Авиационная силовая установка с системой пожаротушения

Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к области вентиляции авиационной силовой установки.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Авиационная силовая установка включает в себя двигатель и гондолу, охватывающую этот двигатель, который, как правило, является газотурбинным двигателем. Гондола содержит картер в виде тела вращения, ограничивающий кольцевой тракт для прохождения воздушного потока вокруг двигателя, причем этот воздушный поток называют вторичным потоком в случае двухконтурного газотурбинного двигателя. Гондола образует вокруг картера первую кольцевую полость. Некоторые устройства силовой установки установлены в гондоле, то есть в вышеупомянутой кольцевой полости, и могут быть закреплены на ее картере. Как правило, наружная стенка гондолы содержит съемные капоты для обеспечения доступа к этим устройствам во время операции обслуживания.

Двигатель содержит кольцевой тракт для прохождения воздушного потока, называемого первичным потоком в случае двухконтурного газотурбинного двигателя. Двигатель содержит коаксиальные картеры в виде тел вращения, которые охвачены кольцевой стенкой, ограничивающей внутри тракт вторичного потока. Эта стенка проходит на расстоянии от картеров двигателя и образует вокруг них вторую кольцевую полость. Некоторые устройства установлены в этой второй кольцевой полости.

Устройства, установленные в полостях силовой установки, являются более или менее чувствительными к теплу и во время работы должны вентилироваться. В частности, это относится к бортовому вычислительному устройству или компьютеру типа ЕЕС, который позволяет, в частности, управлять приводами двигателя с целью оптимизации характеристик газотурбинного двигателя (FR-В1-2 960 912). Как правило, этот компьютер установлен в гондоле вместе с другими устройствами (коробка приводов агрегатов AGB (Accessory Gear Box),теплообменники и т.д.).

Для вентиляции внутренней полости гондолы она содержит воздухозаборник для забора воздуха во время полета, при этом поступающий воздух удаляется затем через выходную воздушную решетку гондолы. Однако на земле эта вентиляция практически не существует, и естественной конвекции в кольцевом пространстве гондолы может оказаться недостаточно для обеспечения вентиляции ее устройств. Во время работы вычислительное устройство выделяет большую тепловую мощность, которую необходимо рассеивать, как на работающем, так и на выключенном двигателе. Кроме того, даже если двигатель выключен после работы, горячие части двигателя продолжают излучать тепло и нагревать более холодные периферические части двигателя, который могут таким образом при выключенном двигателе достигать температур, близких и даже превышающих их температуры, когда двигатель работает.

Таким образом, существует реальная потребность в системе, способной вентилировать этот тип полости силовой установки, даже когда двигатель выключен.

Кроме того, силовая установка летательного аппарата оснащена системой тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле. Эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы. Как правило, эта система пожаротушения связана с системой обнаружения огня (типа FDU от английского Fire Detection Unit), которая содержит датчики, установленные на двигателе и/или гондоле и которая выполнена с возможностью подачи тревожного сигнала для оповещения пилота летательного аппарата, если по меньшей мере один из датчиков обнаружил наличие огня.

В современной технике трубопровод системы пожаротушения служит только для распределения огнегасящего вещества. Поскольку случаи появления огня являются редкими, этот трубопровод, как правило, никогда не используется. Однако он всегда присутствует в силовой установке летательного аппарата из соображений обеспечения безопасности и сертификации.

Настоящее изобретение предлагает простое, эффективное и экономичное решение проблемы известных решений.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Предложена авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

Таким образом, принцип изобретения состоит в том, чтобы придать известному средству новую дополнительную функцию. Действительно, трубопровод распределения огнегасящего средства используют, как в известных решениях, для распределения этого вещества в полость или в полости силовой установки в случае возникновения пожара. Согласно изобретению, этот трубопровод служит также для вентиляции этой полости или этих полостей. Для этого трубопровод связан со средствами подачи воздуха, которые направляют воздушный поток в трубопровод, после чего этот воздушный поток проходит по трубопроводу в вентилируемую полость или вентилируемые полости. Таким образом, изобретение позволяет использовать существующее средство (трубопровод) для доставки вентиляционного воздуха в полость гондолы и/или двигателя, причем это существующее средство используют в известном решении совсем для другой цели (распределение огнегасящего средства). Как было указано выше, систему пожаротушения силовой установки используют редко. Следовательно, ее трубопровод можно использовать для вентиляции полостей силовой установки, даже когда двигатель выключен. Действительно, предпочтительно работа средств подачи воздуха в трубопровод не зависит от двигателя, и, следовательно, они могут работать при выключенном двигателе. Таким образом, устройства, установленные в полостях силовой установки, можно вентилировать, когда двигатель выключен, что позволяет увеличить срок службы этих устройств.

Предпочтительно средства подачи воздуха содержат вентилятор. Этот вентилятор может быть электрическим вентилятором.

Средства подачи могут быть соединены с упомянутым по меньшей мере одним трубопроводом через вентиль и/или обратный клапан. Например, они могут быть соединены с этим трубопроводом через Y-образный отвод.

Средства подачи могут быть расположены в гондоле.

В варианте они могут быть расположены в пилоне соединения силовой установки с летательным аппаратом. Соединение между силовой установкой и ее пилоном обычно содержит огнестойкую стенку, выполненную с возможностью ограничения распространения огня, который может возникнуть в силовой установке. Таким образом, средства подачи защищены от огня, который может появиться в гондоле.

Средства подачи могут быть выполнены с возможностью обеспечения расхода воздуха от 1 до 500 г/с.

Предпочтительно трубопровод может содержать по меньшей мере один выход, который находится вблизи воздухозаборника гондолы или двигателя.

Объектом настоящего изобретения является также способ вентиляции полости двигателя и/или полости гондолы авиационной силовой установки, причем эта силовая установка содержит систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения упомянутого огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающийся тем, что в упомянутый по меньшей мере один трубопровод подают воздух.

ОПИСАНИЕ ФИГУР

Изобретение и его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает схематичный вид сбоку авиационной силовой установки.

Фиг. 2 - схематичный вид спереди авиационной силовой установки.

Фиг. 3 - вид, соответствующий фиг. 2, варианта выполнения изобретения.

Фиг. 4 - вид, соответствующий фиг. 2, версии выполнения изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

На фиг. 1 показана силовая установка 10 летательного аппарата, содержащая пилон 12 соединения с конструктивной частью летательного аппарата, которая в данном случае является крылом 14 летательного аппарата.

Силовая установка 10 включает в себя двигатель 16 типа газотурбинного двигателя, окруженный гондолой 18, при этом гондола 18 образует первый кольцевой тракт 20 для прохождения вторичного потока вокруг двигателя, который содержит второй внутренний тракт (не показан) для прохождения первичного потока.

Как правило, двигатель 16 содержит от входа к выходу в направлении прохождения потоков вентилятор, по меньшей мере один компрессорный модуль, камеру сгорания, по меньшей мере один турбинный модуль и сопло выхода газообразных продуктов сгорания.

Вентилятор двигателя 16 окружен картером 22 гондолы 18, который, в свою очередь, окружен кольцевой стенкой 24 гондолы. В кольцевой полости 26, ограниченной наружной стенкой 24 и картером 22 гондолы 18 установлены устройства.

Компрессорный модуль, камера сгорания и турбинный модуль содержат наружные картеры 28, окруженные кольцевой стенкой 30. Эта стенка 30 ограничивает внутри тракт 20 вторичного потока и расположена на расстоянии от наружных картеров 28, образуя с ними кольцевую полость 32, в которой тоже расположены устройства.

Кроме того, силовая установка 10 содержит систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе 16 и/или в гондоле 18. Эта система пожаротушения содержит средства 34 подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод 36 распределения огнегасящего вещества.

Как видно на чертеже, этот трубопровод 36 может содержать несколько входов (в данном случае два), каждый из которых соединен со средством 34 подачи, и несколько выходов 38 (в данном случае два). В представленном примере трубопровод 36 содержит первый выход 38 в полость 26 гондолы 18 и второй выход 40 в полость 32 двигателя 16. Каждый выход 38, 40 в данном случае выполнен в виде Y и содержит два выходных отверстия для нагнетания огнегасящего вещества в направлениях, по существу касательных к картеру 22 или к картерам 28. Предпочтительно выход 38 находится вблизи воздухозаборника гондолы 15 (для вентиляции полости 26 во время работы двигателя), а выход 40 предпочтительно находится вблизи воздухозаборника двигателя (для вентиляции полости 32 во время работы двигателя).

Выходы 38 и 40 ориентированы таким образом, чтобы взаимодействовать соответственно с воздухозаборниками гондолы 18 и двигателя 16 с целью создания потоков в сходных направлениях. Это позволяет избегать выхода огнегасящего вещества из предназначенных для тушения зон до их заполнения. Кроме того, благодаря изобретению, вентиляция при помощи воздухозаборника или при помощи изобретения является сходной и упрощает управление вентиляционными потоками.

Трубопровод 36 выполнен из огнестойкого материала, в частности, стойкого к сверхвысоким температурам (например, сверх 1000°С).

Средства 34 подачи могут включать в себя резервуар для огнегасящего вещества (например, такого как Halon) под давлением, выход которого соединен с входом трубопровода 36 через инициирующую систему, такую как пиротехнический детонатор. Этой инициирующей системой дистанционно управляет пилот самолета из кабины экипажа летательного аппарата.

Система пожаротушения связана с системой 42 обнаружения огня (например, типа FDU), соединенной с датчиками 44, которые установлены на двигателе 16 и гондоле 18 и каждый из которых предназначен для передачи тревожного сигнала пилоту летательного аппарата, когда по меньшей мере один из датчиков 44 обнаруживает появление огня. Датчики 44 содержат, например, термопары.

Как схематично показано на фиг. 2, средства 34 подачи смонтированы в периметре летательного аппарата, причем в данном случае этот периметр схематично ограничен пунктирной линией 46 и содержит пилон 12. Трубопровод 36 проходит от средств 34 подачи до полостей 26, 32. Таким образом, трубопровод 36 должен пересекать тракт 20 вторичного потока и может быть для этого расположен в трубчатой стойке прохождения вспомогательных магистралей промежуточного картера двигателя. Пунктирная линия 46 обозначает пересекаемую огнестойкую стенку, следовательно, в этом месте должно быть минимальное количество трубопроводов, чтобы ограничить число отверстий в этой стенке.

На фиг. 3 представлен первый вариант выполнения изобретения.

Согласно изобретению, предусмотрены средства для питания трубопровода 36 воздухом, причем это воздух доставляется по трубопроводу 36 до полостей 26, 32 с целью их вентиляции.

В представленном примере средства подачи воздуха содержат электрический вентилятор 48, воздушный выход 50 которого соединен с трубопроводом 36 вблизи его входа 52, соединенного со средствами 34 подачи. Это соединение может быть выполнено в виде Y-образного отвода (предпочтительно на входе огнестойкой стенки), одна из боковых ветвей которого соединена с вентилятором 48, другая боковая ветвь соединена со средствами 34 подачи, и центральная ветвь соединена с полостями 26, 32. Соединение между вентилятором 48 и трубопроводом 36 может включать в себя электрический вентиль или обратный клапан.

Вентилятор 48 может быть выполнен с возможностью обеспечения расхода воздуха от 1 до 500 г/с.

Предпочтительно вентилятор 48 управляется электрически средствами управления, независимыми от двигателя, таким образом, чтобы он мог работать при выключенном двигателе. Эти средства контроля встроены, например, в электронную схему летательного аппарата.

В примере, представленном на фиг. 3, вентилятор 48 установлен в пилоне 12.

Версия выполнения изобретения, представленная на фиг. 4, отличается от описанного выше варианта выполнения в основном тем, что вентилятор 48 установлен в гондоле 18, то есть в кольцевой полости 26 гондолы. Вентилятор 48 может управляться электрически средствами управления двигателя, которые выполнены с возможностью работы и остаются в рабочем состоянии при выключенном двигателе.

Как показано на фиг. 1, изобретение можно применять для силовой установки 10, закрепленной на крыле 14 летательного аппарата, при этом пилон 12 находится на 12 ч. (двенадцать часов) по аналогии с часовым циферблатом. В варианте и как показано на фиг. 3 и 4, изобретение можно применять для силовой установки 10, закрепленной на фюзеляже летательного аппарата, и в этом случае пилон 12 находится, например, на 3 ч. или на 9 ч. Изобретение можно также применять для силовых установок других типов, например, установок, по меньшей мере частично встроенных в фюзеляж летательного аппарата.

1. Авиационная силовая установка (10), содержащая двигатель (16), гондолу (18), окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства (34) подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод (36) распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость(32) двигателя и/или в полость (26) гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства (48) подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

2. Силовая установка (10) по п. 1, отличающаяся тем, что средства подачи воздуха содержат вентилятор (48).

3. Силовая установка (10) по п. 2, отличающаяся тем, что вентилятор (48) является электрическим вентилятором.

4. Силовая установка (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что средства (48) подачи воздуха соединены с упомянутым по меньшей мере одним трубопроводом (36) через вентиль и/или обратный клапан.

5. Силовая установка (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что средства (48) подачи воздуха расположены в гондоле (18).

6. Силовая установка (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что дополнительно содержит пилон (12) соединения силовой установки с летательным аппаратом, при этом упомянутые средства (48) подачи воздуха установлены в пилоне.

7. Силовая установка (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что средства (48) подачи воздуха выполнены с возможностью обеспечения расхода воздуха от 1 до 500 г/с.

8. Силовая установка (10) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что трубопровод (36) содержит по меньшей мере один выход (38, 40), который находится вблизи воздухозаборника гондолы (18) или двигателя (16).

9. Способ вентиляции полости (32, 26) двигателя (16) и/или полости гондолы (18) авиационной силовой установки (10), причем силовая установка содержит систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи (34) огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод (36) распределения упомянутого огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающийся тем, что в упомянутый по меньшей мере один трубопровод подают воздух.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к системам и способу защиты конструктивной целостности пилона двигателя. Система содержит два контрольных устройства, установленных рядом друг от друга возле пилона двигателя, контроллер.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами.

Изобретение относится к противопожарной защите картера газовой турбины. Картер содержит цилиндрический корпус (10), главное направление которого проходит вдоль продольной оси (X), и входной фланец (20), выполненный радиально относительно продольной оси (X) от входного конца корпуса (10).

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при разработке газоперекачивающих агрегатов. Блок силовой газоперекачивающего агрегата, содержащий газотурбинную установку (ГТУ), расположенную в герметичном отсеке, соединенном с воздухозаборным трактом, снабженным вентилятором, и с воздуховодом отвода горячего воздуха, отличающийся тем, что блок силовой дополнительно снабжен воздуховодом отбора подогретого воздуха, сообщающим герметичный отсек с воздухозаборным трактом перед вентилятором.

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана.

Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур.

Изобретение относится к штативам для систем обнаружений возгораний. .

Изобретение относится к энергетике и к железнодорожному транспорту и может применяться для выработки электроэнергии газоперекачивающих станций и в качестве силовой установки газотурбовоза.

Изобретение относится к железнодорожному транспорту и может применяться в качестве силовой установки газотурбовоза, т.е локомотива, созданного на базе газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к области энергетики. .

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя.

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод.
Изобретение относится к конструкциям систем отвода дренажных жидкостей авиационных силовых установок, размещенных в гондолах. Патрубок (16) для отвода дренажных жидкостей для силовой установки (10) содержит полость (30) для накопления дренажных жидкостей и по меньшей мере одно отверстие (32) для выпуска жидкостей, содержащихся в накопительной полости.

Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе иили в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя иили в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх