Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством

Авторы патента:


Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством
Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством

 


Владельцы патента RU 2631162:

ЛАБИНАЛЬ ПАУЭР СИСТЕМЗ (FR)

Изобретение относится к устройству аварийного питания для летательного аппарата. Устройство (3) аварийного питания для летательного аппарата (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал (5), турбину (25) и, по меньшей мере, одно устройство-генератор (31) энергии для летательного аппарата. Воздухозаборный канал (5), выполненный таким образом, что он обеспечивает прием относительного ветра V во время полета летательного аппарата. Турбина (25) расположена в указанном канале (5) так, что она может быть приведена в действие относительным ветром V, и связана с указанным устройством-генератором (31). Изобретение уменьшает массу летательного аппарата. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к устройству аварийного питания летательного аппарата и к летательному аппарату, снабженному таким устройством.

В целом известно, что управление самолетом, конкретно самолетом определенных габаритов, не может осуществляться исключительно механически до последнего аварийного оборудования и что требуется источник энергопитания, независимый от главной энергосистемы. Этот источник, автономный и без ограничения времени, должен поставлять достаточное количество энергии для обеспечения управления самолетом и для его безопасного приземления.

На современных самолетах система вспомогательного воздушного винта, так называемая турбина с приводом от набегающего потока RAT (англ. ram air turbine), используется, как правило, как источник энергии последнего аварийного оборудования. Эта система поставляет гидравлическую или электрическую энергию, или комбинацию этих двух энергий, которые обеспечивают энергопитанием критические элементы самолета.

Однако система RAT является относительно тяжелой и должна быть развернута, чтобы ее можно было использовать. Более того, она используется лишь в аварийных случаях, ее трудно протестировать, и она может содержать «спящие» отказы (невидимые сразу).

Изобретение ставит своей целью создание устройства аварийного питания для летательного аппарата, которое не требует развертывания механической системы и которое обеспечивает значительный выигрыш в массе самолета.

Предлагается устройство аварийного питания для летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал, выполненный для приема относительного ветра во время полета летательного аппарата, турбину, расположенную в указанном канале для ее приведения в действие относительным ветром, и, по меньшей мере, одно устройство-генератор энергии для летательного аппарата, причем указанная турбина связана с указанным устройством-генератором энергии с целью производства энергии для летательного аппарата, по меньшей мере, в условиях полета последнего.

Под относительным ветром следует понимать аэродинамический поток, созданный собственной скоростью самолета.

Эта конфигурация позволяет получить устройство аварийного питания для летательного аппарата, которое функционирует автономно и независимо от главной энергосистемы летательного аппарата, в полете, и которое может быть смонтировано на летательном аппарате без необходимости развертывания механической системы, такой как система RAT, содержащей жесткий и тяжелый передаточный механизм.

Указанная турбина и/или указанный генератор предпочтительно связан/ы или сопряжен/ы, по меньшей мере, с одним вспомогательным приводным устройством этой турбины и/или этого генератора с целью производства энергии для летательного аппарата во всех ситуациях его функционирования (в полете или на земле).

Предпочтительно, вспомогательное приводное устройство представляет собой устройство с трубкой Вентури, питаемое от источника воздуха, предпочтительно исходящего из летательного аппарата, расположенное или образованное в воздухозаборном канале для привода указанной турбины.

Это вспомогательное приводное устройство выполнено с возможностью быть подсоединенным к указанной турбине с целью приведения ее в действие или быть отсоединенным от нее.

Вспомогательное приводное устройство может быть подсоединено также к указанной турбине в условиях наземного положения летательного аппарата, когда турбина не может быть приведена в действие относительным ветром. Кроме того, вспомогательное приводное устройство может быть отключено от турбины в условиях нахождения летательного аппарата в полете, когда относительный ветер достаточен для привода турбины, чтобы развить достаточную скорость для подачи потребной энергии, при этом оно может быть подсоединено также к турбине в полете для увеличения приводной скорости турбины и увеличения подачи энергии на летательный аппарат.

Указанный канал содержит предпочтительно, по меньшей мере, одну створку впуска и/или выпуска воздуха, подвижную регулируемым образом между закрытым и открытым положением, предпочтительно полностью, причем эта створка позволяет регулировать скорость указанной турбины в соответствии с потребной энергией.

Предпочтительно, указанный воздухозаборный канал содержит лишь одну створку, либо створку впуска воздуха, либо створку выпуска воздуха.

Указанное устройство аварийного питания содержит предпочтительно блок управления, связанный с упомянутым устройством-генератором энергии для летательного аппарата, с упомянутым вспомогательным приводным устройством и упомянутой створкой впуска и/или выпуска воздуха, выполненной с возможностью управления устройством путем автоматического регулирования потребной энергии, то есть перемещением с целью регулирования створки впуска и/или выпуска воздуха, и осуществляя подключение/отключение вспомогательного приводного устройства с турбиной.

Предлагается также летательный аппарат, снабженный устройством аварийного питания, таким, как оно описано выше.

Устройство-генератор энергии предпочтительно представляет собой генератор электрической энергии для летательного аппарата и, в частности, один из главных генераторов летательного аппарата, который также используется как резервный источник электроэнергии для летательного аппарата.

Указанное вспомогательное приводное устройство может представлять собой электродвигатель летательного аппарата, силовой двигатель летательного аппарата или вспомогательную силовую установку ВСУ (англ. APU, auxiliary power unit) летательного аппарата.

Указанный генератор приводится в номинальном режиме от одного из главных источников питания летательного аппарата (двигатели летательного аппарата, система ВСУ) и, в аварийных ситуациях, независимо запускается от указанной турбины воздухозаборного канала, которая приводится в действие относительным ветром или аэродинамическим потоком, созданным собственной скоростью самолета. Эта конфигурация ограничивает риск «спящего» отказа совершенно независимого аварийного устройства, редко используемого и тестируемого.

Вспомогательное приводное устройство предпочтительно представляет собой устройство с трубкой Вентури, питаемое от источника воздуха летательного аппарата, расположенное или образованное в воздухозаборном канале для привода указанной турбины, причем источник воздуха представляет собой, например, устройство отбора воздуха или устройство кондиционирования воздуха летательного аппарата.

Воздухозаборный канал предпочтительно выполнен как устройство с трубкой Вентури, расположенное позади турбины относительно аэродинамического воздушного потока.

Это устройство с трубкой Вентури способно быть управляемым при функционировании посредством указанного блока управления, главным образом, в условиях наземного положения летательного аппарата, но как было уже сказано, оно может быть запущено также в полете для увеличения скорости турбины и, следовательно, производимой энергии.

Воздухозаборный канал предпочтительно содержит вход, образованный в корпусе фюзеляжа летательного аппарата, основную часть, образованную в корпусе фюзеляжа летательного аппарата, и выход, образованный в корпусе фюзеляжа летательного аппарата, причем указанный вход и/или указанный выход снабжен створкой выпуска воздуха, выходящей на поверхность корпуса фюзеляжа.

Эта конфигурация ограничивает аэродинамическое сопротивление, присущее устройству, так как основная часть воздухозаборного канала находится в корпусе фюзеляжа летательного аппарата.

Кроме того, вход воздухозаборного канала может быть соединен с системой отбора воздуха летательного аппарата, такой как система кондиционирования воздуха летательного аппарата.

Изобретение относится также к новому применению генератора электрической энергии для летательного аппарата, в частности одного из главных генераторов летательного аппарата, в качестве аварийного источника электрической энергии для летательного аппарата, причем указанный генератор выполнен с возможностью быть приводимым посредством, по меньшей мере, турбины, размещенной в воздухозаборном канале летательного аппарата для привода посредством относительного ветра при полете летательного аппарата и, в частности, посредством устройства аварийного питания, такого, как оно описано выше.

Ниже описан пример осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемый чертеж, на котором:

фиг. 1 представляет схематичное изображение в разрезе летательного аппарата, снабженного устройством аварийного питания, согласно форме осуществления изобретения.

Одинаковые или технически эквивалентные элементы обозначены одинаковыми цифровыми позициями, используемыми на чертеже.

Термины «верхний», «средний» и «нижний» относятся к относительному расположению в стандартной форме использования или монтажа.

Термины «продольный» и «поперечный» определяют элементы, которые соответственно простираются в данном направлении и в плоскости, перпендикулярной этому направлению

Со сноской на фиг. 1, летательный аппарат, содержащий устройство аварийного питания 3, такое, как оно представлено, включает воздухозаборный канал 5, расположенный вдоль корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата, по существу по продольной оси d летательного аппарата. Этот воздухозаборный канал 5 способен своим входом 9 улавливать аэродинамический поток или относительный ветер V во время полета летательного аппарата.

Канал 5 включает передний вход 9 (слева на чертеже), образованный в корпусе фюзеляжа 7 летательного аппарата, основную часть 11, образованную в корпусе фюзеляжа 7 летательного аппарата и сообщающуюся с входом 9, и выход 13, расположенный позади основной части 11 и сообщающийся с ней.

Вход 9 содержит трубчатую часть 15, обращенную внутрь корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата.

Выход 13 содержит трубчатую часть 17, обращенную наружу корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата и выходящую на поверхность корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата. Этот выход 13 содержит створку 19 выпуска воздуха, подвижную регулируемым образом посредством исполнительного органа 21 (например, типа силового цилиндра) между закрытым положением (обозначено штриховой линией), тангенциальным корпусу фюзеляжа 5 летательного аппарата, и открытым положением, выступающим относительно корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата (таким, как оно представлено).

Основная часть 11 воздухозаборного канала содержит расширяющуюся переднюю часть 23, в которой расположена турбина 25, и трубчатую заднюю часть 27 меньшего сечения, параллельную продольной оси d летательного аппарата и образующую трубку Вентури 28 в канале.

Воздухозаборный канал расположен здесь параллельно продольной оси летательного аппарата, но он мог бы быть также поперечным к продольной оси летательного аппарата.

Канал выброса воздуха 29, связанный с источником воздуха А летательного аппарата, таким как система отбора воздуха или кондиционирования воздуха летательного аппарата (не показана), расположен позади турбины 25 и в расширяющейся части 23 канала. Этот канал выброса воздуха 29 предусмотрен для образования воздушного потока, способного запустить турбину 25 во взаимодействии с трубкой Вентури 28.

Турбина 25, расположенная коаксиально с осью d корпуса фюзеляжа летательного аппарата, связана с генератором электрической энергии 31 летательного аппарата, в частности одним из главных генераторов летательного аппарата.

Генератор 31 может быть связан также, посредством соединительного устройства (не показано), например, типа колеса с обгонной муфтой, с одним из главных источников питания летательного аппарата, таким как двигатель или устройство ВСУ летательного аппарата (не показано), и приводится от этого двигателя, когда относительный ветер отсутствует или незначителен.

Подключение турбины к генератору позволяет постоянно контролировать, в соответствии с выработкой производимой энергии, что турбина работает. Таким образом, выявляются возможная неисправность в работе турбины или скрытый сбой устройства, если оно использовалось лишь в чрезвычайных ситуациях и, следовательно, весьма редко.

В итоге, генератор 31 приводится указанной турбиной 25 воздухозаборного канала, которая запускается относительным ветром или аэродинамическим потоком V, созданным собственной скоростью самолета в полете.

Блок управления 33, связанный с пультом управления летательного аппарата (не показан), с клапаном 35 питания канала выброса воздуха 29, с исполнительным органом 21 створки 19 выпуска воздуха и, при определенных обстоятельствах, с указанным соединительным устройством, управляет устройством аварийного питания 3. Этот блок управления 33 управляет устройством 3 путем автоматического регулирования потребной энергии для летательного аппарата, в соответствии с данной ситуацией летательного аппарата, а именно чрезвычайной ситуацией летательного аппарата. Этот блок управления 33 инициирует, таким образом, движение створки 19 выпуска воздуха и срабатывание клапана 35 канала выброса воздуха 29 с целью привода турбины 25 со скоростью, соответствующей потребной энергии генератора 31 для летательного аппарата, и конкретно в случае чрезвычайной ситуации.

Ниже описано функционирование устройства 3. Оно вытекает из предыдущего описания.

Рассматривается чрезвычайная ситуация в полете. Эта ситуация возникает, когда обнаруживается сбой в главном устройстве питания летательного аппарата. Переключение электропитания летательного аппарата на аварийную форму, вместе с подачей сигнала тревоги, осуществляется автоматически устройством энергоуправления (не показано) летательного аппарата, которое обнаруживает сбой в главном устройстве питания летательного аппарата.

В чрезвычайной ситуации летательного аппарата в полете относительный ветер V полета летательного аппарата приводит в действие турбину 25 и, соответственно, связанный с ней генератор 31 для выработки аварийной энергии для летательного аппарата. Если эта произведенная энергия недостаточна, блок управления 33 может открыть клапан 35 канала выброса воздуха от источника воздуха А, чтобы увеличить скорость турбины 25 и, соответственно, энергию, произведенную генератором 31.

Следует отметить, что при нормальном функционировании летательного аппарата устройство вырабатывает электрическую энергию в полете пуском турбины за счет относительного ветра, а на земле пуском турбины за счет подключения устройства с трубкой Вентури.

В рамках изобретения предусмотрены возможные варианты осуществления.

Так, в смысле изобретения, устройство аварийного питания для летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал 5, выполненный для приема относительного ветра V во время полета летательного аппарата, и турбину 25, расположенную в указанном канале для ее привода относительным ветром, причем указанная турбина связана, по меньшей мере, с одним устройством-генератором 31 энергии для летательного аппарата с целью выработки энергии для летательного аппарата, по меньшей мере, в условиях его полета.

Генератор, приводимый от турбины 25, может быть составной частью или может не входить в состав устройства аварийного питания 3, равно как и вспомогательное приводное устройство 28, 29 турбины, так что устройство 3 могло бы быть отключено и смонтировано на летательном аппарате как независимый блок.

Створка 37 впуска воздуха, обозначена штриховой линией, исполнительный орган которой не показан, также могла бы быть смонтирована на входе 9 воздухозаборного канала, причем эта створка может быть открыта блоком управления наружу, по стрелке, в тангенциальном положении относительно фюзеляжа, чтобы способствовать улавливанию воздуха в воздухозаборном канале. Управление устройством может осуществляться в этом случае створкой впуска и/или выпуска воздуха.

Вход воздухозаборного канала может быть соединен также с системой кондиционирования воздуха летательного аппарата или с иной системой отбора воздуха летательного аппарата.

Другая, уже упомянутая возможность состояла бы в том, чтобы механически связать генератор с устройством ВСУ или с одним из двигателей, посредством колеса с обгонной муфтой, что обеспечило бы привод генератора от двигателя, при нормальном функционировании, и его привод от турбины, в случае отказа.

Могут быть предусмотрены также другие формы для воздухозаборного канала.

1. Устройство аварийного питания для летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал (5), выполненный для приема относительного ветра V во время полета летательного аппарата, турбину (25), расположенную в указанном канале (5) для ее приведения в действие относительным ветром V, и, по меньшей мере, одно устройство-генератор (31) энергии для летательного аппарата, причем указанная турбина (25) связана с указанным устройством-генератором (31) энергии с целью производства энергии для летательного аппарата, по меньшей мере, в условиях полета последнего, в котором указанная турбина и/или указанный генератор связан/ы или сопряжен/ы, по меньшей мере, с одним вспомогательным приводным устройством (28, 29) этой турбины и/или этого генератора, причем указанное вспомогательное приводное устройство (28, 29) представляет собой устройство с трубкой Вентури (28), питаемое от источника воздуха (29), и расположено или образовано в воздухозаборном канале (5) для привода указанной турбины (25).

2. Устройство аварийного питания для летательного аппарата по п. 1, в котором указанное вспомогательное приводное устройство (28, 29) выполнено с возможностью быть подсоединенным к указанной турбине (25) с целью приведения ее в действие или быть отсоединенным от нее.

3. Устройство аварийного питания для летательного аппарата по п. 1, в котором указанный воздухозаборный канал (5) содержит, по меньшей мере, одну створку (19) впуска и/или выпуска воздуха, подвижную регулируемым образом между закрытым и открытым положением.

4. Устройство аварийного питания для летательного аппарата по п. 3, в котором указанное устройство аварийного питания (3) содержит блок управления (33), связанный с устройством-генератором (31) энергии для летательного аппарата, с упомянутым вспомогательным приводным устройством (28, 29) и упомянутой створкой (19) впуска и/или выпуска воздуха, выполненной с возможностью управления устройством (3) путем автоматического регулирования потребной энергии.

5. Летательный аппарат, снабженный устройством аварийного питания (3) по п. 1, в котором устройство-генератор (31) энергии представляет собой генератор электрической энергии летательного аппарата.

6. Летательный аппарат по п. 5, в котором вспомогательное приводное устройство (28, 29) представляет собой устройство с трубкой Вентури (28), питаемое от источника воздуха (29) летательного аппарата и расположенное или образованное в воздухозаборном канале (5) для привода указанной турбины (25).

7. Летательный аппарат по п. 5, в котором воздухозаборный канал (5) содержит вход (9), образованный в корпусе фюзеляжа (7) летательного аппарата, основную часть (11), образованную в корпусе фюзеляжа (7) летательного аппарата, и выход (13), образованный в корпусе фюзеляжа, причем указанный вход и/или указанный выход снабжен створкой (19, 37) выпуска воздуха и выходит на поверхность корпуса фюзеляжа (7).

8. Летательный аппарат по п. 5, в котором указанный генератор связан с устройством ВСУ летательного аппарата или с двигателем, посредством колеса с обгонной муфтой, чтобы обеспечить привод генератора от двигателя, в нормальном режиме, и оставить его приводимым от турбины, в случае отказа.

9. Применение генератора (31) электрической энергии для летательного аппарата (1), в качестве аварийного источника электроэнергии для летательного аппарата, причем указанный генератор (31) выполнен с возможностью быть приводимым посредством, по меньшей мере, турбины (25), расположенной в воздухозаборном канале (5) летательного аппарата для привода посредством относительного ветра V при полете летательного аппарата, в котором указанная турбина (25) и/или указанный генератор (31) связан/ы или сопряжен/ы, по меньшей мере, с одним вспомогательным приводным устройством (28, 29) этой турбины и/или этого генератора, причем указанное вспомогательное приводное устройство (28, 29) представляет собой устройство с трубкой Вентури (28), питаемое от источника воздуха (29) и расположенное или образованное в воздухозаборном канале (5) для привода указанной турбины (25).



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к устройству и способу электрического питания летательного аппарата на земле. Устройство содержит два электрических генератора/стартера, вспомогательную силовую установку, сеть электрического руления с электрическими двигателями приводов колес, сеть электрического питания летательного аппарата, средства селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления, подключенных определенным образом.

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.

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).

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 вспомогательной силовой установке (ВСУ) летательного аппарата. Дренажная мачта (13) для слива жидкостей из отсека (11) ВСУ летательного аппарата имеет первый конец (15), присоединенный к отсеку (11) ВСУ, и второй конец (17) для выпускания жидкостей в атмосферу. Дренажная мачта (13) сконфигурирована по меньшей мере с выпускным сектором (21) на конце дренажной мачты (13), имеющим площади поперечного сечения, убывающие по направлению ко второму концу (17). Площадь начального поперечного сечения упомянутого выпускного сектора (21) является меньшей, чем площадь любого поперечного сечения дренажной мачты (13), более близкого к первому концу (15). Изобретение повышает способность к сливу из отсека ВСУ как при высоком, так и при низком давлении внутри отсека. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 15 ил.
Наверх