа;
упомянутое устройство обнаружения дополнительно включает в себя корпус, в свою очередь включающий в себя поверхность, охватываемую упомянутыми первыми каплями и упомянутыми вторыми каплями;
упомянутая поверхность упомянутого корпуса определяет упомянутый первый и упомянутый второй участки;
упомянутый второй участок расположен впереди упомянутого первого участка по нормальному направлению движения упомянутого летательного аппарата;
отличающийся тем, что упомянутый первый участок ограничен первой и второй замкнутыми кривыми, лежащими соответственно в первой и второй плоскостях, отличных друг от друга; и тем, что упомянутый второй участок ограничен на стороне, обращенной к первому участку, третьей замкнутой кривой, лежащей в третьей плоскости, отличной от упомянутых первой и второй плоскостей.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутое устройство обнаружения включает в себя третий участок, определяемый упомянутой поверхностью, и определяющий участок для накопления третьих переохлажденных жидких капель, имеющих характерный третий размер между упомянутыми первым и вторым размерами;
упомянутый третий участок помещен между упомянутыми первым и вторым участками.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутые первая, вторая и третья кривые являются соответственно первой, второй и третьей окружностями, имеющими соответствующие центры вдоль общей первой оси.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутая поверхность включает в себя, по меньшей мере, сферический участок, определяющий упомянутые первый, второй и третий участки.

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутое устройство обнаружения включает в себя средства нагрева упомянутого корпуса.

6. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что упомянутый корпус выполнен из металла.

7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый корпус выполнен из композиционного материала.

8. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что содержит опору, выступающую из упомянутого фюзеляжа и поддерживающую упомянутый корпус на противоположном конце к упомянутому фюзеляжу.

9. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что это вертолет.

10. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый корпус имеет вторую ось симметрии, параллельную упомянутому нормальному направлению движения летательного аппарата; и тем, что упомянутые первая и вторая оси наклонены относительно друг друга.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано для непрерывного контроля температуры проводов линий электропередачи. В способе контроля температуры проводов линий электропередачи с использованием температурного коэффициента α активного сопротивления проводов, согласно изобретению измеряют напряжение и ток в первом местоположении на линии электропередачи, измеряют напряжение и ток во втором местоположении на линии электропередачи, при этом измеренные напряжения и токи в первом и втором местоположениях синхронизированы по времени с возможностью совместной обработки указанных измерений напряжений и токов, по измеренным напряжениям и токам в первом и втором местоположениях определяют полное сопротивление линии электропередачи между первым и вторым местоположениями, из определенного полного сопротивления линии при температуре To проводов линии электропередачи определяют активное сопротивление Ro линии электропередачи между первым и вторым местоположениями, определяют текущее активное сопротивление R линии электропередачи между первым и вторым местоположениями и по известному температурному коэффициенту α активного сопротивления проводов линии определяют текущую температуру T проводов линии электропередачи по формуле T=To+(R-Ro)/(α·Ro).

Изобретение относится к средствам сигнализации и контроля и может быть использовано для дистанционного обнаружения обледенения различных поверхностей. Технический результат - обеспечение возможности сигнализации о степени и интенсивности обледенения в зависимости от величины массы льда на контролируемой поверхности, а также обеспечение надежности этой сигнализации.

Изобретение относится к области средств регистрации обледенения лопастей различных роторных агрегатов. .

Изобретение относится к средствам регистрации обледенения и предназначено для использования на винтокрылых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к средствам сигнализации и контроля и может быть использовано для дистанционного обнаружения обледенения различных поверхностей. .

Изобретение относится к области средств регистрации обледенения и предназначено для использования на винтокрылых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к устройствам противообледенительных систем, предназначенных для защиты летательных аппаратов от обледенения и предотвращения его катастрофических последствий.

Изобретение относится к области сигнальных устройств и предназначено для формирования сигнала раннего предупреждения о гололеде на дорогах. .

Изобретение относится к методам и устройствам определения толщины водяной пленки на поверхности дорожного полотна. .

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано для краткосрочного прогнозирования гололедообразования и управления установкой плавки гололеда на воздушной линии электропередачи.

Способ и устройство для контроля обледенения относится к технике обнаружения обледенения на поверхности летательного аппарата и на воздухозаборниках его двигателей.

Группа изобретений относится к системе и способам для обнаружения льда на самолете. Способ определения близости условий окружающей среды к условиям для образования льда содержит следующие этапы: обеспечение датчика, имеющего воспринимающую поверхность для воздействия на нее окружающей среды, и средства в виде теплового насоса для охлаждения и/или нагревания поверхности, функционирование теплового насоса для охлаждения или нагревания поверхности, отслеживание температуры поверхности, определение температуры, показывающей образование льда, определение температуры окружающей среды, представляющей температуру окружающей среды, воздействию которой подвергается поверхность датчика.

Изобретение относится к средствам регистрации обледенения. Сигнализатор содержит синхронизатор, приемную оптическую систему, фотоприемник, выполненный в виде N линейно расположенных фоточувствительных элементов, где N - целое число больше единицы, блок обработки сигналов, блок пороговых напряжений, блок аварийной сигнализации, модулятор, импульсный генератор, оптический излучатель, передающую оптическую систему, поляризатор, оптически прозрачный обогреваемый обтекатель излучателя, оптически прозрачный обогреваемый обтекатель фотоприемника, анализатор, индикатор наличия обледенения, устройство управления противообледенительной системой, блок памяти и регистр сдвига.

Изобретение относится к устройству, позволяющему обнаруживать и удалять слой льда, образуемый на внешней поверхности авиационной конструкции, или наличие жидкости внутри конструкции и/или проникшей в материал конструкции, при этом предлагаемое изобретение, в частности, применимо к авиационным конструкциям сложных форм и во время полета самолета.

Изобретение относится к средствам регистрации обледенения и предназначено для использования на винтокрылых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к средствам для определения наличия обледенения и интенсивности обледенения летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к технике обнаружения обледенения на поверхности летательного аппарата. .

Изобретение относится к области средств регистрации обледенения и предназначено для использования на винтокрылых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к способам определения водности воздушного потока. При данном способе используют три термочувствительных элемента, один из которых рабочий, два остальных - компенсирующие. Их помещают в равнозначные условия обдува воздушным потоком при температуре, которую поддерживают на уровнях, обеспечивающих полное испарение улавливаемых ими капель воды. При этом два компенсирующих элемента расположены симметрично относительно друг друга и имеют одинаковую температуру, но отличную от рабочего элемента. Определяют коэффициент конвективной теплоотдачи для рабочего термочувствительного элемента как среднее значение вычисленных коэффициентов конвективной теплоотдачи обоих компенсирующих термочувствительных элементов. Обеспечивается точность измерения водности. 1 ил.
Наверх