Способ и система рекуперации энергии в летательном аппарате

Авторы патента:


Способ и система рекуперации энергии в летательном аппарате
Способ и система рекуперации энергии в летательном аппарате
Способ и система рекуперации энергии в летательном аппарате
Способ и система рекуперации энергии в летательном аппарате
Способ и система рекуперации энергии в летательном аппарате

 


Владельцы патента RU 2608195:

ТУРБОМЕКА (FR)

Изобретение относится к рекуперации энергии в летательном аппарате. Способ рекуперации энергии в летательном аппарате заключается в том, что когда летательный аппарат находится на земле, тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником (1) на уровне ее выпуска (14) для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора (10) для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности (20). Когда летательный аппарат находится на высоте, турбокомпрессор (10), приводимый в движение воздухом, рекуперированным на выходе из салона (40), затем нагретым посредством теплообмена (1) на уровне выпуска (14), производит дополнение к сжатию компрессора нагрузки (22) для обеспечения степени сжатия, требуемой для снабжения системы кондиционирования (30). Изобретение обеспечивает оптимальную рекуперацию энергии летательного аппарата как на высоте, так и на земле. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к способу оптимальной рекуперации энергии, рассеянной в летательном аппарате, и к системе, выполненной с возможностью осуществления данного способа.

Изобретение применяется к летательным аппаратам, имеющим герметичный салон, в частности к самолетам коммерческой авиации.

Как правило, источники энергии в летательном аппарате, которую следует рекуперировать для контроля ее расходования, относятся к двум типам: давление воздуха в герметизированном пассажирском салоне на высоте и тепло, рассеянное в тепловых линиях (кондиционирование воздуха, воздух в салоне, выхлопные газы).

Рекуперация этих видов энергии позволяет минимизировать размеры, вес и расход, необходимый, в конечном счете, для обеспечения одной и той же поставки потребителю недвижущей энергии, т.е. пневматической и электрической энергии.

Описание известного уровня техники

Наличие в салоне воздуха под давлением наддува, возможно только во время полета, и рекуперация данной энергии, таким образом, ограничена высотой, где степень наддува салона, составляющая порядка 3, является, таким образом, достаточной. Согласно существующим решениям задействуются турбокомпрессор или рекуперативная турбина, электрический или пневматический источник приведения в движение, компрессор нагрузки и теплообменник.

Например, из патента US 4419926 известно использование компрессора турбокомпрессора для обеспечения создания дополнительной ступени сжатого воздуха для компрессора нагрузки, обеспечивающего подачу в комплекты кондиционирования воздуха ECS (ECS - сокращение используемого английского термина Environmental Control System - система кондиционирования воздуха). Таким образом, уменьшены мощность или потребление приводного электродвигателя компрессора нагрузки. Кроме того, рекуперативная турбина турбокомпрессора, снабжаемая воздухом под давлением наддува, на выходе из салона, позволяет охлаждать сжатый воздух, что уменьшает общее сжимающее усилие и, таким образом, потребление или размеры электродвигателя.

В качестве варианта известно применение только рекуперативной турбины для приведения в движение компрессора нагрузки посредством генератора переменного тока или другой системы электрической генерации. Таким образом, может быть предусмотрен теплообмен между воздухом на выходе из салона и воздухом, сжатым компрессором нагрузки, для уменьшения температуры потока на выходе из компрессора. Такое уменьшение температуры позволяет, таким образом, обеспечить наименьшую степень сжатия без оказания негативного влияния на технические характеристики ECS и, таким образом, уменьшение потребления.

Однако данные системы ограничены рекуперацией энергии на высоте, поскольку на малой высоте или на земле, когда степень наддува является недостаточной или равной нулю, не представляется возможным иметь воздух под давлением наддува, на выходе из салона. На земле воздушная вентиляция салона на практике обеспечивается небольшим газотурбинным двигателем, содержащим газогенератор, соединенный с соплом истечения этих газов, образующим вспомогательную силовую установку или APU (сокращение используемого английского термина Auxiliary Power Unit). Установка APU также применяется при запуске основных двигателей и обеспечении снабжения электрической или пневматической энергией различных потребителей (насосы, компрессор нагрузки, двигатели и т.д.). Такая установка APU может быть установлена в летательном аппарате или подключена на земле к различному обеспечиваемому оборудованию. В некоторых случаях вспомогательные силовые установки (APU) являются достаточно надежными для задействования во время полета и, в случае необходимости, замены, полностью или частично, основных двигателей в вопросе обеспечения потребителей не движущей мощностью.

Сущность изобретения

Изобретение направлено на обеспечение возможности оптимальной рекуперации энергии как на высоте, так и на земле посредством одной и той же системы. С этой целью изобретением предусматривается рекуперация, при нахождении самолета на земле, тепловой энергии на выпуске для того, чтобы способствовать сжатию вентилируемого воздуха в салоне при кондиционировании воздуха, а также на высоте – сжатию кондиционируемого воздуха под давлением наддува.

Если быть более точным, то задачей настоящего изобретения является способ рекуперации энергии в летательном аппарате, оборудованном пассажирским салоном (40) с воздушным потоком, регулируемым по давлению и температуре посредством системы кондиционирования воздуха ECS, снабжаемой компрессором нагрузки, и вспомогательной генерацией мощности. Способ заключается в том, чтобы предусмотреть, что:

- когда летательный аппарат находится на земле, в так называемом «наземном режиме», тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником на уровне ее выпуска для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности;

- когда летательный аппарат находится на высоте, в так называемом «высотном» режиме, в котором воздух в салоне имеет достаточную степень давления наддува, тот же турбокомпрессор, приводимый в движение, по меньшей мере, частично воздухом, рекуперированным на выходе из салона, затем нагретым посредством теплообмена на уровне выпуска, производит дополнение к сжатию компрессора нагрузки для обеспечения степени сжатия, требуемой для снабжения ECS.

Согласно отдельным вариантам осуществления:

- второй тепловой обмен может быть осуществляют между воздухом на выходе из салона и сжатым воздухом на входе системы ECS;

- турбокомпрессор образует в «высотном» режиме вторую ступень сжатия воздуха на входе системы ECS;

- при нахождении летательного аппарата в «высотном» режиме воздух, сжатый турбокомпрессором, и воздух, сжатый на выходе из салона, объединяют перед теплообменом при выпуске для увеличения мощности вспомогательной генерации;

- при нахождении летательного аппарата в «высотном» режиме сжатие воздуха, осуществленное турбокомпрессией, является переключаемым для объединения или на входе системы ECS для образования второй ступени сжатия, или на выходе воздуха из салона, перед теплообменом на уровне выпуска газогенератора для увеличения мощности вспомогательной генерации.

Изобретение также относится к системе рекуперации энергии, выполненной с возможностью осуществления данного способа. Такая система содержит вспомогательную силовую установку, имеющую выпускное сопло (14) и включающую в себя газогенератор (2а), оборудованный валом передачи мощности на компрессор нагрузки для подачи, через питающий тракт, сжатого воздуха в систему кондиционирования воздуха ECS пассажирского салона. Кроме того, данная система содержит рекуперативный турбокомпрессор, соединенный напрямую или посредством трансмиссионного блока или любого другого средства сцепления, с валом установки APU. Данный турбокомпрессор содержит рекуперативную турбину, снабжаемую воздухом через расположенную ниже по потоку ветвь трубопровода, установленного на теплообменнике, оборудующем выпускное сопло. Данный трубопровод содержит ветвь выше по потоку относительно теплообменника, соединенную с каналами, соединяющими выходы воздуха из салона и компрессора рекуперативного турбокомпрессора с этой расположенной выше по потоку ветвью.

Согласно предпочтительным вариантам практического осуществления:

- второй теплообменник установлен между питающим трактом и выходным каналом салона таким образом, что воздух на выходе из салона и сжатый воздух на входе системы ECS могли бы осуществлять теплопередачу;

- средства переключения циркуляции воздуха расположены, соответственно, между питающим трактом системы ECS и входным каналом компрессора рекуперативного турбокомпрессора и между выходным каналом упомянутого компрессора и расположенной выше по потоку ветвью трубопровода, установленного на теплообменнике выпускного сопла, таким образом, что турбокомпрессор выполнен с возможностью образования второй ступени сжатия воздуха на входе системы ECS;

- воздух выходного канала компрессора и воздух выходного канала салона имеет степени сжатия, по существу сбалансированные путем регулирования пропускного сечения регулируемого соплового аппарата, которым оборудована рекуперативная турбина;

- средствами переключения циркуляции воздуха являются клапаны, снабженные приводом и управляемые посредством центрального блока управления;

- предпочтительно в каналах также могут быть предусмотрены обратные клапаны, в частности, в каналах входа воздуха и соединения с выходом из салона, для воспрепятствования его обратное течение в эти каналы, когда они становятся незадействованными в некоторых режимах функционирования.

Краткое описание фигур

Другие объекты, отличительные особенности и преимущества изобретения станут видны в ходе изучения нижеследующего описания, не имеющего ограничительного характера, применительно к отдельным примерам практического осуществления со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых изображены, соответственно:

- фиг. 1 - функциональная схема первого примера системы рекуперации энергии согласно изобретению при нахождении летательного аппарата на земле;

- фиг. 2 - функциональная схема данного примера системы при нахождении летательного аппарата на высоте, достаточной для того, чтобы салон был герметичным, причем только воздух, поступающий из салона, приводит, таким образом, в движение рекуперативную турбину;

- фиг. 3 - функциональная схема варианта предшествующего примера системы, содержащей теплообменник между выходом салона и трактом соединения с системой кондиционирования ECS, причем летательный аппарат находится на земле, и

- фиг. 4 - функциональная схема примера, представленного на фиг. 3, при нахождении летательного аппарата на достаточной высоте, причем воздух на выходе из салона и воздух на выходе из компрессора вместе приводят в движение рекуперативную турбину.

Подробное описание вариантов практического осуществления

В настоящем тексте термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» относятся к местам расположения в зависимости от направления циркуляции воздуха.

Как показано на схеме (фиг. 1), система рекуперации энергии летательного аппарата включает в себя рекуперативный турбокомпрессор 10, состоящий, как правило, из рекуперативной турбины 11, компрессора 12, ведущего вала 13 и теплообменника 1, размещенного в сопле 14 истечения отработанных газов вспомогательной силовой установки 20 (сокр. - APU). Установка APU содержит турбомашину 2a с передаточным валом 21. Данная турбомашина состоит, как правило, из компрессора, камеры сгорания и приводной турбины.

Данный вал 21 соединен, с одной стороны, с ведущим валом 13 турбокомпрессора 10 (напрямую или с использованием средства сцепления, такого как трансмиссионный блок (не показан), или аналогичных средств), а с другой стороны, с компрессором нагрузки 22 подачи наружного воздуха E1. Данный компрессор 22 снабжает систему 30 кондиционирования воздуха ECS пассажирского салона 40 по тракту подачи сжатого воздуха C1. Такая система ECS 30 содержит комплект кондиционирования 31, который обновляет воздух, содержащийся в отсеках салона 40, по трубопроводу рециркуляционного цикла C2 через смеситель 32. Система контроля давления в пассажирском салоне 33 (англ. сокр. CPCS - Cabin Pressure Control System - система автоматического регулирования давления в кабине) осуществляет регулирование давления в пассажирском салоне путем дозирования расхода выходящего воздуха.

В этой системе воздух может циркулировать в трубопроводе C3, установленном на теплообменнике 1, расположенном в сопле 14 установки APU 20. Расположенная выше по потоку ветвь C3a трубопровода C3 соединена с каналами 41 и 42, которые, соответственно, соединены с выходами салона 40 и компрессора 12 рекуперативного турбокомпрессора 10. Трехходовой клапан V1 установлен на пересечении канала 42 и ветви C3a. Расположенная ниже по потоку ветвь C3b трубопровода C3 соединена с рекуперативной турбиной 11.

Кроме того, канал 42 соединяет выход компрессора 12 с питающим трактом C1, в то время как канал 43 соединяет тракт C1 с входом упомянутого компрессора 12 через клапан V2, расположенный на пересечении тракта и канала. Входной канал наружного воздуха E2 для данного компрессора 12 присоединен на канале 43. Каналы 42 и 43 соединения с компрессором 12 турбокомпрессора 10, таким образом, установлены на тракте C1 ниже по потоку от компрессора нагрузки 22.

Во время нахождения летательного аппарата на земле воздух в салоне 40 не находится под давлением наддува. Установка APU 20 запускается для создания возможности вентиляции салона 40, для запуска двигателей и снабжения потребителей пневматической и электрической энергией через соответствующие редукторы.

Таким образом, рекуперация энергии в «наземном» режиме осуществляется путем циркуляции воздуха в теплообменнике 1 сопла 14 установки APU 20 для приведения в движение рекуперативного турбокомпрессора 10. Клапаны V2 и V1 регулируются при вращении для того, чтобы, соответственно, прерывать снабжение канала 43 таким образом, чтобы компрессор 12 снабжался исключительно за счет подачи наружного воздуха E2, и для того, чтобы на выходе из данного компрессора 12 сжатый воздух циркулировал из канала 42 в ветвь C3a трубопровода C3. Сжатый воздух, нагретый в теплообменнике 1, затем направляется к рекуперативной турбине 11 турбокомпрессора 10 через расположенную ниже по потоку ветвь C3b.

В этих условиях рекуперативная турбина 11 своим валом 13 способствует приведению в движение установки APU 20, которая сможет расходовать меньше топлива для получения такой же мощности, в частности для приведения в движение компрессора нагрузки 22. Предпочтительно в канале 41 предусмотрен обратный клапан K1 для препятствования воздуху под давлением, циркулирующему в расположенной выше по потоку ветви C3a, течь обратно в канал 41 соединения с салоном 40.

Когда летательный аппарат находится на достаточной высоте, например от 3 или 4000 м, салон 40 находится достаточно герметичным для того, чтобы система перешла в «высотный» режим, который показан на фиг. 2. Для перехода из одного режима в другой клапаны V1 и V2 предпочтительно снабжены приводом, а центральный блок управления (не показан) запрограммирован таким образом, чтобы обеспечить переключение режимов: этот блок передает электрические сигналы, соответствующие техническим заданным конфигурациям регулировки клапанов на пересечениях каналов, для удовлетворения функционирования в двух режимах и при переходах из одного режима в другой.

В «высотном» режиме воздух под давлением перемещается на выходе из салона 40 в канал 41 доступа к расположенной выше по потоку ветви C3a теплообменника 1. В этом режиме рекуперация энергии, таким образом, осуществляется из наддува салона. Как и в «наземном» режиме, рекуперативная турбина 11 затем приводится в движение путем циркуляции нагретого и под давлением воздуха, поступившего из теплообменника 1 через расположенный ниже по потоку канал C3b. Турбина способствует, таким образом, своим валом 13 приведению в движение агрегата APU 20, который сможет расходовать, таким образом, меньше топлива для получения такой же мощности, в частности, для приведения в движение компрессора нагрузки 22.

Одновременно клапаны V1 и V2 отрегулированы для того, чтобы компрессор 12 действовал как вторая ступень сжатия на тракт C1 подачи сжатого воздуха ниже по потоку от компрессора нагрузки 22, выполняющего функцию первой ступени сжатия. Для этого клапаны V2 и V1 управляются при вращении блоком для того, чтобы, соответственно, тракт C1 сообщался с каналом 43, соединенным с входом компрессора 12, а канал 42 сообщался с трактом C1. Предпочтительно во входном канале воздуха E2 предусмотрен обратный клапан K2 для воспрепятствования воздуху под давлением, циркулирующему в канале 43, течь обратно в канал E2.

Согласно варианту системы, представленному в виде функциональных схем на фиг. 3 и 4, двойная рекуперация энергии осуществлена в «высотном» режиме с использованием одновременно воздуха под давлением наддува на выходе из салона 40 и воздуха на выходе сжатия из турбокомпрессора 10.

Со ссылкой на фиг. 3, в варианте системы вновь используются те же механизмы, что и в предшествующей системе, которые имеют такие же цифровые позиции. Входной/выходной каналы 42 и 43 компрессора 12 рекуперативного турбокомпрессора 10 больше не соединены с питающим трактом C1: канал 43 снабжается через вход наружного воздуха E2, а канал 42 продолжается расположенной выше по потоку ветвью C3a теплообменника 1.

Кроме того, другой теплообменник 2 предусмотрен между питающим трактом C1 - на выходе из компрессора нагрузки 12 - и каналом 41 на выходе из салона 40. Данный теплообменник 2 будет использован в «высотном» режиме (фиг. 4).

В «наземном» режиме (фиг. 3) рекуперация энергии похожа на рекуперацию, осуществленную при помощи первой системы (см. фиг. 1) путем циркуляции воздуха в теплообменнике 1 сопла 14 установки APU 20 для приведения в движение рекуперативной турбины 11, затем частично установки APU и компрессора нагрузки 22. Преимуществом данной системы является отсутствие необходимости в наличии клапана.

В «высотном» режиме, как это показано на фиг. 4, воздух, находящийся под давлением в канале 41, на выходе из салона 40 нагревается в первый раз путем прохождения в теплообменнике 2. Этот теплообменник также позволяет уменьшить температуру воздуха тракта C1 для компенсации на уровне функционирования ECS малейшего сжатия, осуществляемого данной системой в питающем тракте C1 по сравнению с предшествующей версией, которыми обладали две ступени сжатия. Действительно, компрессор 12 в данном случае больше не обеспечивает функцию второй ступени сжатия для воздуха тракта C1.

Изобретение не ограничивается описанными и изображенными примерами.

Например, представляется возможным в «высотном» режиме перейти от первой системы к варианту системы. Другими словами, перейти - автоматически посредством блока управления или вручную пилотом - от простой рекуперации на основе выхода из салона (фиг. 2) к двойной рекуперации, объединяя выходные каналы 41 салона и выходные каналы 42 компрессора 12 (фиг. 4).

Для этого клапаны V1 и V2 первой версии (фиг. 1 и 2) управляются для того, чтобы иметь возможность переключаться реверсивным образом и при нахождении летательного аппарата на высоте из определенных положений в «наземном» режиме в определенные положения в «высотном» режиме и наоборот. Наличие теплообменника 2 может быть предпочтительно сохранено для того, чтобы быть совместимым с самой малой степенью давления в тракте C1, когда клапаны находятся в определенных положениях в «наземном» режиме.

1. Способ рекуперации энергии в летательном аппарате, оборудованном пассажирским салоном (40) с воздушным потоком, регулируемым по давлению и температуре посредством системы кондиционирования воздуха ECS (30), снабжаемой компрессором нагрузки (22), и вспомогательной генерацией мощности (20), отличающийся тем, что он заключается в том, чтобы предусмотреть, что:

- когда летательный аппарат находится на земле, в так называемом "наземном режиме", тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником (1) на уровне ее выпуска (14) для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора (10) для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности (20);

- когда летательный аппарат находится на высоте, в так называемом "высотном" режиме, в котором воздух в салоне имеет достаточную степень давления наддува, тот же турбокомпрессор (10), приводимый в движение, по меньшей мере, частично воздухом, рекуперированным на выходе из салона (40), затем нагретым посредством теплообмена (1) на уровне выпуска (14), производит дополнение к сжатию компрессора нагрузки (22) для обеспечения степени сжатия, требуемой для снабжения системы ECS (30).

2. Способ рекуперации по п. 1, в котором второй теплообмен (2) осуществляют между воздухом относительно более холодным на выходе из салона (40) и сжатым воздухом относительно более горячим на входе системы ECS (30).

3. Способ рекуперации по любому из пп. 1 или 2, в котором турбокомпрессор (10) образует в "высотном" режиме вторую ступень сжатия воздуха на входе системы ECS (30).

4. Способ рекуперации по любому из пп. 1 или 2, в котором при нахождении летательного аппарата в "высотном" режиме воздух, сжатый турбокомпрессором (10), и сжатый воздух на выходе из салона (40) объединяют перед теплообменом (1), осуществляемым при выпуске (14), для увеличения мощности вспомогательной генерации (20).

5. Способ рекуперации по любому из пп. 1 или 2, в котором при нахождении летательного аппарата в "высотном" режиме сжатие воздуха, произведенное турбокомпрессором (10), является переключаемым для объединения или на входе системы ECS для образования второй ступени сжатия, или на выходе воздуха из салона, перед теплообменом на уровне выпуска из газогенератора, для увеличения мощности вспомогательной генерации.

6. Система рекуперации энергии, выполненная с возможностью осуществления способа по любому из предшествующих пунктов, содержащая вспомогательную силовую установку APU (20), имеющую выпускное сопло (14) и включающую в себя газогенератор (2а), оборудованный валом (21) передачи мощности на компрессор нагрузки (22) для подачи, через питающий тракт (С1), сжатого воздуха в систему кондиционирования воздуха ECS (30) пассажирского салона (40); причем данная система содержит также рекуперативный турбокомпрессор (10), соединенный с валом (21) установки APU (20); причем данный турбокомпрессор (10) содержит рекуперативную турбину (11), снабжаемую воздухом, циркулирующим в расположенной ниже по потоку ветви (С3b) трубопровода (С3), установленного на теплообменнике (1), оборудующем выпускное сопло (14); причем данный трубопровод (С3) содержит ветвь (С3а) выше по потоку относительно теплообменника (1), соединенную с каналами (41, 42), соединяющими выходы воздуха из салона (40) и из компрессора (12) рекуперативного турбокомпрессора (10) с этой расположенной выше по потоку ветвью (С3а).

7. Система рекуперации энергии по п. 6, в которой второй теплообменник (2) установлен между питающим трактом (C1) и выходным каналом салона (41) таким образом, что воздух на выходе из салона (40) и сжатый воздух на входе в систему ECS (30) могут осуществлять теплопередачу.

8. Система рекуперации энергии по любому из пп. 6 или 7, в которой средства переключения циркуляции воздуха (V2, V1) расположены, соответственно, между питающим трактом (C1) системы ECS (30) и входным каналом компрессора (12) рекуперативного турбокомпрессора (10) и между выходным каналом (42) упомянутого компрессора (12) и расположенной выше по потоку ветвью (C3a) трубопровода (C3), установленного на теплообменнике (1) выпускного сопла (14), таким образом, что турбокомпрессор (10) выполнен с возможностью образования второй ступени сжатия воздуха на входе системы ECS (40).

9. Система рекуперации энергии по любому из пп. 6 или 7, в которой воздух выходного канала (42) компрессора (12) и выходного канала салона (41) имеет степени сжатия, по существу сбалансированные путем регулирования пропускного сечения регулируемого соплового аппарата, которым оборудована рекуперативная турбина (11).

10. Система рекуперации энергии по любому из пп. 6 или 7, в которой средствами переключения циркуляции воздуха являются клапаны (V1, V2), снабженные приводами и управляемые посредством центрального блока управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей.

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.

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).

Изобретение относится к системе генерирования, преобразования, распределения электроэнергии и запуска на борту самолета. .

Изобретение относится к резервной системе охлаждения воздушного судна для взаимно резервирующих компонентов воздушного судна. .

Изобретение относится к технике охлаждения электронного оборудования воздушных судов. .

Изобретение относится к системе охлаждения набегающим потоком воздуха для воздушного судна, при помощи которой обеспечивают подачу охлаждающего воздуха к теплообменнику системы кондиционирования кабинного воздуха и, по меньшей мере, к одному дополнительному компоненту воздушного судна, и/или обеспечивают вентиляцию монтажного отсека, где размещен компонент.

Изобретение относится к способам обработки воздуха, подаваемого в гермокабины воздушных судов. .

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх