Результат интеллектуальной деятельности: Летательный аппарат

Изобретение относится к области самолетостроения и к обитаемым летательным аппаратам многоцелевого назначения: для перевозки пассажиров, багажа и грузов на воздушных линиях.

Известен самолет с двойным фюзеляжем (RU 2482015, В64С 1/06, 20.05.2013), содержащий фюзеляж с головной и хвостовой оконечностями и прикрепленными к нему крыльями, фюзеляж имеет внешнюю оболочку с элементами жесткости, крылья включают по меньшей мере один из топливных баков соответствующей системы, систему основных двигателей и шасси, прикрепленных к крыльям и/или фюзеляжу, при этом фюзеляж оснащен кабиной управления, не менее чем одним грузовым и/или обитаемым, например, пассажирским, отсеком и внешним оперением оболочки, а внутри фюзеляжа размещены элементы жесткости оболочки и связанный через них с оболочкой не менее чем один силовой пол, кроме того, летательный аппарат оснащен бортовыми системами и оборудованием, включая системы управления, пилотажно-навигационное, электротехническое, радиотехническое оборудование, гидравлические и газовые системы, системы регулирования давления и кондиционирования воздуха, системы жизнеобеспечения и спасения, причем оболочка, по меньшей мере, одного обитаемого отсека выполнена разделенной на две - внешнюю негерметичную и внутреннюю герметичную, законструированную на обеспечение внутреннего, в том числе избыточного в режиме высотных полетов, давления в ней в диапазоне 0,5÷1,0 ати, при этом упомянутая внутренняя оболочка обитаемого отсека выполнена из высокопрочного синтетического армированного композиционного материала, например углепластика, и оперта на внешнюю оболочку через распределенные по обращенным одна к другой поверхностям оболочек демпфирующие динамические воздействия и разность температурных деформаций указанных оболочек упругоподатливые опоры.

Электротехническое оборудование, в состав которого входят электрические генераторы, обеспечивает работу электропотребителей: приборов, средств управления и радио, системы запуска двигателей и освещения.

Привод электрических генераторов осуществляется с помощью основных двигателей, что приводит к увеличению потребляемой мощности основными двигателями, и, в конечном счете, к увеличению потребления топлива.

Известен летательный аппарат ТУ-144 (Свищев Г.П. Авиация. Энциклопедия. - М.: БСЭ, 1994, с. 588-589), выбранный в качестве прототипа содержащий фюзеляж, выполненный по схеме «бесхвостка», и треугольное крыло малого удлинения, с наплывом большой стреловидности в передней части, оперение, две мотогандолы, расположенными под крылом. Каждая мотогандола содержит по два авиадвигателя ТРДДФ НК-144 А. В крыле расположены топливные кессон-баки. Самолет оборудован системой электроснабжения, состоящей из первичной, вторичной и третичной систем, и рядом электропотребителей.

Первичная система электроснабжения, преобразующая любую энергию: механическую, воздушную, гидравлическую, химическую и т.п. в электрическую, содержит генераторы, приводимые во вращение авиадвигателями, непосредственно или через привод постоянной скорости. Отмеченный факт приводит к необходимости увеличения мощности авиадвигателей, что обуславливает повышенный расход потребляемого топлива последних. Например, при крейсерской сверхзвуковой скорости расход составляет 1,81 кг/кгс в час.

Задача изобретения - снижение расхода потребляемого топлива путем использования термоэлектрического метода прямого получения электрического тока для электропитания бортовых электропотребителей.

Технический результат достигается следующим образом. В летательном аппарате, содержащем фюзеляж, треугольное крыло малого удлинения, с наплывом большой стреловидности в передней части, оперение, две мотогандолы с авиадвигателями, расположенными под крылом, в котором расположены топливные кессон-баки, систему электроснабжения, соединенную с электропотребителями, на внутренней поверхности фюзеляжа жестко закреплен тепловой коллектор, на внутренней поверхности которого расположен внешний токовый коллектор, представляющий собой периодическую систему из чередующихся электропроводящих и электроизоляционных участков, на каждом электропроводящем участке с помощью коммутирующего припоя горячего спая закреплены своими одними основаниями две призмы из термоэлектрического материала n- или p-типа, а их другие основания с помощью коммутационного припоя холодного спая прикреплены к внешней поверхности внутреннего токового коллектора, представляющего собой периодическую систему из чередующихся электропроводящих и электроизоляционных участков, причем периодические системы из чередующихся электропроводящих и электроизоляционных участков внешнего и внутреннего токовых коллекторов ориентированы таким образом, что напротив электропроводящего участка внешнего токового коллектора расположен электроизоляционный участок внутреннего токового коллектора, причем два крайних электропроводящих участка внутреннего токового коллектора снабжены клеммами, между внутренним токовым коллектором и коллектором охлаждения, снабженном ребрами охлаждения, закреплена электроизоляционная прослойка.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлен общий вид летательного аппарата, на фиг. 2 показан поперечный разрез фюзеляжа а на фиг. 3 приведен вид Б - фрагмент фюзеляжа.

В летательном аппарате, содержащем фюзеляж 1 (фиг. 1), треугольное крыло 2, с наплывом большой стреловидности в передней части, оперение 3, две мотогандолы 4 с авиадвигателями, расположенными под крылом 2, в котором расположены топливные кессон-баки (не показаны). Летательный аппарат оборудован системой электроснабжения (не показана), соединенной с электропотребителями (не показаны). На внутренней поверхности 5 (фиг. 2) фюзеляжа 1 жестко закреплен тепловой коллектор 6 (фиг. 3), на внутренней поверхности которого расположен внешний токовый коллектор 7, представляющий собой периодическую систему из чередующихся электропроводящих 8 и электроизоляционных 9 участков, на каждом электропроводящем участке 8, выполненном из меди, алюминия или силумина, с помощью коммутирующего припоя горячего спая 10 жестко закреплены своими одними основаниями две призмы 11 из термоэлектрического материала n- или p-типа, например, из хромель-константана, медь-константана или теллуристого свинца. Другие основания призм 11 с помощью коммутационного припоя холодного спая 12 прикреплены к внешней поверхности внутреннего токового коллектора 13, представляющего собой периодическую систему из чередующихся электропроводящих 14 и электроизоляционных 15 участков, причем периодические системы из чередующихся электропроводящих 8, 14 и электроизоляционных 9, 15 участков внешнего 7 и внутреннего 13 токовых коллекторов ориентированы таким образом, что напротив электропроводящего участка 8 внешнего токового коллектора 7 расположен электроизоляционный участок 15 внутреннего токового коллектора 13, причем два крайних электропроводящих участка 14 внутреннего токового коллектора 13 снабжены клеммами 16, между внутренним токовым коллектором 13 и коллектором охлаждения 17, снабженном ребрами охлаждения 18, закреплена электроизоляционная прослойка 19.

Устройство работает следующим образом. При пуске авиадвигателей мотогандол 4 (фиг. 1) летательный аппарат приходит в движение под действием реактивной силы, одновременно с этим в результате взаимодействия треугольного крыла 2 с потоком воздуха возникает подъемная сила и летательный аппарат осуществляет взлет. При достижении эксплуатационной высоты полета и крейсерской скорости под действием аэродинамического торможения воздушного потока возникает нагрев фюзеляжа 1, особенно это проявляется при сверхзвуковых скоростях при полете в плотных слоях атмосферы. Интенсивность нагрева поверхности фюзеляжа 1, обтекаемой потоком воздуха, зависит от скорости полета. Рост температуры фюзеляжа 1 в результате аэродинамического нагрева вызывается вязкостью воздуха, обтекающего летательный аппарат, а также его сжатием на лобовых поверхностях. Вследствие потери скорости частицами воздуха в пограничном слое в результате вязкостного трения происходит повышение температуры всей обтекаемой поверхности фюзеляжа 1. Например, при исследованиях самолета ХВ-70А в полетах на высотах более 21000 м со скоростью с числом Маха, равным 3, температура входных кромок воздухозаборника и передних кромок крыла составляла 580-605 К, а остальной части фюзеляжа - 470-500 К.

Питание бортовых электропотребителей, в основном, осуществляется системой электроснабжения, в которую входят генераторы, которые приводятся во вращения от авиадвигателей мотогандол 4.

В результате нагрева фюзеляжа 1 нагревается тепловой коллектор 6 (фиг. 3). Затем данное тепло поступает на внешний токовый коллектор 7, т.е. на электропроводящие 8 участки, и в последующем нагревает призмы 11 из термоэлектрического материала. Причем основания призм 11, прикрепленные к электропроводящим участкам 8, имеют температуру выше, нежели основания призм 11, прикрепленные прикреплены к внешней поверхности внутреннего токового коллектора 13. Это обусловлено интенсивной отдачей тепла во внутреннюю полость фюзеляжа 1 (фиг. 2) с коллектора охлаждения 17 (фиг. 3) и ребер охлаждения 18. В результате указанного температурного перепада на призмах 11 возникает термо-ЭДС, которая обуславливает возникновение тока, замыкающегося через электропроводящие участки 8 внешнего токового коллектора 7, призмы 11, электропроводящие участки 14 внутреннего токового коллектора 13, клеммы 16, подводящие провода системы электроснабжения и электропотребители (не показаны).

Как можно видеть, дополнительное использование термо-ЭДС, которая вызвана нагревом фюзеляжа 1 (фиг. 1) летательного аппарата понижает значение требуемой мощности генераторов системы электроснабжения, т.е. приводит к уменьшению мощности авиадвигателей мотогандол 4, идущей на привод данных генераторов, и в результате, к снижению потребления топлива авиадвигателями мотогандол 4.