Система энергетического обеспечения воздушного судна



Владельцы патента RU 2567103:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к энергосистемам летательных аппаратов. Система энергетического обеспечения воздушного судна содержит консоль несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы. На нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом. Входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока. Механизмом регулирования воздушного потока последовательно соединен с вычислительным устройством и блоком управления. Достигается повышение уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения воздушного судна. 1 ил.

 

Система энергетического обеспечения воздушного судна относится к области авиационной техники, а именно к устройствам преобразования энергии набегающего воздушного потока в электрическую энергию и реактивную тягу воздушного судна.

Управление энергетическими характеристиками системы энергообеспечения воздушного судна как правило осуществляется посредством регулирования входных воздухозаборных устройств набегающего воздушного потока. Известно (см. кн. Ю.Н. Нечаев, «Входные устройства сверхзвуковых самолетов», Воениздат СССР, М.: 1963 г., с. 115-118, 132-133) использование для этой цели передвижных регуляторов в виде вставок или рамп внутри входного устройства, что позволяет изменять его проходное горло, а следовательно, количество пропускаемого через него воздушного потока. Недостатком таких устройств является то, что они работоспособны только при встречном набегающем воздушном потоке, т.е. по направлению полета воздушного судна.

Известно также техническое решение (по патенту РФ №2 268 843 от 27.01.2006 г., МПК 7 В64С 5/18, B64D 27/18, 41/00 - Система энергетического обеспечения летательного аппарата - авторы: Милосердов В.П., Гридасов А.Я., Зледенный Н.П.), состоящее из консольной части несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы, энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом. При этом входная часть воздухозаборника проточной гондолы выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности.

В данной системе преобразование воздушного потока, набегающего перпендикулярно направлению полета воздушного судна, и вследствие этого управление напором воздушного потока не осуществляется, что существенно снижает ее эксплуатационную эффективность.

Технический результат предложенного технического решения заключается в повышении уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения воздушного судна за счет регулирования поступающего в систему воздушного потока.

Технический результат достигается тем, что в системе энергетического обеспечения воздушного судна, состоящей из консоли несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы, причем на нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления, энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом, входной части гондолы, выполненной в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности, отличающейся тем, что входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока, дополнительно введены последовательно соединенные вычислительное устройство и блок управления механизмом регулирования воздушного потока, при этом первый и второй входы вычислительного устройства соединены с датчиками статического давления, расположенными на верхней и нижней частях консоли несущей поверхности соответственно, а блок управления соединен с механизмом регулирования воздушного потока.

Сущность изобретения заключается в следующем. В известном устройстве для получения электрической энергии используется воздушный поток, перетекающий по нижней части хорды вдоль консоли несущей поверхности в сторону входного окна проточной гондолы. Напор проходящего через боковое окно воздушного потока не постоянен и зависит от градиента давления, возникающего в результате перепада статического давления на верхней и нижней частях консоли несущей поверхности, что в свою очередь определяется параметрами полета воздушного судна, такими как скорость, высота полета и т.п. Непостоянство скоростного напора воздушного потока на входе проточной гондолы приводит к увеличению нагрузки на элементы конструкции, что ведет к снижению уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения, т.е. к ее низкой эффективности.

В предлагаемом устройстве осуществляется регулирование скоростного напора воздушного потока на входе проточной гондолы, что достигается введением в систему вычислительного устройства, блока управления механизмом регулирования и механизма регулирования поступающего в систему воздушного потока.

В целом функциональная схема предлагаемой системы отличается только введением вычислительного устройства, блока управления механизмом регулирования и непосредственно механизмом регулирования воздушного потока, представленными на фигуре, где обозначены: 1 - датчики давления, 2 - вычислительное устройство, 3 - блок управления, 4 - механизм регулирования, PB, PH - давления на верхней и нижней частях несущей поверхности, PHOP - нормированное давление. Датчики давления 1 измеряют величину статического давления на верхней PB и нижней PH частях несущей поверхности. Вычислительное устройство 2 предназначено для вычисления разницы между показаниями датчиков давления 1, сравнения полученного значения с некоторой нормированной величиной PHOP и выдачи на блок управления 3 сигнала рассогласования. Блок управления 3 формирует управляющие сигналы и подает их на механизм регулирования 4, который предназначен для изменения проходного сечения входного окна воздухозаборника проточной гондолы. Вычислительное устройство 2 и блок управления 3 могут быть выполнены на базе известных радиотехнических устройств, механизм регулирования 4 может быть выполнен, например, в виде ирисовой диафрагмы (см. кн. Советский энциклопедический словарь/ Научно-редакционный совет: A.M. Прохоров и др. - М: «Советская энциклопедия», 1980, с.510).

Система энергетического обеспечения воздушного судна работает следующим образом.

В исходном состоянии, до момента включения системы энергетического обеспечения, входное окно проточной гондолы полностью перекрывается механизмом регулирования 4. При достижении необходимой для оптимальной работы системы величины давления PHOP система энергетического обеспечения запускается, и механизм регулирования 4 устанавливает необходимое, соответствующее значению PHOP, проходное сечение входного окна проточной гондолы. При изменении параметров полета или окружающей среды будет изменяться и значение разности давлений PH-PB. Вычислительное устройство 2 вычисляет значение разности статического давления на нижней PH и верхней PB частях несущей поверхности и сравнивает его с некоторым нормированным значением PHOP. Если избыточный воздушный поток, т.е. PH-PB>PHOP, то блок управления 3 выдает команду на механизм регулирования 4, который ограничивает воздушный поток, поступающий в гондолу, уменьшая проходное сечение входного окна гондолы. В случае если воздушного потока недостаточно (PH-PB<PHOP), механизм регулирования 4 по командам с блока управления 3 увеличивает проходное сечение входного окна гондолы, что обеспечивает постоянство скоростного напора воздушного потока, поступающего в проточную гондолу.

Система энергетического обеспечения воздушного судна, состоящая из консоли несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы, причем на нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления, энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом, входной части гондолы, выполненной в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности, отличающаяся тем, что входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока, дополнительно введены последовательно соединенные вычислительное устройство и блок управления механизмом регулирования воздушного потока, при этом первый и второй входы вычислительного устройства соединены с датчиками статического давления, расположенными на верхней и нижней частях консоли несущей поверхности соответственно, а блок управления соединен с механизмом регулирования воздушного потока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности, к креплениям двигателей к крылу. Крепление авиадвигателя пилоном к крылу содержит внутреннее кольцо с рычагом и кронштейном.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационной силовой установке на базе топливных элементов. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу подвески газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске силовой установки к летательному аппарату. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству удаления масла. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к промежуточному корпусу (21) для реактивного двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам крепления двигателей к планеру самолета. .

Изобретение относится к электронной плате, которая предназначена, например, для интегрирования в бортовом оборудовании летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиации, в частности к винтокрылым летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области вентиляторной техники, преимущественно к движителям летательных аппаратов и аппаратов на воздушной подушке. .

Изобретение относится к устройству для выведения масла из масляной коробки, расположенной в выходной части двигателя газовой турбины. Устройство для выведения масла включает средства выведения масла, выполненные с возможностью выведения, по меньшей мере, части масла, содержащегося в коробке, наружу из двигателя, когда уровень в указанной коробке превышает пороговый уровень, и средства захвата масла, выполненные с возможностью пропускать поток воздуха, течение которого участвует в захвате масла для его выведения наружу из указанного двигателя. Средства захвата содержат вентиляционный канал, выполненный в выходной части двигателя таким образом, что масло проходит через этот канал, и направляющий элемент, выполненный таким образом, что после прохождения через указанный вентиляционный канал масло направляется в выходную зону очистки турбины низкого давления. Настоящее изобретение также относится к турбомашине, содержащей такое устройство для выведения масла. Технический результат: повышение эффективности двигателя газовой турбины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиации. Электролет содержит винтовые электродвигатели (1), электроветрогенератор (3), длина вала (4) ротора которого выходит за пределы фюзеляжа для установки лопастей (5). Лопасти (5) закрыты кожухами (6) ветронаправляющих устройств, снабженных коническими крышками (7) и отверстиями (8) для подачи воздуха на лопасти (5). Электролет также дополнительно содержит дизель-генераторы (9), установленные в хвостовой части фюзеляжа и винты с электроприводом от дизель-генераторов (9), установленные внутри кожухов (6) ветронаправляющих устройств для всасывания воздуха и подачи его на лопасти электроветрогенератора. Изобретение повышает тяговую мощность. 1 ил.

Изобретение относится к движительным системам, в частности к устройствам, которые приводят в движение текучие среды и суда, совершая колебательные движения. Криволинейное тело для приведения в движение текучих сред, судов и использования энергии текучей среды характеризуется наличием выпуклой наружной передней поверхности, прочно прикрепленной к вогнутой внутренней задней поверхности для задания открытого сосуда. При совершении колебательного движения окружающие текучие среды ускоряются и выбрасываются за сосуд, в результате чего криволинейное тело и окружающие текучие среды приводятся в движение в противоположных направлениях. Криволинейное тело прикреплено к источнику движущей силы напрямую или через исполнительный элемент, прикрепляемый к предложенному устройству при помощи отверстия. Колеблющийся движитель может приводиться в действие напрямую источником движущей силы, совершающим возвратно-поступательные движения, или опосредованно за счет реактивного момента, передаваемого опорному основанию. Достигается отклонение вектора тяги за счет вращения криволинейного тела относительно опорного основания, уменьшение лобового сопротивления за счет использования гидродинамических форм, заборных отверстий, переднего крыла, заднего крыла и снижающей трение смазочной полости и повышение пропульсивной способности за счет использования многоступенчатых колеблющихся движителей. 4 н. и 30 з.п. ф-лы, 29 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к энергосистемам летательных аппаратов. Система энергетического обеспечения воздушного судна содержит консоль несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы. На нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом. Входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока. Механизмом регулирования воздушного потока последовательно соединен с вычислительным устройством и блоком управления. Достигается повышение уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения воздушного судна. 1 ил.

Наверх