Дренажная мачта отсека вспомогательной силовой установки летательного аппарата

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к вспомогательной силовой установке летательного аппарата, а более точно - к дренажной мачте отсека вспомогательной силовой установки летательного аппарата.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Известные дренажные системы вспомогательной силовой установки (ВСУ) летательного аппарата содержат мачту для эвакуации любой жидкости, накопленной в отсеке ВСУ, в атмосферу самотеком.

Одним из эффектов вентиляции отсека ВСУ, типично вызываемых механизмом струйного насоса, сформированным самим ВСУ, является разрежение (меньшее давление в отсеке ВСУ, чем снаружи), вырабатываемое в отсеке ВСУ.

Некоторые из недостатков влияния давления в дренажной системе главным образом имеют отношение к затруднениям подпитки дренажной мачты. То есть пропускная способность слива мачты достаточна, как только она работает полностью заполненная жидкостью, однако если поглощение воздуха в отсек ВСУ начинается до того, как мачта заполнена жидкостью, так как в отсеке ВСУ более низкое давление, чем снаружи, напор, вызванный потоком воздуха, препятствует потоку жидкости, и вполне может случаться, что мачта никогда не станет заполненной или залитой. Скорее, типично воздух, поступающий в отсек ВСУ, почти полностью не допускает никакой выходной поток жидкости до тех пор, пока высота жидкости внутри отсека ВСУ не является достаточной, чтобы уравновесить всасывание в отсеке ВСУ, делая мачту неэффективной. Как только высота достигнута, всего лишь уменьшенное поперечное сечение мачты будет полезным для слива, и в дополнение высота жидкости в отсеке ВСУ будет такой же большой, какая достигалась бы без дренажной мачты.

US 5996938 предлагает дренажную систему, содержащую дренажную трубу, которая находится в сообщении по текучей среде на своем верхнем конце с площадкой сбора жидкости, а на своем нижнем конце - с обратным клапаном, избирательно открываемым и установленным как можно ближе к забортному дренажному отверстию летательного аппарата. Жидкости, собранные площадкой сбора, гравитационно направляются к верхнему концу дренажной трубки. Обратный клапан выполнен с возможностью открываться для слива текучей среды из трубы за дренажное отверстие, когда величина напора текучей среды выше по потоку от обратного клапана превышает давление текучей среды на дренажном отверстии вследствие условий эксплуатации летательного аппарата. Эта дренажная система, поэтому, является зависящей от упомянутого обратного клапана.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы предоставить дренажную мачту, способную к сливу из отсека ВСУ летательного аппарата, как когда давление внутри отсека ВСУ является более высоким, чем давление вне отсека ВСУ, так и когда давление вне отсека ВСУ является более высоким, чем давление внутри ВСУ, без какого бы то ни было активного устройства регулирования давления.

В одном из аспектов эта и другая цели достигаются дренажной мачтой с первым концом, присоединенным к отсеку ВСУ, и вторым концом для выпускания жидкостей в атмосферу; дренажная мачта является сконфигурированной по меньшей мере с сектором, имеющим площади поперечного сечения, убывающие по направлению ко второму концу; площадь начального поперечного сечения упомянутого сектора является меньшей, чем площадь любого поперечного сечения дренажной мачты ближе к первому концу.

Упомянутый сектор может быть всей дренажной мачтой, сектором, расположенным во второй половине дренажной мачты, или выпускным сектором на конце дренажной мачты.

В варианте осуществления, в котором упомянутый сектор является выпускным сектором и дренажная мачта скомпонована под острым углом относительно горизонтальной плоскости на первом конце, выпускной сектор содержит внутренний барьер на нижней стенке, который полностью загораживает часть поперечных сечений вдоль выпускного сектора. Производительность и эксплуатационные характеристики дренажной мачты согласно этому варианту осуществления зависят от отношения между площадями конечного и начального поперечного сечения выпускного сектора.

Преимущественно упомянутое отношение заключено между 0,5-0,8.

В варианте осуществления, в котором упомянутый сектор является выпускным сектором и дренажная мачта скомпонована под острым углом относительно горизонтальной плоскости на первом конце, выпускной сектор содержит внутренний барьер, который делит выпускной сектор на верхний выпускной подсектор непосредственно под верхней стенкой и нижний выпускной подсектор непосредственно над нижней стенкой. Производительность и эксплуатационные характеристики дренажной мачты согласно этому варианту осуществления зависят от отношения между площадями конечного и начального поперечного сечения верхнего выпускного подсектора и нижнего выпускного подсектора.

Преимущественно упомянутое отношение заключено между 0,2-0,4.

Преимущественно упомянутый внутренний барьер имеет коническую форму и скомпонован со своим основанием в центральном положении в выходном поперечном сечении выпускного сектора на втором конце.

В варианте осуществления, в котором упомянутый сектор является выпускным сектором, выпускной сектор сконфигурирован обтекаемой формой сопла, так что линии тока жидкости на втором конце очень близко параллельны оси дренажной мачты. Производительность и эксплуатационные характеристики дренажной мачты, сконфигурированной как сопло, согласно этому варианту осуществления зависят от отношений между эффективными диаметрами и площадями конечного и начального поперечного сечения сопла.

Преимущественно упомянутое сопло имеет заканчивающуюся куполом прямоугольную форму или овальную форму на втором конце, и упомянутые отношения заключены соответственно между 0,8-0,90 и 0,6-0,8.

В еще одном аспекте вышеупомянутая цель достигается летательным аппаратом, содержащим дренажную мачту с вышеупомянутыми признаками.

Другие желательные признаки и характеристики изобретения станут очевидными из последующего подробного описания изобретения и прилагаемой формулы изобретения в изложении по прилагаемым чертежам.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг.1 - схематический вид сбоку известной дренажной системы отсека ВСУ летательного аппарата.

Фиг.2 - схематический вид сбоку дренажной системы отсека ВСУ летательного аппарата согласно первому варианту осуществления изобретения, а фиг.2a - увеличенный вид спереди выпускного сектора дренажной мачты.

Фиг.3a и 3b - схематические виды сбоку двух ситуаций дренажной системы отсека ВСУ летательного аппарата согласно первому варианту осуществления изобретения, когда атмосферное давление является более высоким, чем давление внутри отсека ВСУ.

Фиг.4 - схематический вид сбоку дренажной системы отсека ВСУ летательного аппарата согласно второму варианту осуществления изобретения, а фиг.4a - увеличенный вид спереди выпускного сектора дренажной мачты.

Фиг.5a и 5b - схематические виды сбоку двух ситуаций дренажной системы отсека ВСУ летательного аппарата согласно второму варианту осуществления изобретения, когда атмосферное давление является более высоким, чем давление внутри отсека ВСУ.

Фиг.6 - вид в перспективе выпускного сектора дренажной мачты отсека ВСУ летательного аппарата, сконфигурированного как сопло. Фиг.7a - вид сзади сопла, а фиг.7b и 7c - виды спереди двух вариантов осуществления сопла.

Фиг.8 и 9 - виды сбоку двух дренажных мачт отсека ВСУ согласно другим вариантам осуществления изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фиг.1 иллюстрирует базовые компоненты известной дренажной системы отсека 11 ВСУ летательного аппарата, где накапливаются жидкости, веществ том числе обозначаемые как горючие: дренажная мачта 13 с первым концом 15, присоединенная к отсеку 11 ВСУ, и со вторым концом 17 для выпускания упомянутых жидкостей в атмосферу. Отсек 11 ВСУ обычно расположен в хвостовом коническом обтекателе летательного аппарата близко к фюзеляжу 8 и принимает жидкости от утечек из ВСУ 10.

В других конфигурациях нижняя стенка отсека ВСУ сама по себе находится в обшивке фюзеляжа.

Как показано на фиг.1, дренажная мачта 13 обычно скомпонована под острым углом α относительно фюзеляжа 9 в направлении потока воздуха (стрелка F).

Длина L дренажной мачты 13 и угол α наклона относительно воображаемой горизонтальной плоскости на первом конце 15 регулируют эффективную высоту Heff жидкости в отсеке 11 ВСУ согласно уравнению

ρg Heff=ρg(Ho+Lsin(α))=Pout-Pin,

Где ρ: плотность жидкости в условиях окружающей среды;

g: ускорение силы тяжести;

Heff: высота жидкости в отсеке 11 ВСУ, измеренная от второго конца 17 дренажной мачты 13;

Pout: давление вне отсека 11 ВСУ (атмосферное давление);

Pin: давление внутри отсека 11 ВСУ.

С другой стороны, Ho - высота жидкости в отсеке 11 ВСУ, измеренная от первого конца 15 дренажной мачты 13.

Основной идеей настоящего изобретения для заливки дренажной мачты 13, когда давление в отсеке 11 ВСУ более низкое, чем снаружи, является конфигурирование сектора дренажной мачты 13 с убывающими площадями поперечного сечения по сравнению с площадями поперечного сечения, заложенными выше по потоку вдоль дренажной мачты 13. Причина этого состоит в том, что скорость потока, поддерживаемая дренажной мачтой 13 выше по потоку от упомянутого сектора, в таком случае будет большей, чем упомянутый сектор может обеспечить, и, как результат, жидкость будет накапливаться вдоль дренажной мачты 13 выше по потоку от упомянутого сектора, таким образом заливая ее.

Поэтому, когда Pout>Pin, дренажная мачта 13 будет становиться залитой, когда Heff достаточно высока, чтобы компенсировать перепад давлений.

Далее опишем несколько вариантов осуществления настоящего изобретения со ссылкой на чертежи, показывающие фюзеляж летательного аппарата в качестве нижней стенки отсека 11 ВСУ, но изобретение также содержит варианты осуществления с отдельным отсеком 11 ВСУ, таким как на фиг.1. Обратимся к дренажной мачте 13, сконфигурированной в качестве трубы.

Фиг.2, 2a, 3a, 3b показывают вариант осуществления изобретения, где сектор дренажной мачты 13 с убывающими площадями поперечного сечения по сравнению с площадями поперечного сечения, обнаруживаемыми выше по потоку вдоль дренажной мачты 13, является выпускным сектором 21 и где упомянутые убывающие площади реализованы посредством необтекаемого внутреннего препятствия 31 на нижней стенке 21 выпускного сектора 21, полностью загораживающей часть проходного сечения у поперечных сечений непосредственно над нижней стенкой 20. Если Pout>Pin, поток воздуха, поступающий в дренажную мачту 13 по направлению к отсеку 11 ВСУ (стрелка F1), разделяется за препятствием 31, таким образом, образуется рециркуляционный жидкостный пузырь 32. Как результат, жидкость, падающая вдоль нижней стенки 16 дренажной мачты 13, становится удерживаемой там. Эта жидкость, в свою очередь, делает эффективную длину препятствия более протяженной, поэтому длина рециркуляции также возрастает, и так далее. Результат состоит в том, что эффективное сечение дренажной мачты 13, имеющееся в распоряжении для подсоса воздуха, имеет порядок неперегороженного выходного поперечного сечения, оставленного препятствием 31.

Как только этот канал для потока воздуха установлен при работе, жидкость будет заполнять оставшуюся часть поперечного сечения дренажной мачты (смотрите фиг.3a). Heff в таком случае достигает достаточно высокого уровня, чтобы преодолеть препятствие 31, и начинает слив из отсека 11 ВСУ, если не было подсоса воздуха. Однако силы давления, обусловленные подсосом воздуха, по-прежнему препятствуют переливанию жидкости через препятствие 31. Это является ростом Heff, который неизбежно дает уровень, достаточный для преодоления этих сил давления и, в заключение, предотвращает подсос воздуха. В этот момент заливка дренажной мачты 13 является полной, и дренажная система начинает работать на своей полной пропускной способности (смотрите фиг.3b), выпуская жидкость в атмосферу через полное, имеющееся в распоряжении проходное сечение (стрелка F2) второго конца 17 (выходное поперечное сечение). Ясно, что высота Heff жидкости, достигаемая, когда система начинает слив, является более низкой, чем у дренажной мачты 13 без препятствия 31, так как в первом случае Heff включает в себя эквивалентную высоту дренажной мачты 13, Lsin(α), таким образом, уменьшая высоту Ho внутри отсека 11 ВСУ.

Когда Pout>Pin, уменьшенная площадь выпускного сектора 21 влечет за собой снижение эффективности слива.

Фиг.4, 4a, 5a, 5b показывают вариант осуществления изобретения, где дренажная мачта 13 содержит внутреннее препятствие 33 в своем выходном секторе 21, делящее ее на верхний выпускной подсектор 41 и нижний выпускной подсектор 43. При этой конфигурации достигаются два эффекта. С одной стороны, состояние истечения жидкости получается гораздо раньше, чем дренажная мачта 13 становится залитой. Это так, потому что как только нижняя часть дренажной мачты 13 становится заполненной жидкостью, она вытекает через нижний выпускной подсектор 43 (стрелка F2), который теперь открыт (смотрите фиг.5a) в противоположность предыдущему варианту осуществления. С другой стороны, увеличенное свободное проходное сечение предоставляет возможность лучшей производительности во время выпуска без всасывания, поэтому приводя к меньшим гидравлическим диаметрам дренажной мачты 13 для одной и той же пропускной способности слива.

Динамика дренажной мачты 13 согласно этому варианту осуществления является отчасти более сложной, чем у предыдущего варианта осуществления и у пустой дренажной мачты. Сложность возрастает вследствие возможности двух режимов работы, а именно частично залитого режима и полностью залитого режима.

Последний является режимом, в котором полное сечение дренажной мачты 13 является сливающим жидкость (смотрите фиг.5b). Этот режим обеспечивает максимальную пропускную способность слива мачты для данной эффективной высоты Heff жидкости в отсеке 11 ВСУ.

В частично залитом режиме только нижний выпускной подсектор 43 является выпускающим жидкость (смотрите фиг.5a). Воздух (стрелка F1) не предохраняется от поступления в отсек 11 ВСУ, но он в общих чертах течет только через верхнюю полусекцию дренажной мачты 13, нижняя полусекция заполняется потоком жидкости (стрелка F2) из отсека 11 ВСУ.

Общее развитие, когда Pout>Pin, является следующим. Вначале, когда жидкость отсутствует в дренажной мачте 13, поток воздуха поступает как через верхнюю выпускную подсекцию 41, так и через нижнюю выпускную подсекцию 43. Когда начинается утечка жидкости внутри отсека, высота жидкости в отсеке 11 ВСУ начинает расти, так как нет вытекания жидкости через дренажную мачту 13.

Однако когда высота Ho жидкости в отсеке 11 ВСУ достигает нескольких сантиметров выше первого конца 15 дренажной мачты 13, воздух предохраняется от течения выше по потоку дренажной мачты 13 через нижний выпускной подсектор 43, поэтому устанавливается канал жидкости, который непрерывно изливает жидкость, хотя дренажная мачта еще не полностью залита, то есть еще есть всасывание воздуха. Этот выходной поток низок вследствие как пониженной высоты, так и уменьшенной площади выходного поперечного сечения нижнего выпускного подсектора 43. Однако он эффективен в поддержании низкого уровня Ho жидкости в отсеке 11 ВСУ для низких скоростей утечки, несмотря на всасывание воздуха. Для больших скоростей потока утечки уровень жидкости в отсеке 11 ВСУ продолжает рост, хотя с более медленной скоростью, чем при запуске системы. Когда высота Ho жидкости достигает уровня, необходимого для уравновешивания всасывания Pout-Pin, дренажная мачта 13 становится полностью залитой. Затем скорость потока слива из отсека 11 ВСУ через дренажную мачту 13 значительно увеличивается. Теперь возникают две возможности согласно тому, является ли скорость потока слива в полностью залитом режиме большей или меньшей, чем скорость потока утечки жидкости. Если скорость потока утечки является большей, чем скорость потока слива в полностью залитом режиме, высота Ho жидкости будет продолжать расти. Поскольку скорость потока слива пропорциональна высоте, уровень Ho жидкости будет возрастать до тех пор, пока скорость потока слива не уравновешивает утечку, окончательно достигая установившегося состояния без всасывания воздуха. С другой стороны, если скорость потока слива в полностью залитом режиме является большей, чем скорость потока утечки, то, как только мачта становится полностью залитой, уровень Ho жидкости начнет снижаться до тех пор, пока всасывание воздуха F1 не устанавливается вновь через верхний выпускной подсектор 41. Дренажная мачта 13 в таком случае снова возвращается к работе в частично залитом режиме, то есть с только нижним выпускным подсектором 43, выливающим жидкость. Скорость потока слива снижается, значит, если новая скорость потока слива является большей, чем скорость потока утечки, уровень Ho жидкости начинает возрастать еще раз до тех пор, пока мачта не успевает стать полностью залитой, и цикл повторяется снова и снова.

Фиг.6 показывает вариант осуществления, где выпускной сектор 21 дренажной мачты 13 сконфигурирован в качестве обтекаемого сопла с площадью поперечного сечения, постепенно убывающей от его начала круглой формы к его концу уплощенной формы.

Фиг.7b и 7c показывают два примера конечного поперечного сечения сопла, имеющего соответственно заканчивающуюся куполом прямоугольную форму и овальную форму. Начальное поперечное сечение в обоих случаях было бы круглым сечением, показанным на фиг.7a.

В одном из вариантов осуществления эффективный диаметр De конечного поперечного сечения сопла (De=(4xA/π)1/2, A является площадью конечного поперечного сечения) заключен между 80-90% диаметра D начального круглого сечения и площадь конечного поперечного сечения заключена между 60-80% площади начального поперечного сечения.

Этот вариант осуществления дает лучшее время выпуска, чем вышеупомянутые варианты осуществления, для данной площади выходного сечения в выпускном секторе 21.

Фиг.8 показывает вариант осуществления дренажной мачты 13, сконфигурированной коленчатой формы, где сектор с убывающими площадями поперечного сечения является концевым патрубком 51.

Фиг.9 показывает вариант осуществления, где вся дренажная мачта 13 сконфигурирована с убывающими площадями поперечного сечения от первого конца 15 до второго конца 17.

Хотя настоящее изобретение было описано в связи с различными вариантами осуществления, из описания изобретения будет понятно, что различные комбинации элементов, варианты или усовершенствования в нем могут быть осуществлены и находятся в пределах объема изобретения.

1. Дренажная мачта (13) для слива жидкостей из отсека (11) ВСУ летательного аппарата с первым концом (15), присоединенным к отсеку (11) ВСУ, и вторым концом (17) для выпускания упомянутых жидкостей в атмосферу, отличающаяся тем, что 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), и тем, что площадь начального поперечного сечения упомянутого выпускного сектора (21) является меньшей, чем площадь любого поперечного сечения дренажной мачты (13), более близкого к первому концу (15).

2. Дренажная мачта (13) по п.1, при этом вся дренажная мачта (13) имеет площадь поперечного сечения, убывающую по направлению ко второму концу (17).

3. Дренажная мачта (13) по п.1, при этом дренажная мачта (13) сконфигурирована коленчатой формы в направлении потока воздуха, и при этом упомянутый сектор является концевым патрубком (51).

4. Дренажная мачта (13) по п.1, при этом дренажная мачта (13) скомпонована под острым углом (α) относительно горизонтальной плоскости на упомянутом первом конце (15) в направлении потока воздуха.

5. Дренажная мачта (13) по п.4, в которой упомянутый выпускной сектор (21) содержит внутренний барьер (31, 33).

6. Дренажная мачта (13) по п.5, в которой внутренний барьер (31) полностью преграждает часть поперечных сечений вдоль нижней стенки (20) выпускного сектора (21).

7. Дренажная мачта (13) по п.6, в которой отношение между площадями конечного и начального поперечного сечения выпускного сектора (21) заключено между 0,5-0,8.

8. Дренажная мачта (13) по п.5, в которой внутренний барьер (33) делит выпускной сектор (21) на верхний выпускной подсектор (41) непосредственно под верхней стенкой и нижний выпускной подсектор (43) непосредственно над нижней стенкой.

9. Дренажная мачта (13) по п.8, в которой отношение между площадями конечного и начального поперечного сечения верхнего выпускного подсектора (41) и нижнего выпускного подсектора (43) заключено между 0,2-0,4.

10. Дренажная мачта (13) по п.9, в которой упомянутый внутренний барьер (33) имеет коническую форму и размещен своим основанием в центральном положении выпускного сектора (21) на втором конце (17).

11. Дренажная мачта (13) по п.1, в которой выпускной сектор (21) сконфигурирован с обтекаемой формой сопла, так что линии тока жидкости на втором конце (17) очень близко параллельны оси дренажной мачты (13).

12. Дренажная мачта (13) по п.11, в которой выпускной сектор (21) имеет заканчивающуюся куполом прямоугольную форму на втором конце (17) или овальную форму на втором конце (17).

13. Дренажная мачта (13) по п.12, в которой отношение между эффективным диаметром De конечного поперечного сечения и диаметром D начального поперечного сечения выпускного сектора (21) заключено между 0,8-0,9 и/или при этом отношение между площадями конечного и начального поперечного сечения выпускного сектора (21) заключено между 0,6-0,8.

14. Отсек вспомогательной силовой установки (ВСУ), содержащий дренажную мачту по любому из пп.1-13.

15. Летательный аппарат, содержащий дренажную мачту (13) по любому из пп.1-13.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта. В первом варианте двигатель воздушного винта установлен на переднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном предкрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между предкрылком и передним лонжероном крыла. Во втором варианте двигатель воздушного винта установлен на заднем лонжероне крыла таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном и закрылком. В третьем варианте двигатель воздушного винта установлен на лонжероне закрылка таким образом, что при выпущенном закрылке плоскость вращения воздушного винта располагается между задним лонжероном крыла и закрылком. Группа изобретений направлена на повышение надежности уборки воздушного винта. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиации и касается панелей жесткости. Панель жесткости содержит оболочку и удлиненный элемент жесткости. При этом элемент жесткости содержит желобок, проходящий в продольном направлении и образующий вместе с оболочкой полость. Причем панель содержит средство накопления и возвращения электрической энергии, расположенное внутри полости. Во время изготовления панели оболочку наносят на средство накопления и возвращения электрической энергии так, чтобы желобок элемента жесткости и оболочка образовали вместе полость. Достигается снижение массы и объема конструкции. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок вертолетов. Вертолет содержит вспомогательный двигатель, подключенный с возможностью непосредственного участия в подаче механической или электрической движущей и электрической недвижущей энергии летальному аппарату. Конструкция подвода энергии содержит бортовую электрическую сеть (2), два главных двигателя (5а, 5b) и систему преобразования механической энергии в электрическую (6, 6а, 6b, 7) между главным редуктором ВТР (40) к органам приведения в движение (4, 41) и средствами приема электрической энергии, содержащими бортовую сеть (2) и силовую электронику (9) в соединении с стартерами (8) основных двигателей (5а, 5b). Конструкция содержит также силовой вспомогательный двигатель (3) для подачи электрической энергии средствам приема электрической энергии (2, 9) через систему преобразования энергии (6, 6а, 6b, 7) и средства механической связи (8а, 11а-11d) между вспомогательным двигателем (3, 0, 30) и по меньшей мере одним органом приведения в движение (4, 41). Достигается возможность подавать движущую и недвижущую энергию от вспомогательного двигателя в полете. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к вспомогательным силовым установкам летательных аппаратов. Способ снабжения дополнительной мощностью летательного аппарата заключается в использовании ВСУ (2) в аварийном режиме для подачи вспомогательной мощности жизненно важным системам летательного аппарата. Камеру сгорания (21) ВСУ (2) обеспечивают вспомогательным топливом (6) от специального источника (51) по независимой и отдельной циркуляции по меньшей мере в части, связанной со специальным источником (52), от базовой циркуляции (3). В качестве общего топлива (4) используют керосин, а в качестве вспомогательного топлива (6) используют водород, непосредственно хранящийся в твердом, жидком или газообразном состоянии в специальном источнике (51). Изобретение уменьшает массу летательного аппарата. 2 н. и, 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способу электрического питания летательного аппарата. Для питания электрических нагрузок летательного аппарата подают питание от главной силовой установки (MPS1, MPS2) класса двигателя в нормальном режиме ее работы с помощью распределительной шины (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) или от генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме, а также обеспечивается питание подсети аварийного питания (EEPDC) от независимого аварийного источника (S) энергии в случае неисправности генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме работы. Переключение питания осуществляется с помощью модуля управления, выполненного с возможностью управлять контакторами (С1-С18), которые осуществляют переключение источников питания. Обеспечивается безопасность полета летательного аппарата за счет различных вариантов его электрического питания. 6 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к вспомогательным силовым установкам летательных аппаратов. Система (3) питания воздухом вспомогательной силовой установки (2) летательного аппарата включает в себя канал (30) питания воздухом вспомогательной силовой установки, блок (4) управления расходом воздуха, поступающего во вспомогательную силовую установку, и клапан (31) впуска воздуха снаружи летательного аппарата, расположенный на входе канала (30) питания. Система дополнительно содержит контур (32) подачи воздуха, поступающего из герметизированной кабины, в канал питания вспомогательной силовой установки. Контур (32) подачи воздуха соединен с контуром (11) удаления воздуха наружу летательного аппарата через распределительный клапан (33). Клапаном управляет блок (4) управления для отбора части воздушного потока, циркулирующего в контуре (11) удаления. Контур (32) подачи воздуха на выходе содержит сопло (34) для нагнетания указанной части в канал (30) питания вспомогательной силовой установки (2). Изобретение облегчает запуск вспомогательной силовой установки на высоте. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу электроснабжения для пассажирского самолета в случае аварии. Для электроснабжения пассажирского самолета подключают заменяемые блоки, выполненные в виде тележки бортовой кухни, багажного или грузового контейнера в местную сеть электроснабжения потребителей или в сеть аварийного электроснабжения при необходимости. Обеспечивается возможность резервного энергоснабжения потребителей пассажирского самолета. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для управления сетью электрического питания летательного аппарата. Техническим результатом является снижение затрат энергии, повышение КПД. В способе и системе питания электрической энергией летательного аппарата, содержащего множество питаемых нагрузок (С1-С4) и систему питания, система питания включает в себя множество источников энергии (S1, S2, S3) и бортовой модуль (MG) управления энергией. Модуль (MG) управления энергией электрически соединен с упомянутыми источниками энергии (S1, S2, S3) и с упомянутыми питаемыми нагрузками (С1-С4). Модуль (MG) управления энергией управляет питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок (С1-С4) при помощи по меньшей мере двух разных параллельно соединенных источников энергии (S1, S2, S3) в случае увеличения потребности в энергии, при этом упомянутая нагрузка (С1-С4) изначально получает питание от единственного источника энергии (S1, S2, S3). 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к вспомогательной силовой установке летательного аппарата. Дренажная мачта для слива жидкостей из отсека ВСУ летательного аппарата имеет первый конец, присоединенный к отсеку ВСУ, и второй конец для выпускания жидкостей в атмосферу. Дренажная мачта сконфигурирована по меньшей мере с выпускным сектором на конце дренажной мачты, имеющим площади поперечного сечения, убывающие по направлению ко второму концу. Площадь начального поперечного сечения упомянутого выпускного сектора является меньшей, чем площадь любого поперечного сечения дренажной мачты, более близкого к первому концу. 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