Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения моторной группы, содержащей вспомогательную силовую установку

Авторы патента:


Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения моторной группы, содержащей вспомогательную силовую установку
Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения моторной группы, содержащей вспомогательную силовую установку
Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения моторной группы, содержащей вспомогательную силовую установку

 


Владельцы патента RU 2600180:

ЭЙРБАС ХЕЛИКОПТЕРС (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата. Два основных двигателя (2, 3) выполнены с возможностью приведения в действие отдельно в полете по меньшей мере одного винта (5) винтокрылого летательного аппарата. Вспомогательный двигатель (4) способен приводить в действие вспомогательные устройства (6), механическим образом соединен с винтом (5), но при этом не способен самостоятельно обеспечить его приведение в действие в полете. Вспомогательный двигатель (4) обеспечивается топливом с помощью вспомогательных насосов (33, 32), забирающих топливо из основных баков (11, 12). Из этих основных баков (11, 12) соответственно снабжаются топливом основные двигатели (2, 3). Достигается возможность встраивания узла топливоснабжения, предназначенного для вспомогательного двигателя, в общую систему топливоснабжения моторной группы. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к области винтокрылых летательных аппаратов и касается более точно способов обеспечения топливом моторной группы, которой оборудован винтокрылый летательный аппарат.

Настоящее изобретение касается архитектуры топливоснабжения моторной группы многомоторного винтокрылого летательного аппарата, снабжающей механической мощностью по меньшей мере для приведения в действие по меньшей мере одного двигателя винтокрылого летательного аппарата.

Винтокрылые летательные аппараты являются летательными аппаратами с несущей поверхностью/несущими поверхностями, содержащими один или несколько винтов, обеспечивая по меньшей мере подъемную силу винтокрылого летательного аппарата, а также и даже его приведение в движение и/или направление в полете. Винтокрылые летательные аппараты снабжены также различными вспомогательными устройствами, которые потребляют механическую энергию, такими как компрессоры, машины, вырабатывающие электрическую энергию и/или установку вентиляции, обогрева и/или кондиционирования воздуха.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

С учетом этого винтокрылые летательные аппараты оборудованы моторной группой, содержащей один или несколько двигателей сгорания, в частности, газотурбинным двигателем/ газотурбинными двигателями, из которых один или несколько двигателей являются основными, а один двигатель является вспомогательным, обычно обозначаемый APU (по акрониму названия на английском языке Auxiliary Power Unit - вспомогательная силовая установка). Подобные винтокрылые летательные аппараты описаны заявителем, в частности, в документе СА 2831706 А1.

Размеры основных двигателей обычно рассчитаны так, чтобы обеспечить механическую мощность, необходимую для приведения в действие различных устройств, потребляющих механическую мощность винтокрылых летательных аппаратов в полете, которыми являются, в частности, один или несколько винтов и упомянутые вспомогательные устройства. С этой целью по меньшей мере основные двигатели включены в механическую цепь передачи мощности, от которой приводятся в действие различные устройства винтокрылых летательных аппаратов, потребляющие механическую мощность.

Размер вспомогательного двигателя обычно рассчитан так, чтобы обеспечить механическую мощность, необходимую для приведения в действие вспомогательных устройств, когда винтокрылый летательный аппарат находится на земле. С этой целью вспомогательный двигатель включен в механическую цепь передачи мощности, будучи обычно исключенным из механического соединения с винтом или винтами винтокрылого летательного аппарата, учитывая его традиционное использование, предназначенное для приведения в действие вспомогательных устройств вне ситуации полета винтокрылого летательного аппарата.

Для определенной категории винтокрылых летательных аппаратов, обозначаемых обычно категорией А, моторная группа содержит несколько основных двигателей, одновременно обеспечивающих механическую мощность, необходимую для винтокрылого летательного аппарата в полете. Винтокрылые летательные аппараты категории А могут летать над сложными территориями, с учетом возможности по меньшей мере одного основного двигателя снабжать им одним механической мощностью, необходимой винтокрылому летательному аппарату в полете, в случае отказа одного из основных двигателей моторной группы.

В этой связи разрешение на пролет над сложной территорией винтокрылому летательному аппарату категории А дается при условии разделения средств, обеспечивающих основным двигателям их индивидуальную автономность функционирования. Фактически, в случае отказа одного из основных двигателей, функционирование которого является неисправным, по меньшей мере один другой основной двигатель должен быть способен привести в действие упомянутый по меньшей мере один винт без того, чтобы его функционирование было нарушено отказом неисправного основного двигателя.

Это именно так, в частности, когда касается способов обеспечения топливом разных основных двигателей моторной группы. С этой целью винтокрылые летательные аппараты категории А обычно оборудованы установкой топливоснабжения моторной группы, объединяющей несколько узлов топливоснабжения, предназначенных соответственно для индивидуального топливоснабжения разных основных двигателей.

В классическом варианте, разные узлы топливоснабжения гидравлическим образом изолированы друг от друга. Каждый узел топливоснабжения обычно содержит топливный бак, потенциально состоящий из одного или нескольких запасов топлива, находящихся в сообщении по текучей среде между собой, и контур текучей среды, выполненный с возможностью доставлять топливо из бака к основному двигателю, для которого он предназначен.

Индивидуальное топливоснабжение основных двигателей классическим образом реализуется посредством основных насосов, приводимых в действие основными двигателями. Более конкретно, рассматривая данный узел топливоснабжения, контур текучей среды содержит по меньшей мере один или несколько трубопроводов и один упомянутый основной насос, приводимый в действие основным двигателем. Основной насос засасывает топливо из бака, чтобы доставить его к основному двигателю через трубопровод снабжения контура текучей среды.

Дополнительно, узлы топливоснабжения могут также, каждый, содержать по меньшей мере один подкачивающий насос, погруженный в бак, чтобы нагнетать топливо к основному двигателю с целью приступить к его запуску.

Существует проблема возможного израсходования топлива баков, что может быть вызвано, например, утечкой топлива из неисправного бака или вследствие потребления основным двигателем, закрепленным за баком, всего запаса топлива, содержащегося изначально в этом баке.

Именно поэтому часто оборудуют каждый из баков расходным баком заданной емкости. Для данного узла топливоснабжения расходный бак содержит запас топлива, позволяющий основному двигателю функционировать в течение заданного периода времени в случае израсходования топлива бака.

Расходный бак в классическом варианте расположен внутри топливного бака и снабжается топливом по меньшей мере одним перекачивающим насосом. Один или несколько перекачивающих насосов непрерывно доставляют топливо из бака в расходный бак, при этом расходный бак оборудован спускной трубой, возвращающей излишек топлива в бак.

Эти устройства являются такими, что расходный бак поддерживается полностью заполненным топливом при отсутствии недостатка топлива внутри бака. В случае опустошения топливного бака, основной двигатель располагает некоторой заданной автономностью в функционировании, обусловленной емкостью расходного бака.

В случае необходимости и чтобы сократить количество гидравлических устройств, запущенных в работу установкой топливоснабжения, один или несколько перекачивающих насосов из одного и того же узла топливоснабжения, кроме того, могут быть использованы, чтобы образовать упомянутые подкачивающие насосы.

Известно также размещение соединительного контура между разными баками установки топливоснабжения, чтобы обеспечить обмен топливом между баками, с целью сбалансировать, в частности, распределение массы топлива, взятого на борт винтокрылого летательного аппарата. При условии активации гидравлического устройства, встроенного в соединительный контур, топливо из одного бака может быть использовано, чтобы обеспечить количество топлива, которое доступно в другом баке, или по меньшей мере в расходном баке, предназначенном для этого другого бака.

Чтобы узнать наиболее близкое к настоящему изобретению технологическое окружение, можно, например, сослаться на документ EP 2567896 (EUROCOPTER), в котором описана подобная установка топливоснабжения, которой оборудован двухмоторный винтокрылый летательный аппарат. В то же время, в этом документе ничего не указывает и не предполагает использования вспомогательного двигателя, дополнительного к двум основным двигателям, предназначенным приводить в действие несущий винт. В данном документе не описано таким образом топливоснабжение такого вспомогательного двигателя.

Как правило, постоянный поиск заключается в упрощении компоновки оборудования, смонтированного на борту винтокрылых летательных аппаратов, чтобы, в частности, сократить стоимость разработки, установки на борту и обслуживания указанного оборудования, а также чтобы сократить общую массу винтокрылых летательных аппаратов.

Такой поиск упрощения касается, кроме всего прочего, установок топливоснабжения моторной группы винтокрылого летательного аппарата, как раскрыто в документе EP 2567896.

В то же время такой поиск упрощения должен вписываться в область ограничений, касающихся обеспечения безопасности полета многомоторных винтокрылых летательных аппаратов категории А, в частности, в случае израсходования топлива в одном из баков и/или в случае отказа одного из основных двигателей.

В том, что касается вспомогательного двигателя, он может располагать вспомогательным узлом топливоснабжения с упрощенной архитектурой, учитывая его функцию, традиционно относящуюся к приведению в действие вспомогательных устройств, когда винтокрылый летательный аппарат находится на земле. Такая упрощенная архитектура вспомогательного узла топливоснабжения позволяет, в частности, эксплуатировать единственный вспомогательный насос топливоснабжения вспомогательного двигателя, который может черпать топливо из топливного бака, предназначенного конкретно для снабжения топливом вспомогательного двигателя, даже из одного из баков, предназначенных для топливоснабжения основного двигателя.

В то же время может быть предпочтительным, кроме того, использовать вспомогательный двигатель в полете, чтобы участвовать в приведении в действие одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата, обеспечивая резерв механической мощности в случаях особых полетов, для которых требуется значительная механическая мощность, такая как требуется при висении, на стадии взлета или посадки, и еще, например, даже в случае отказа одного из основных двигателей.

В то же время, в этом случае вспомогательный двигатель сохраняется включенным механическим образом в основную цепь передачи мощности, чтобы участвовать, даже второстепенно, в запуске одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата. В этой связи и в рамках конкретных ограничений для винтокрылых летательных аппаратов категории А, вспомогательный двигатель должен иметь возможность функционировать автономным образом в случае поломки одного из основных двигателей, в частности, в том, что касается способов топливоснабжения вспомогательного двигателя.

Кроме того, известен также прием, как описано в документе EP 2524871 А1, оборудовать летательный аппарат двумя основными двигателями и вспомогательным двигателем. Кроме того, подобный летательный аппарат содержит два основных бака, позволяющих снабжать топливом два основных двигателя. Что касается вспомогательного двигателя, то он снабжается топливом из вспомогательного бака, расположенного внутри одного из основных баков.

В то же время в этом случае основные баки не содержат расходного бака. Кроме того, один или несколько вспомогательных насосов, позволяющих снабжать топливом вспомогательный двигатель, расположены в одном из основных баков.

В этой связи желательно найти решение, которое позволит встроить узел топливоснабжения, предназначенный для вспомогательного двигателя, вписываясь в указанный выше поиск упрощения архитектуры топливоснабжения моторной группы, и полностью соблюдая ограничения, связанные с топливоснабжением двигателей многомоторного винтокрылого летательного аппарата категории А при механическом соединении с одним или несколькими винтами винтокрылого летательного аппарата.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение вписывается в поиск такого решения на основе описания, которое будет сделано и которое отражает замысел настоящего изобретения.

Фактически, в рамках возможного участия вспомогательного двигателя во второстепенном приведении в действие одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата, обычные предубеждения в области аэронавтики должны быть преодолены, чтобы предложить жизнеспособные и безопасные способы снабжения топливом вспомогательного двигателя, наилучшим образом избегая усложнения архитектуры установки топливоснабжения моторной группы.

На практике из этого следует, что подобные предубеждения создают препятствия для использования вспомогательного двигателя во второстепенном участии в приведении в действие одного или нескольких винтов многомоторного винтокрылого летательного аппарата категории А по причине наведенного усложнения архитектуры топливоснабжения моторной группы.

Трудность такого замысла отмечается, в частности, в том случае, когда упомянутый многомоторный винтокрылый летательный аппарат является двухмоторным винтокрылым летательным аппаратом, то есть винтокрылым летательным аппаратом, оборудованным моторной группой, содержащей два упомянутых основных двигателя сгорания, причем каждый рассчитанный с возможностью индивидуального приведения в действие одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата в полете, в случае отказа одного из основных двигателей.

Действительно, в этой связи, в случае выхода из строя одного из основных двигателей, только один основной двигатель доступен, чтобы обеспечить механическую мощность, необходимую для винтокрылого летательного аппарата для поддержания полета в условиях обеспечения безопасности полета, при этом вспомогательный двигатель один не способен обеспечить приведение в действие одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата.

Целью настоящего изобретения является такой двухмоторный винтокрылый летательный аппарат категории А, моторная группа которого содержит два упомянутых основных двигателя сгорания и по меньшей мере упомянутый один вспомогательный двигатель, такие как описаны ранее.

Более конкретно, целью настоящего изобретения является предложить такой двухмоторный винтокрылый летательный аппарат категории А, оборудованный установкой топливоснабжения двигателей сгорания моторной группы.

Ведется поиск осуществимости создания упомянутой установки топливоснабжения по настоящему изобретению в условиях обеспечения безопасности полета винтокрылого летательного аппарата в случае выхода из строя одного из основных двигателей, в рамках упрощения способов топливоснабжения вспомогательного двигателя. В частности, необходимо принять во внимание ограничения, которые относятся к винтокрылым летательным аппаратам категории А, учитывая участие вспомогательного двигателя во второстепенном и/или временном обеспечении на особых стадиях полета винтокрылого летательного аппарата резерва механической мощности, участвующей в приведении в действие одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата.

Винтокрылый летательный аппарат по настоящему изобретению представляет собой двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения двигателей сгорания моторной группы винтокрылого летательного аппарата. Моторная группа снабжает механической мощностью для приведения в действие устройств, потребляющих механическую мощность винтокрылого летательного аппарата посредством цепи передачи механической мощности.

Упомянутые устройства, потребляющие механическую мощность, содержат по меньшей мере один винт, из которого по меньшей мере один несущий винт обеспечивает по меньшей мере подъемную силу винтокрылого летательного аппарата. Упомянутые устройства, потребляющие механическую мощность, содержат еще вспомогательные устройства, исключая любой винт винтокрылого летательного аппарата, участвующий как угодно, изолированно или совместно, в создании подъемной силы, движении вперед и/или управлении винтокрылым летательным аппаратом.

Кроме того, моторная группа содержит два основных двигателя сгорания, индивидуальные размеры которых рассчитаны с возможностью придания основным двигателям способности индивидуально приводить в действие упомянутый по меньшей мере один винт во время заданного времени в случае выхода из строя одного из основных двигателей.

Моторная группа содержит также по меньшей мере один вспомогательный двигатель сгорания, размеры которого рассчитаны с возможностью придания ему способности приводить в действие упомянутые вспомогательные устройства и неспособности индивидуально приводить в действие упомянутый по меньшей мере один винт на стадии полета винтокрылого летательного аппарата.

Наряду с этим, установка топливоснабжения содержит еще основные узлы топливоснабжения, отличные друг от друга. Подобные основные разные узлы топливоснабжения предназначены соответственно для основных двигателей, для их индивидуального топливоснабжения.

Каждый основной узел топливоснабжения содержит по меньшей мере единственный основной топливный бак и один основной контур текучей среды. Основной контур текучей среды содержит по меньшей мере один основной насос и является контуром доставки топлива из основного расходного бака, которым оборудован основной бак, к основному двигателю, для которого предназначен рассматриваемый основной узел топливоснабжения.

Согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения основной насос рассматриваемого основного контура текучей среды, в частности, приводится классическим образом в действие основным двигателем, обеспечиваемым топливом с помощью этого рассматриваемого основного контура текучей среды.

Каждый основной узел топливоснабжения содержит еще основной контур перекачки топлива, содержащий, в частности, по меньшей мере один основной перекачивающий насос. Основной контур перекачки представляет собой контур доставки топлива от основного бака к основному расходному баку. В таком случае, как классический вариант, основной расходный бак оборудован спускной трубой, возвращающей излишек топлива в основной бак.

Кроме того, установка топливоснабжения содержит вспомогательный узел топливоснабжения, содержащий вспомогательный контур текучей среды. Вспомогательный контур текучей среды содержит по меньшей мере один вспомогательный насос и представляет собой контур доставки топлива из двух основных баков к вспомогательному двигателю.

В этом контексте в соответствии с замыслом настоящего изобретения делается выбор использовать вспомогательный двигатель для участия в приведении в действие упомянутого по меньшей мере одного винта, учитывая что вспомогательный двигатель не способен один обеспечить приведение в действие упомянутого по меньшей мере одного винта, когда винтокрылый летательный аппарат находится в полете.

В рамках этого замысла в настоящем изобретении предложено снабжать топливом вспомогательный двигатель из одного и из другого основных баков. В случае израсходования топлива в каком-либо из основных баков, вспомогательный двигатель может снабжаться другим топливом из основных баков.

Как следствие, механическое подключение вспомогательного двигателя к кинематической цепи приведения в действие одного или нескольких винтов винтокрылого летательного аппарата является осуществимым, полностью отвечая условиям обеспечения безопасности полета в случае израсходования топлива в одном из основных баков, и избегая таким образом экономически неустранимого усложнения установки топливоснабжения моторной группы винтокрылого летательного аппарата.

Более конкретно, согласно настоящему изобретению, каждый из основных баков вмещает в себя упомянутый вспомогательный насос, при этом вспомогательный контур текучей среды является контуром доставки топлива к вспомогательному двигателю из одного и из другого основных баков посредством вспомогательной системы, находящейся в совместном сообщении по текучей среде с одним и с другим вспомогательными насосами, соответственно размещенными в основных баках.

Основные баки разделены, чтобы совместно образовать два разных топливных резерва, способных индивидуально обеспечить топливоснабжение вспомогательного двигателя посредством вспомогательного контура текучей среды. В случае израсходования топлива в любом из основных баков, вызывающего выход из строя основного двигателя, снабжаемого топливом из основного бака, в котором топливо израсходовано, вспомогательный двигатель продолжает снабжаться топливом из другого основного бака.

Архитектура вспомогательного узла топливоснабжения упрощается при отсутствии топливного бака, характерного для вспомогательного двигателя, будучи полностью способной поддерживать топливоснабжение вспомогательного двигателя в случае израсходования топлива в одном из основных баков и полностью отвечая условиям обеспечения безопасности полета винтокрылого летательного аппарата, даже оптимизируя эти условия обеспечения безопасности полетов, в случае выхода из строя одного из основных двигателей путем подачи вспомогательным двигателем резерва механической мощности, чтобы, в частности, приводить в действие один или несколько винтов винтокрылого летательного аппарата.

Согласно предпочтительной компоновке вспомогательного трубопровода, этот трубопровод содержит два расположенных выше по потоку вспомогательных канала, находящихся в сообщении по текучей среде соответственно с одним и с другим вспомогательными насосами. Расположенные выше по потоку вспомогательные каналы совместно находятся в сообщении по текучей среде с расположенным ниже по потоку вспомогательным каналом, который сам находится в сообщении по текучей среде с вспомогательным двигателем.

Конечно, согласно такой архитектуре вспомогательного трубопровода понятия расположенный выше по потоку и расположенный ниже по потоку являются относительными понятиями, рассматриваемыми в направлении циркуляции топлива через контур текучей среды от вспомогательных насосов к вспомогательному двигателю.

Каждый из двух упомянутых расположенных выше по потоку вспомогательных каналов может быть предпочтительно оборудован обратным клапаном, запрещающим прохождение текучей среды от одного из основных баков к другому. Такие компоновка и расположение вспомогательного трубопровода позволяют, на основании свойств простой структуры, получить строгий запрет на прохождение текучей среды от одного основного бака к другому основному баку посредством вспомогательного контура текучей среды. Такие компоновки полезны, в частности, в случае израсходования топлива в одном из основных баков, чтобы запретить прохождение воздуха из основного бака с израсходованным топливом к другому основному баку и/или к вспомогательному двигателю.

В дополнение и согласно собственной структуре основных узлов топливоснабжения, основные контуры текучей среды, каждый, выполнены с возможностью содержать подобные обратные клапаны, запрещающие подобное прохождение воздуха от основных баков к основным двигателям, для которых они соответственно предназначены.

Согласно простой форме осуществления вспомогательные насосы размещены в глубине основных баков, для которых они соответственно предназначены. Такое размещение вспомогательных насосов в глубине основных баков исключает, из состава оборудования вспомогательного узла топливоснабжения, вспомогательный расходный бак для топливоснабжения вспомогательного двигателя.

В то же время не следует исключать возможность предусмотреть вспомогательный узел топливоснабжения расходных баков, внутрь которых погружены соответственно вспомогательные насосы. Такие компоновки обеспечивают автономное функционирование вспомогательного двигателя в течение заданного времени в случае израсходования топлива в одном и/или в другом основном баке. Подобный заданный период времени имеет, в частности, величину, идентичную заданному времени автономной работы основных двигателей в случае израсходования топлива в основном баке, который для них предназначен.

Более конкретно, согласно варианту осуществления настоящего изобретения вспомогательные насосы размещены соответственно в глубине основных расходных баков, которыми оборудованы соответственно один и другой основные баки. Каждая из соответствующих емкостей основных расходных баков выполнена с возможностью обеспечения в течение заданного времени топливоснабжение одновременно и вспомогательного двигателя, и основного двигателя, снабжаемого топливом из основного расходного бака, который ему предназначен.

В то же время может быть предпочтительным ограничить индивидуальную емкость основных расходных баков. В этом случае предложено предусмотреть вспомогательный контур текучей среды вспомогательных расходных баков, соответственно предназначенных для вспомогательных насосов.

Более конкретно, согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения вспомогательные насосы расположены соответственно в глубине вспомогательных расходных баков, которыми оборудованы соответственно один и другой основные баки. Каждый из вспомогательных расходных баков снабжается топливом из основного бака, соответственно вмещающего их.

Вспомогательные расходные баки потенциально обеспечиваются топливом из основных баков, соответственно вмещающих их, посредством соответствующих вспомогательных контуров перекачки топлива, отличных от основных контуров перекачки топлива.

Подобные вспомогательные контуры перекачки могут классическим образом приводить в действие, каждый, по меньшей мере один вспомогательный перекачивающий насос, доставляя топливо для рассматриваемого вспомогательного контура перекачки, между основным баком и вспомогательным расходным баком, расположенным в этом основном баке. Дополнительно, в этом случае подобный вспомогательный перекачивающий насос может быть предпочтительно образован вспомогательным насосом рассматриваемого вспомогательного контура перекачки.

В то же время предложено, в том случае, когда вспомогательные насосы размещены в глубине упомянутых вспомогательных расходных баков, и по-прежнему в рамках поиска упрощения архитектуры установки топливоснабжения моторной группы, разделить основную систему перекачки топлива и вспомогательную систему перекачки топлива, черпающих топливо в одном и том же основном баке, чтобы совместно снабжать основной расходный бак и вспомогательный расходный бак, расположенные в одном и том же основном баке.

Более конкретно, в случае, когда вспомогательные насосы размещены в глубине упомянутых вспомогательных расходных баков, предпочтительно предложено обеспечивать топливом вспомогательные расходные баки из основных баков, вмещающих их, соответственно посредством основных контуров перекачки топлива, с которыми вспомогательные насосы находятся в сообщении по текучей среде.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Пример осуществления настоящего изобретения будет описан со ссылкой на приложенные чертежи схем, на которых фигура 1 и фигура 2 представляют собой схематичные изображения установки топливоснабжения, которой оборудован двухмоторный винтокрылый летательный аппарат согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО ВАРИАНТА ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг.1 и фиг.2 двухмоторный винтокрылый летательный аппарат содержит моторную группу 1, снабжающую винтокрылый летательный аппарат механической мощностью, необходимой для его функционирования. Моторная группа 1 содержит основные двигатели 2, 3 сгорания и вспомогательный двигатель 4 сгорания, снабжаемые топливом с помощью установки топливоснабжения моторной группы 1.

В составе двухмоторного винтокрылого летательного аппарата основные двигатели 2, 3 представлены в количестве двух и обычно их размеры рассчитаны, чтобы отдельно снабжать механической мощностью, необходимой для приведения в действие в полете по меньшей мере одного винта 5 винтокрылого летательного аппарата.

Упомянутый винт 5 является, в частности, винтом, обычно обозначаемым как несущий винт, обеспечивающий обычно по меньшей мере подъемную силу винтокрылого летательного аппарата, а также его приведение в движение и/или его направление в полете, в конкретном случае вертолета. Упомянутый винт 5 потенциально является также, в дополнение к несущему винту, по меньшей мере дополнительным винтом, обеспечивающим направление при рыскании винтокрылого летательного аппарата, а также его поступательное движение в случае с высокоскоростным вертолетом.

Вспомогательный двигатель 4 рассчитан как более слабый по сравнению с каждым из основных двигателей 2, 3, будучи в первую очередь предназначенным приводить в действие вспомогательные устройства 6, потребляющие механическую мощность и которыми оборудован винтокрылый летательный аппарат. Такие вспомогательные устройства включают в себя в типичном случае установки гидравлической системы, компрессоры, одну или несколько машин, вырабатывающих электрический ток и/или установку вентиляции, отопления и/или кондиционирования воздуха, и даже, например, вспомогательное оборудование.

В отличие от основных двигателей 2, 3, расчет характеристики вспомогательного двигателя 4 придает ему свойство создания механической мощности, только с помощью которой нельзя обеспечить приведение в действие упомянутого по меньшей мере одного винта 5, когда винтокрылый летательный аппарат находится в полете. В то же время вспомогательный двигатель 4 предпочтительно эксплуатируется, чтобы во время полета участвовать в приведении в действие упомянутого по меньшей мере одного винта 5, обеспечивая, на некоторых определенных этапах полета винтокрылого летательного аппарата, резерв механической мощности в дополнение к механической мощности, обеспечиваемой главным образом основными двигателями 2, 3.

В этой связи основные двигатели 2, 3 и вспомогательный двигатель 4 находятся в механической связи с главным редуктором 7. Различные устройства 5, 6 винтокрылого летательного аппарата, потребляющие механическую мощность, обычно приводятся в действие от главного редуктора 7, приводимого в действие совместно основными двигателями 2, 3 и вспомогательным двигателем 4 на некоторых этапах полета, для которых требуется снабжать винтокрылый летательный аппарат оптимизированной механической мощностью.

Установка топливоснабжения моторной группы 1 содержит несколько узлов 8, 9, 10 топливоснабжения, из которых основными узлами топливоснабжения являются узлы 8, 9, и один вспомогательный узел топливоснабжения.

Основные узлы топливоснабжения 8, 9 соответственно предназначены для индивидуального топливоснабжения основных двигателей 2, 3. Вспомогательный узел топливоснабжения предназначен для снабжения топливом вспомогательного двигателя 4.

Каждый основной узел топливоснабжения 8, 9 обычно содержит:

- основной топливный бак 11, 12, потенциально состоящий из нескольких топливных резервов, размещенных в сообщении по текучей среде между собой;

- основной расходный бак 13, 14, расположенный в основном баке 11, 12 и оборудованный контуром перекачки 15, 16 топлива из основного бака 11, 12 к основному расходному баку 13, 14;

- основной контур 27, 28 текучей среды, содержащий основной насос 29, 30, подающий топливо от основного расходного бака 13, 14, чтобы индивидуально снабжать топливом основной двигатель 2, 3. На проиллюстрированном примере осуществления изобретения основной насос 29, 30 обычно приводится в действие основным двигателем 2, 3, снабжаемым топливом с помощью основного насоса 29, 30.

На проиллюстрированном примере осуществления изобретения упомянутые контуры перекачки топлива, каждый, обычно содержит по меньшей мере один перекачивающий насос 17, 18; 19, 20, так же, как трубопровод перекачки 21, 22, оборудованный по меньшей мере одним струйным насосом 23, 24, погруженным в основные баки 11, 12. Число перекачивающих насосов 17, 18; 19, 20 предпочтительно составляет два насоса, и они потенциально эксплуатируются с целью образования подкачивающих насосов. В классическом варианте подобные подкачивающие насосы используются для снабжения топливом основных двигателей 2, 3 с целью приступить к их запуску, до достижения надлежащего приведения в действие основных насосов 29, 30.

Основные расходные баки 13, 14, каждый, снабжен сливной трубой 25, 26, позволяющей отводить излишек топлива из основных расходных баков 13, 14 к основным бакам 11, 12. Соединительный контур 31 предпочтительно размещен между основными расходными баками 13, 14 одного и другого основных узлов топливоснабжения 8, 9, чтобы сбалансировать количества топлива, содержащиеся соответственно в основных баках 11, 12.

Подобный соединительный контур 31 обычно приводится в работу выборочно, путем активации гидравлического устройства 32 регулирования обмена топливом между основными баками 11, 12, и даже, более конкретно, между основными расходными баками 13, 14, как это проиллюстрировано на чертежах. Подобное гидравлическое устройство 32 регулирования является управляемым в зависимости от потребностей, будучи состоящим, например, из соединительного клапана или соединительного насоса.

В этой связи встает проблема возможного израсходования топлива в одном из основных баков 11, 12, вернее в одном из основных расходных баков 13, 14. Подобное израсходование потенциально происходит по причине утечки топлива из основного бака 11, 12, который стал неисправным. В классическом случае, в случае отказа и/или отсутствия снабжения топливом одного из основных двигателей 2, 3, другой основной двигатель 2, 3 один обеспечивает приведение в действие упомянутого по меньшей мере одного винта 5 в течение заданного времени, определяя индивидуальную емкость основных расходных баков 13, 14.

В то же время, если вспомогательный двигатель 4 механическим образом соединен с упомянутым по меньшей мере одним винтом 5, то снабжение топливом вспомогательного двигателя 4 должно поддерживаться в случае отказа любого из основных двигателей 2, 3 и/или в случае израсходования топлива в любом из основных баков 11, 12.

В этом контексте предложено решение, позволяющее осуществить такую поддержку топливоснабжения вспомогательного двигателя 4 без того, чтобы сверх меры усложнять архитектуру установки топливоснабжения моторной группы 1, и без того, чтобы влиять на обеспечение безопасности полета винтокрылого летательного аппарата в случае выхода из строя одного из основных двигателей 2, 3.

С этой целью на примере предпочтительного варианта осуществления настоящего изобретения, проиллюстрированного на чертежах, для того чтобы оптимизировать простоту структуры, предложено снабжать топливом вспомогательный двигатель 4 посредством вспомогательного контура 10 текучей среды, подводя топливо из каждого из основных расходных баков 13, 14 к вспомогательному двигателю 4. Вспомогательный контур 10 текучей среды содержит два вспомогательных насоса 33, 34, погруженных соответственно в основные расходные баки 13, 14.

Вспомогательные насосы 33, 34 совместно находятся в сообщении по текучей среде с вспомогательным трубопроводом 35, доставляющим топливо из одного или из другого вспомогательных насосов 33, 34 к вспомогательному двигателю 4. В случае израсходования топлива внутри любого из основных баков 11, 12, топливоснабжение вспомогательного двигателя 4 поддерживается из другого из основных баков 11, 12.

Вспомогательный трубопровод 35 содержит, в частности, расположенные выше по потоку каналы 36, 37, соответственно предназначенные для отбора топлива из одного и из второго основных баков 11, 12. Расположенные выше по потоку каналы 36, 37, каждый, снабжен обратным клапаном 38, 39, запрещающим прохождение воздуха из любого основного бака 11, 12, в котором израсходовано топливо, к вспомогательному двигателю 4 и/или к другому основному баку 11, 12. Расположенные выше по потоку каналы 36, 37 совместно находятся в сообщении по текучей среде с расположенным ниже по потоку каналом 40 вспомогательного трубопровода 35, при этом упомянутый расположенный ниже по потоку канал 40 доставляет топливо из расположенных выше по потоку каналов 36, 37 к вспомогательному двигателю 4.

1. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) сгорания моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата, при этом упомянутая моторная группа (1) снабжает механической мощностью, используемой для приведения в действие потребляющих механическую мощность устройств (5, 6) винтокрылого летательного аппарата посредством цепи передачи механической мощности,
упомянутые потребляющие механическую мощность устройства (5, 6) содержат:
- по меньшей мере один винт (5), из которого по меньшей мере один несущий винт обеспечивает по меньшей мере подъемную силу винтокрылого летательного аппарата, и
- вспомогательные устройства (6), при этом упомянутые вспомогательные устройства (6), исключая любой винт (5) винтокрылого летательного аппарата, участвующий в подъемной силе, приведении в движение и/или в направлении винтокрылым летательным аппаратом;
при этом моторная группа (1) содержит:
- два основных двигателя (2, 3) сгорания, индивидуальные размеры которых рассчитаны так, что придают им способность индивидуально приводить в действие упомянутый по меньшей мере один винт (5) в течение заданного времени в случае выхода из строя одного из основных двигателей (2, 3), и
- по меньшей мере один вспомогательный двигатель (4) сгорания, размеры которого придают ему способность приводить в действие упомянутые вспомогательные устройства (6) и неспособность индивидуально приводить в действие упомянутый по меньшей мере один винт (5) на стадии полета винтокрылого летательного аппарата,
упомянутый винтокрылый летательный аппарат, отличающийся тем, что упомянутая установка топливоснабжения содержит:
- основные узлы (8, 9) топливоснабжения, отличные друг от друга, предназначенные соответственно для основных двигателей (2, 3) с целью их индивидуального топливоснабжения, причем каждый основной узел (8, 9) топливоснабжения по меньшей мере содержит:
- один основной топливный бак (11, 12) и один основной контур (27, 28) текучей среды, содержащий по меньшей мере один основной насос(29, 30), при этом основной контур (27, 28) текучей среды является контуром доставки топлива из основного расходного бака (13, 14), которым оборудован основной бак (11, 12), к основному двигателю (2, 3), для которого предназначен рассматриваемый основной узел топливоснабжения (8, 9),
- основной контур (21, 22) перекачки топлива, содержащий по меньшей мере один основной перекачивающий насос (17, 18; 19, 20), при этом основной контур (21, 22) перекачки топлива представляет собой контур доставки топлива от основного бака (11, 12) к основному расходному баку (13, 14), при этом основной расходный бак оборудован спускной трубой (25, 26), возвращающей излишек топлива в основной бак (11, 12);
- вспомогательный узел топливоснабжения, содержащий вспомогательный контур (10) текучей среды, содержащий два вспомогательных насоса (33, 34), при этом вспомогательный контур (10) текучей среды представляет собой контур доставки топлива из каждого основного бака (11, 12) упомянутых основных узлов (8, 9) топливоснабжения к вспомогательному двигателю (4),
и тем, что каждый основной бак (11, 12) вмещает в себя один из упомянутых двух вспомогательных насосов (33, 34), при этом вспомогательный контур (10) текучей среды является контуром доставки топлива к вспомогательному двигателю (4) из одного и из другого основных баков (11,12) посредством вспомогательного трубопровода (35), находящегося в совместном сообщении по текучей среде с одним и с другим из вспомогательных насосов (33, 34), соответственно размещенными в основных баках (11, 12).

2. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что вспомогательный трубопровод (35) содержит два расположенных выше по потоку вспомогательных канала (36, 37) в сообщении по текучей среде соответственно с одним и с другим из вспомогательных насосов (33, 34), при этом расположенные выше по потоку вспомогательные каналы (36, 37) совместно находятся в сообщении по текучей среде с расположенным ниже по потоку вспомогательным каналом (40), который сам находится в сообщении по текучей среде с вспомогательным двигателем (4).

3. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по п. 2, отличающийся тем, что каждый из двух упомянутых находящихся выше по потоку вспомогательных каналов (36, 37) оборудован обратным клапаном (38, 39), запрещающим прохождение текучей среды от одного из основных баков (11, 12) к другому.

4. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что вспомогательные насосы (33, 34) размещены в глубине основных баков (11, 12), которые соответственно предназначены для них, исключая, из состава оборудования вспомогательного узла топливоснабжения, вспомогательный расходный бак для обеспечения топливом вспомогательного двигателя (4).

5. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что вспомогательные насосы (33, 34) размещены соответственно в глубине основных расходных баков (13, 14), которыми оборудованы соответственно один и другой основные баки (11, 12), при этом соответствующие емкости основных расходных баков (13, 14), каждая, выполнены с возможностью обеспечивать в течение заданного времени снабжение топливом одновременно и вспомогательный двигатель (4) и основной двигатель (2, 3), обеспечиваемый топливом из основного расходного бака (13, 14), который для него предназначен.

6. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что вспомогательные насосы (33, 34) расположены соответственно в глубине вспомогательных расходных баков, которыми оборудованы соответственно один и другой основные баки (11, 12), при этом вспомогательные расходные баки, каждый, обеспечиваются топливом из основного бака (11, 12), соответственно их вмещающего.

7. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по п. 6, отличающийся тем, что вспомогательные расходные баки снабжаются топливом из основных баков (11, 12), соответственно их вмещающих, посредством соответствующих вспомогательных контуров перекачки топлива, отличных от основных контуров перекачки топлива.

8. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат по п. 6, отличающийся тем, что вспомогательные расходные баки обеспечиваются топливом из основных баков (11, 12), соответственно их вмещающих, посредством основных контуров (21, 22) перекачки, с которыми вспомогательные насосы (33, 34) находятся в сообщении по текучей среде.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств.

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.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы.

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов.

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.

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.

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.

Устройство относится к машиностроению и может быть использовано в авиационных двигателях для разъединения приводного вала (2) вспомогательного оборудования и ведущего вала (3).

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.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию летательных аппаратов, и может быть использовано в конструкциях устройств выпуска аварийных энергетических установок пассажирских самолетов.

Изобретение относится к системам контроля и измерения топлива. Система контроля и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива содержит бортовой вычислитель, пульт управления, модули топливомера, схему запрета, а также размещенные в топливном баке датчики уровня топлива, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Бортовая система контроля и измерения топлива содержит установленные в топливных баках средства контроля параметров топлива: датчики уровня, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива, а также бортовой вычислитель с модулями автоматического управления, пульт управления с задатчиком плотности топлива, модули топливомера и схемы запрета.

Система нейтрального газа пассажирского самолета содержит следующие подсистемы: генерирования нейтрального газа, распределения нейтрального газа, контроля и управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Система топливных баков содержит последовательность многочисленных топливных баков, связанных сборками трубопровода.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система летательного аппарата содержит многоотсечный топливный бак и систему подачи газа избыточного давления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива в двигатель летательного аппарата. Способ подачи топлива в двигатель летательного аппарата заключается в наддуве полости отсека газом избыточного давления до определенной величины избыточного давления с последующим переливом топлива через магистрали в последний отсек топливного бака.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива.

Изобретение относится к устройствам для маскировки летательных аппаратов. Перед воздухозаборником низколетящего летательного аппарата устанавливают горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-450 градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде фигуры, состоящей из двух состыкованных дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов.
Наверх