Система питания воздухом вспомогательной силовой установки в летательном аппарате

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.

 

Область техники

Изобретение относится к области вспомогательных силовых установок на борту летательных аппаратов и, в частности, к области систем питания воздухом указанных установок.

Предшествующий уровень техники

Летательный аппарат содержит несколько источников мощности, в том числе:

- главные двигатели, которые обеспечивают движение летательного аппарата,

- вспомогательный двигатель, называемый вспомогательной силовой установкой или ВСУ, функцией которой является генерирование не движущей энергии (например, электрическое питание, пневматическое и гидравлическое давление, кондиционирование и т.д.) для летательного аппарата на земле, когда главные двигатели не в состоянии этого делать, или которая используется для экономии топлива летательного аппарата, и

- резервный источник мощности, функцией которого является обеспечение резервной электрической энергией критических элементов летательного аппарата (рули и инструменты управления полетом) в случае выхода из строя других источников мощности.

Летательные аппараты могут соответствовать классификации, называемой ETOPS, что является сокращением от английского «extended twin-engine operations» (полеты повышенной дальности двухдвигательных воздушных судов), которая разрешает им летать по воздушному маршруту, содержащему сектора, находящиеся на расстоянии более часа лета от запасного аэропорта. Для этого, кроме всего прочего, летательный аппарат должен быть оборудован вспомогательной силовой установкой ВСУ, которую можно запускать в холодном состоянии на очень большой высоте, то есть от 11900 метров (39000 футов) до 12500 метров (41000 футов) в зависимости от самолета-носителя.

Для некоторых летательных аппаратов, летающих на более значительных высотах до 15500 метров (51000 футов), желательно, увеличить этот потолок, чтобы ограничить влияние отказа главных двигателей во время полета.

Вспомогательная силовая установка включает в себя газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания с петлевым движением газов, связанную с системой подачи воздуха и топлива.

Однако такой газотурбинный двигатель трудно запустить на высоте, так как на высоте воздух содержит мало кислорода, и топливо является холодным, то есть его воспламенение затруднено. По этой причине необходимо поддерживать окно зажигания, то есть совокупность параметров, таких как содержание кислорода, давление, температура и расход воздуха, которые необходимо контролировать для обеспечения воспламенения топлива в течение достаточно длительного времени, чтобы газотурбинный двигатель вспомогательной силовой установки разгонялся, то есть выдавал достаточно энергии для приведения в действие установки.

Чем больше высота полета летательного аппарата, тем уже окно зажигания установки и тем труднее его обнаруживать и поддерживать.

Раскрытие изобретения

Изобретение направлено на устранение, по меньшей мере, одного из вышеупомянутых недостатков и создание системы питания воздухом вспомогательной силовой установки, облегчающей запуск вспомогательной силовой установки на высоте.

В связи с этим объектом изобретения является система питания воздухом вспомогательной силовой установки летательного аппарата, содержащего герметизированную кабину и вспомогательную силовую установку, снабженную камерой сгорания топлива, включающая в себя:

- канал питания воздухом вспомогательной силовой установки,

- блок управления расходом воздуха, поступающего во вспомогательную силовую установку, и

- клапан впуска воздуха снаружи в летательный аппарат, расположенный на входе канала питания и открыванием которого управляет блок управления,

причем система дополнительно содержит контур подачи воздуха, поступающего из герметизированной кабины, в канал питания вспомогательной силовой установки.

Преимущественно, но необязательно, система питания воздухом в соответствии с изобретением может иметь по меньшей мере одну из следующих особенностей:

- система находится в летательном аппарате, дополнительно содержащем контур удаления воздуха из кабины наружу летательного аппарата, причем контур подачи воздуха соединен с контуром удаления воздуха наружу летательного аппарата через распределительный клапан, открыванием которого управляет блок управления для отбора части воздушного потока, циркулирующего в контуре удаления, и содержит на выходе сопло для нагнетания указанной части в канал питания вспомогательной силовой установки,

- распределительный клапан выполнен с возможностью отбора из воздушного потока, циркулирующего в контуре удаления, части, непрерывно меняющейся между первой частью, когда отбирается весь воздушный поток, и второй частью, когда отбирается нулевая часть,

- блок управления выполнен с возможностью управления открыванием клапана впуска наружного воздуха и открыванием распределительного клапана в зависимости от фазы работы вспомогательной силовой установки,

- блок управления выполнен с возможностью управления открыванием клапана впуска наружного воздуха и открыванием распределительного клапана в зависимости от скорости вращения вращающегося вала вспомогательной силовой установки.

Объектом изобретения также является летательный аппарат, содержащий герметизированную кабину, вспомогательную силовую установку и систему питания воздухом вспомогательной силовой установки в соответствии с изобретением.

Наконец, объектом изобретения является способ питания воздухом вспомогательной силовой установки, снабженной камерой сгорания топлива, в летательном аппарате, содержащем герметизированную кабину и систему питания воздухом в соответствии с изобретением, при этом питание воздухом вспомогательной силовой установки включает в себя по меньшей мере питание воздухом, поступающим снаружи летательного аппарата, и питание воздухом, отбираемым из герметизированной кабины, причем частями воздуха, поступающего снаружи, и воздуха, отбираемого из герметизированной кабины, управляют в зависимости от фазы работы вспомогательной силовой установки.

Преимущественно, но необязательно, способ может иметь также по меньшей мере одну из следующих особенностей:

- частями воздуха, поступающего снаружи летательного аппарата, и воздуха, отбираемого из герметизированной кабины, управляют в зависимости от скорости вращения вращающегося вала вспомогательной силовой установки;

- во время фазы запуска вспомогательной силовой установки питание воздухом указанной установки осуществляют только посредством воздуха, отбираемого из герметизированной кабины; и

- во время переходной фазы между фазой запуска и фазой установившейся работы питание воздухом вспомогательной силовой установки включает в себя увеличивающийся расход воздуха, поступающего снаружи, и увеличивающийся расход воздуха, поступающего из герметизированной кабины;

- во время фазы установившейся работы питание воздухом вспомогательной силовой установки осуществляют только из герметизированной кабины, или осуществляют частично из кабины и частично наружным воздухом.

Другие особенности, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из последующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показан летательный аппарат, снабженный системой питания воздухом вспомогательной силовой установки согласно варианту осуществления изобретения, схематичный вид;

на фиг. 2 - основные этапы способа питания воздухом вспомогательной силовой установки согласно варианту осуществления изобретения.

Варианты осуществления изобретения

На фиг. 1 показан летательный аппарат 1, содержащий герметизированную кабину 10, например пассажирский салон. Под герметизированной кабиной следует понимать кабину, давление воздуха в которой повышают по отношению к наружному воздуху, в частности, когда летательный аппарат совершает полет.

Кроме того, летательный аппарат содержит контур 11 удаления воздуха, содержащегося в кабине, наружу летательного аппарата, содержащий, в частности, клапан 12 для удаления воздуха наружу для обеспечения замены воздуха, содержащегося в кабине.

Определенный воздушный поток, зависящий от размера кабины, постоянно проходит в этом контуре и удаляется, чтобы обеспечивать замену воздуха, содержащегося в кабине.

Летательный аппарат также включает в себя вспомогательную силовую установку 2, которая содержит камеру сгорания топлива, турбину, приводящую в действие компрессор через вращающийся трансмиссионный вал, схематично показанную на чертеже под ссылочным обозначением 21, выхлопное сопло 22 и канал 23 для удаления газов.

Вспомогательная силовая установка также содержит контур питания топливом (не показан) и систему 3 питания воздухом.

Эта система содержит канал 30 питания воздухом вспомогательной силовой установки на входе этой установки и клапан 31 впуска воздуха снаружи летательного аппарата, установленный на входе канала 30, для подачи воздуха во вспомогательную силовую установку.

Система дополнительно содержит блок 4 управления, выполненный с возможностью управления открыванием клапана 31 для регулирования расхода наружного воздуха, питающего вспомогательную силовую установку.

Наконец, система 3 питания воздухом вспомогательной силовой установки содержит также контур 32 подачи воздуха, отбираемого из герметизированной кабины, в канал 30 питания вспомогательной силовой установки. Этот контур содержит распределительный клапан 33, обеспечивающий его соединение с контуром 11 удаления воздуха из герметизированной кабины, и сопло 34 подачи воздуха, отбираемого из герметизированной кабины, в канал 30 питания.

Предпочтительно блок 4 управления выполнен также с возможностью управления открыванием распределительного клапана 33 в нескольких конфигурациях, чтобы менять отбираемую часть воздуха воздушного потока, циркулирующего в контуре удаления, между так называемой закрытой конфигурацией клапана, в которой из контура удаления отбирается нулевой воздушный поток, и второй так называемой открытой конфигурацией, в которой из контура удаления отбирается весь воздушный поток для питания вспомогательной силовой установки.

Предпочтительно часть воздуха, отбираемая из контура удаления, непрерывно меняется между открытой и закрытой конфигурациями распределительного клапана 33.

Таким образом, вспомогательная силовая установка может одновременно использовать питание наружным воздухом, который во время полета летательного аппарата характеризуется низким содержанием кислорода и холодный, но может иметь большой расход, и питание воздухом из кабины, который имеет более высокое содержание кислорода и находится при более высокой температуре, хотя имеет и меньший расход.

Предпочтительно блок 4 управления управляет открыванием клапана 31 впуска наружного воздуха и распределительного клапана 33 в зависимости от фазы работы вспомогательной силовой установки ВСУ 2. Действительно, во время своего запуска установка ВСУ 2 не требует большого расхода воздуха, и, кроме того, этот расход необходимо контролировать, чтобы обеспечивать достаточно большое окно запуска. Если же установка ВСУ запущена и работает, расход воздуха, необходимый для ее работы, является более значительным.

Таким образом, блок управления выполнен с возможностью осуществления способа питания воздухом вспомогательной силовой установки, который описан далее со ссылками на фиг. 2.

Во время запуска 100 для зажигания камеры сгорания вспомогательной силовой установки блок 4 управления управляет клапаном 31 таким образом, чтобы он оставался закрытым, и открывает клапан 33, чтобы все питание воздухом установки ВСУ обеспечивалось из кабины. Часть воздуха, отбираемая из контура 11 удаления, меняется в зависимости от размеров летательного аппарата и его различных элементов. В ситуации, когда запуск установки ВСУ происходит, тогда как летательный аппарат производит полет на высоте, воздух, поступающий из кабины, облегчает этот запуск, так как он содержит больше кислорода и имеет более высокую температуру, чем наружный воздух (например, порядка 20°C, тогда как наружный воздух имеет отрицательную температуру).

В переходном режиме 200, как только в камере сгорания вспомогательной силовой установки 2 произошло зажигание, и она начинает разгоняться, блок 4 управления может постепенно открывать клапан 31 и клапан 33 для увеличения расхода воздуха, поступающего одновременно из кабины и из наружной атмосферы.

Наконец, в установившемся режиме 300, согласно первому варианту осуществления 310, блок 4 управления может постепенно закрыть распределительный клапан 33, чтобы воздух, питающий вспомогательную силовую установку, поступал исключительно снаружи, и в этом случае из контура 11 удаления отбирается нулевое количество воздуха.

В варианте 320 блок управления может удерживать оба клапана 31 и 33 открытыми, чтобы воздух, питающий вспомогательную силовую установку, включал в себя одновременно наружный воздух и воздух, отбираемый из кабины 10.

Предпочтительно для повышения точности управления клапанами 31 и 33 их управление блоком управления автоматически регулируется по скорости вращения вращающегося вала вспомогательной силовой установки.

Таким образом, система согласно изобретению облегчает запуск вспомогательной силовой установки летательного аппарата, когда он находится в полете и, в частности, когда он находится на высоте в атмосфере с низким содержанием воздуха, так как питание воздухом во время запуска происходит при слабом расходе и при содержании кислорода, более высоком, чем содержание кислорода в атмосферном воздухе. При этом облегчается зажигание.

1. Система (3) питания воздухом вспомогательной силовой установки (2) летательного аппарата (1), содержащего герметизированную кабину (10), контур (11) удаления воздуха из кабины наружу летательного аппарата и вспомогательную силовую установку (2), снабженную камерой сгорания топлива, включающая 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 и открыванием которого управляет блок (4) управления,

- контур (32) подачи воздуха, поступающего из герметизированной кабины, в канал питания вспомогательной силовой установки,

причем контур (32) подачи воздуха соединен с контуром (11) удаления воздуха наружу летательного аппарата через распределительный клапан (33), открыванием которого управляет блок (4) управления для отбора части воздушного потока, циркулирующего в контуре (11) удаления, и содержит на выходе сопло (34) для нагнетания указанной части в канал (30) питания вспомогательной силовой установки (2).

2. Система (3) по п. 1, в которой распределительный клапан (33) выполнен с возможностью отбора из воздушного потока, циркулирующего в контуре (11) удаления, части, непрерывно меняющейся между первой частью, когда отбирается весь воздушный поток, и второй частью, когда отбирается нулевая часть.

3. Система (3) по любому из п. 1 или 2, в которой блок (4) управления выполнен с возможностью управления открыванием клапана (12) впуска наружного воздуха и открыванием распределительного клапана (33) в зависимости от фазы работы вспомогательной силовой установки (2).

4. Система (3) по п. 3, в которой блок (4) управления выполнен с возможностью управления открыванием клапана (31) впуска наружного воздуха и открыванием распределительного клапана (33) в зависимости от скорости вращения вращающегося вала вспомогательной силовой установки (2).

5. Летательный аппарат (1), содержащий герметизированную кабину (10) и вспомогательную силовую установку (2), отличающийся тем, что дополнительно содержит систему (3) питания воздухом вспомогательной силовой установки по п. 1.

6. Способ питания воздухом вспомогательной силовой установки (2), снабженной камерой сгорания топлива, в летательном аппарате (1), содержащем герметизированную кабину (10) и систему (3) питания воздухом по п. 1, отличающийся тем, что питание воздухом вспомогательной силовой установки (2) включает в себя по меньшей мере одно из питания воздухом, поступающим снаружи летательного аппарата, и питания воздухом, отбираемым из герметизированной кабины (10), причем частями воздуха, поступающего снаружи, и воздуха, отбираемого из герметизированной кабины, управляют в зависимости от фазы работы вспомогательной силовой установки (2).

7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что частями воздуха, поступающего снаружи летательного аппарата, и воздуха, отбираемого из герметизированной кабины, управляют в зависимости от скорости вращения вращающегося вала вспомогательной силовой установки.

8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что:

- во время фазы (100) запуска вспомогательной силовой установки (2) питание воздухом указанной установки осуществляют только посредством воздуха, отбираемого из герметизированной кабины (10), и

- во время переходной фазы (200) между фазой запуска и фазой (300) установившейся работы питание воздухом вспомогательной силовой установки (2) включает в себя увеличивающийся расход воздуха, поступающего снаружи, и увеличивающийся расход воздуха, поступающего из герметизированной кабины (10).

9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что во время фазы (300) установившейся работы питание воздухом вспомогательной силовой установки (2) осуществляют только из герметизированной кабины или осуществляют частично из кабины и частично наружным воздухом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Система теплообмена построена на основе регенерации тепла отработавших газов посредством вращающегося роторного теплообменника каркасного типа, установленного внутри корпуса двигателя между патрубком подвода от компрессора сжатого воздуха и патрубком отвода отработавших газов и соответствующими внутренними холодной и горячей полостями и соответственно для подвода сжатого воздуха в камеру сгорания и отвода отработавшего газа от рабочей турбины.

Конструкция турбомашины с теплообменником, интегрированным в выпускной газовоздушный тракт (10) потока горячих газов (1) турбомашины, отличающаяся тем, что элементы теплообмена (60, 60а-60i; 9), установленные в одном из элементов (11, 14, 14а, 14b, 15, 16, 16а, 16b, 18, 18а, 18с) выпускного газовоздушного тракта (10), выполнены с возможностью направлять часть потока горячих газов (1), проходящую через элементы теплообмена, с последующим использованием остаточной тепловой энергии указанной части потока горячих газов (1) для увеличения мощности на валу (30, 31) турбомашины (20, 20а, 20b), оставляя большую часть потока горячих газов (1) невозмущенной.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбокомпрессорных установок с замкнутым термодинамическим циклом Брайтона.

Когенерационная газотурбинная энергетическая установка содержит компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, газовую турбину высокого давления и газовую турбину низкого давления, имеющие между собой газовую связь, теплофикационное устройство и основной электрический генератор, подсоединенный к газовой турбине высокого давления и используемый в качестве полезной нагрузки.

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению и может быть использовано на магистральных газопроводах для транспортировки газа и производства электрической энергии на базе установок бинарного цикла с комбинированным применением газотурбинных и паротурбинных установок.

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.

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.

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.

Изобретение относится к авиации и касается панелей жесткости. Панель жесткости содержит оболочку и удлиненный элемент жесткости.

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.

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.

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 к силовым установкам. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в корпусе воздухозаборника, имеющую в нижней части панельку (13).

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

Наверх