Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ДЛЯ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА, В ЧАСТНОСТИ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Настоящее изобретение относится к устройству воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата, содержащему канал прохождения воздуха с отверстием воздухозаборника.

Известно, что такие устройства воздухозаборника широко используются в области аэронавтики, в частности, хотя и не только, с целью обновления воздуха в ограниченной зоне, содержащей оборудование, чувствительное к температуре, и/или опасную среду воспламеняемого или взрывчатого типа, которые требуют, чтобы зона постоянно проветривалась, с целью избежать любого риска нарушения работы оборудования или возникновения происшествия в окружающей среде.

В частности, это относится к многочисленным механическим и/или электрическим устройствам, выполненным в ограниченной кольцевой зоне между гондолой и наружным корпусом вентилятора и кожухом компрессора турбореактивного двигателя летательного аппарата. Такие устройства, как фадек (автономная электронно-цифровая система управления двигателем), коробка реле агрегатов (коробка приводов), топливный бак двигателя, гидравлические составные элементы и т.д., например, которые обычно закреплены вокруг наружного кожуха и таким образом лежат в ограниченной зоне, при этом вентилируются с помощью наружного воздуха, который входит в устройство через отверстие воздухозаборника, чтобы пройти по каналу, образованному в гондоле, и быть рассеянным в ограниченной зоне после выхода из канала. Устройства, а также любой масляный или другой пар, исходящий из этой зоны, вентилируются с помощью наружного свежего воздуха, рассеянного с помощью канала прохождения воздуха, способствуя обеспечению их правильной работы.

С целью соответствовать положениям существующего законодательства, которое требует, чтобы соответствующая ограниченная зона содержала соответствующее количество воздуха, обновляемого за единицу времени, канал прохождения воздуха устройства имеет заданное поперечное сечение, которое позволяет, чтобы достаточное количество воздуха проходило через канал и чтобы после выхода из канала в ограниченной зоне, содержащей устройства, которым необходима вентиляция, имелся обновленный воздух.

Однако, поскольку количество наружного воздуха, входящего в воздушный канал с заданным поперечным сечением, зависит, в частности, от параметров, связанных со скоростью летательного аппарата и высотой его полета, сложно для устройств, которые должны быть охлаждены, и для пара, который должен быть выпущен, быть оптимально провентилированными.

Проблема заключается в том, что, хотя наружный воздух, входящий в канал с заданным поперечным сечением устройства через отверстие воздухозаборника выше по потоку и выходящий ниже по потоку из этого канала, является достаточным по количеству, чтобы правильно вентилировать устройства, когда летательный аппарат рулит по земле, во время фазы взлета или стоянки и, следовательно, на низкой скорости, то когда летательный аппарат находится в крейсерском полете на максимальной скорости и на максимальной высоте, скорость потока воздуха, покидающего канал устройства по направлению к зоне, которая подлежит вентиляции, является, с другой стороны, слишком большой. Измерения показали, что на этой стадии полета воздух, циркулирующий в ограниченной зоне через канал устройства, обновлялся в два раза чаще, чем это требовалось. Кроме того, воздух, входящий в ограниченную зону, вызывает лобовое сопротивление, результатом которого является потеря скорости летательного аппарата и поэтому увеличение расхода топлива в упомянутом двигателе.

Чтобы устранить эти недостатки, в документах WO 2006/067296 и WO 2006/067299 описаны устройства воздухозаборника, содержащие средства перекрытия с управляемым подвижным элементом, при этом средства связаны с упомянутым каналом прохождения воздуха, и средства управления упомянутым подвижным элементом, которые приводятся в действие либо преднамеренно пилотом упомянутого летательного аппарата, либо, предпочтительно, автоматически. В последнем случае упомянутые средства управления содержат бак с изменяемым объемом - устройство цилиндр-поршень, уплотнительную манжету, гофрированную манжету, - который воспринимает все давление, оказываемое на упомянутый летательный аппарат текучей средой, в которой упомянутый летательный аппарат перемещается, и который соединен с упомянутым управляемым подвижным элементом. Однако, поскольку давление не является локально стабильным, эта система не может быть оптимальной. В дополнение, эти средства управления являются громоздкими по отношению к своему окружению и имеют тенденцию способствовать появлению явлений вибрации и дисбаланса, что требует, чтобы все оборудование было укреплено, таким образом оказывая значительное бремя на упомянутое устройство воздухозаборника. Теперь, чтобы ограничить потребление летательным аппаратом топлива, конструкторы летательных аппаратов предпринимают попытки создать более легкие системы.

Целью настоящего изобретения является предоставление решения этих недостатков, при этом изобретение относится к устройству воздухозаборника такой конструкции, которая позволяет оптимальную вентиляцию ограниченной зоны, подобной той, что описана выше в отношении турбореактивного двигателя, но которая также может быть зоной светосигнального оборудования, или подфюзеляжной зоной самолета (подфюзеляжный обтекатель), или в более общем случае любой в некоторой степени ограниченной и чувствительной к температуре зоной транспортного средства, в которой требуется обновление воздуха.

С этой целью согласно настоящему изобретению устройство воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата, содержит, по меньшей мере, один канал прохождения воздуха с отверстием воздухозаборника, который отбирает поток наружного воздуха, который входит в упомянутый канал на этом расположенном выше по потоку конце, через упомянутое отверстие воздухозаборника, причем упомянутое устройство содержит средства перекрытия с управляемым подвижным элементом, которые связаны с упомянутым каналом, и средства управления упомянутого управляемого подвижного элемента, чтобы изменять поперечное сечение упомянутого канала в зависимости от скорости упомянутого транспортного средства между минимальным поперечным сечением, которое разрешает минимальную скорость воздушного потока по направлению к упомянутой зоне, которая подлежит вентиляции, и максимальным поперечным сечением, которое разрешает максимальную скорость воздушного потока по направлению к упомянутой зоне, и отличается тем, что упомянутые средства управления образованы из аэродинамической поверхности, размещенной в упомянутом канале прохождения воздуха, и способно создавать подъемную силу под воздействием упомянутого потока наружного воздуха, проходящего через упомянутый канал прохождения воздуха.

Таким образом, поскольку подъемная сила пропорциональна скорости упомянутого потока наружного воздуха, проходящего через упомянутый канал (и поэтому скорости упомянутого транспортного средства), изобретение позволяет получить средства перекрытия, которые являются автоматическими в зависимости от скорости транспортного средства и способны изменять поперечное сечение упомянутого канала и изменять в зависимости от стадии полета летательного аппарата скорость потока воздуха, входящего в ограниченную зону, и поэтому осуществить лучшую вентиляцию рассматриваемых устройств.

Например, когда летательный аппарат совершает крейсерский полет (на максимальной скорости и на максимальной высоте), поперечное сечение упомянутого канала предпочтительно и автоматически уменьшается, чтобы создать разумную степень вентиляции устройств и таким образом ограничить величину лобового сопротивления, создаваемого на гондоле в целом воздухом, поглощаемым в ограниченной зоне. В отличие от этого, когда летательный аппарат рулит по земле или находится на стадии взлета (при низкой скорости), поперечное сечение канала автоматически открывается до его максимального значения за счет втягивания подвижного элемента упомянутых средств перекрытия таким образом, что максимальное количество воздуха может циркулировать через канал, и устройства, расположенные в ограниченной зоне, соответственно могут быть провентилированы.

Таким образом, в дополнение, благодаря изобретению количество воздуха, отбираемого устройством воздухозаборника, соразмеряется с каждой стадией полета, таким образом снижая ухудшение летно-технических характеристик летательного аппарата, вызываемое вентиляцией.

Предпочтительно, упомянутая аэродинамическая поверхность образована профильной деталью, расположенной поперек упомянутого канала. Деталь аэродинамического профиля, такая как эта, может содержать переднюю кромку, направленную в сторону упомянутого отверстия воздухозаборника, и заднюю кромку, направленную в сторону упомянутой ограниченной зоны.

Конечно, внутри упомянутого канала прохождения воздуха упомянутая аэродинамическая поверхность расположена в месте, в котором ее работа является лучшей. Таким образом, в зависимости от различных параметров, включая форму и размеры упомянутого отверстия воздухозаборника и упомянутого канала прохождения воздуха, упомянутая аэродинамическая поверхность может быть расположена рядом с упомянутым отверстием воздухозаборника или, альтернативно, может быть расположена на некоторой большей или меньшей глубине внутри упомянутого канала прохождения воздуха.

Кроме того, чтобы быть способным соразмерять характеристики упомянутой аэродинамической поверхности с целью соответствия обстоятельствам, является предпочтительным, чтобы кривизна профиля упомянутой аэродинамической поверхности была бы автоматически регулируемой таким образом, чтобы усилить действие упомянутых средств управления. Например, задняя кромка упомянутой аэродинамической поверхности может быть выполнена из двух материалов с различными коэффициентами термического расширения таким образом, чтобы создать вид биметаллической полоски. Таким образом, становится возможным, в случае летательного аппарата, увеличить кривизну профиля упомянутой аэродинамической поверхности и, следовательно, за счет этого увеличить подъемную силу, когда температура потока воздуха падает, то есть когда летательный аппарат набирает высоту. Максимальная кривизна и максимальная подъемная сила могут быть, таким образом, достигнуты, когда летательный аппарат находится в крейсерском полете.

Кроме того, упомянутый управляемый подвижный элемент может быть образован из упругой пластины, спонтанно давящей на стенку упомянутого канала прохождения воздуха, причем упомянутая пластина прикреплена одним из своих концов к упомянутому каналу, тогда как упомянутая аэродинамическая поверхность прикреплена к другому концу упомянутой упругой пластины.

Таким образом, когда упомянутая упругая пластина упругим образом отделена от стенки упомянутого канала, на которую она давит под действием подъемной силы, создаваемой упомянутой аэродинамической поверхностью, поперечное сечение канала уменьшается, создавая сокращенный поток вентиляционного воздуха по направлению к ограниченной кольцевой зоне, тогда как, когда пластина давит на стенку канала, поперечное сечение канала равно тогда своему максимальному значению, создавая максимальный поток вентиляционного воздуха по направлению к упомянутой зоне.

Конечно, подобное уменьшение поперечного сечения упомянутого канала зависит от скорости транспортного средства и может быть таким, что упомянутое сечение становится минимальным, разрешая минимальный поток вентиляционного воздуха. Предпочтительно, существует упор для отметки положения упомянутой упругой пластины, которое соответствует упомянутому минимальному поперечному сечению.

Предпочтительно, конец упомянутой упругой пластины, прикрепленной к упомянутому каналу, размещен рядом с упомянутым отверстием воздухозаборника.

Упомянутый канал прохождения воздуха, предпочтительно, может иметь прямоугольное поперечное сечение, при этом ширина упомянутой упругой пластины тогда соответствует ширине упомянутого прямоугольного поперечного сечения.

Чертежи позволяют легко понять, как изобретение может быть осуществлено. На фигурах одними и теми же ссылочными позициями обозначены элементы, которые являются подобными.

На фиг.1 схематично и частично в разрезе показана гондола турбореактивного двигателя с устройством воздухозаборника, обозначенного как А, согласно изобретению.

Фиг.2 представляет собой вид сзади в разрезе по II-II на фиг.1 упомянутой гондолы турбореактивного двигателя, демонстрирующий различные устройства, которым необходима вентиляция.

Фиг.3 представляет собой увеличенный продольный разрез одного, приведенного в качестве примера, варианта осуществления средств перекрытия согласно настоящему изобретению.

Фиг.4 представляет собой вид в направлении стрелки IV на фиг.3.

На фиг.5 показано на виде, подобном фиг.3, различное размещение аэродинамической поверхности устройства воздухозаборника согласно настоящему изобретению.

Фиг.6а и 6b представляют собой иллюстрацию изменения в кривизне профиля аэродинамической поверхности в зависимости от температуры.

Фиг.7 представляет собой увеличенный продольный разрез альтернативной формы варианта осуществления средств перекрытия согласно настоящему изобретению.

Устройство 1 воздухозаборника, согласно настоящему изобретению обозначенное прямоугольником А на фиг.1, выполнено в гондоле 2 двигателя, установленного на самолете (не показано). Как схематично показано на фиг.1 и 2, гондола 2 содержит, в обычном порядке, фронтальную часть 3 воздухозаборника для снабжения двигателя воздухом, промежуточную часть 4, окружающую наружный корпус 5 вентилятора 6, компрессоры двигателя и камеру сгорания и турбину, из которой выступает наружный кожух реактивного сопла 7 и его конус.

Различные механические и/или электрические устройства или детали оборудования 8 закреплены на наружном кожухе 5 вентилятора и компрессоров, то есть в ограниченной кольцевой зоне 9 между гондолой 2 и наружным кожухом 5 двигателя. На фиг.2 символически изображены некоторые из устройств 8, которые могут находиться в этой зоне 9, а именно автономная электронно-цифровая система 8А управления двигателем, коробка реле агрегатов 8В и топливный бак 8С двигателя.

Воздух в этой ограниченной зоне 9 обновляется, чтобы держать устройства 8 в соответствующем диапазоне температур, и позволяет им работать правильно за счет устройства 1 воздухозаборника, которое расположено над передней частью гондолы 2 и содержит для этой цели канал 10 прохождения воздуха, созданный в конструктивной стенке фронтальной части гондолы 2 и который размещает наружный воздух в сообщении с ограниченной зоной 9. Чтобы сделать это, канал 10 имеет выше по потоку отверстие 11 воздухозаборника и ниже по потоку диффузор 12 в сообщении с упомянутой зоной 9, выходящий в центральную часть 4 гондолы.

Канал 10 прохождения воздуха слегка наклонен по отношению к внешней поверхности фронтальной части гондолы 2 и направлен по направлению вниз по потоку к продольной оси двигателя с целью наилучшим образом отбирать и проводить свежий наружный воздух вдоль канала 10 и затем выгружать его тангенциально через диффузор 12 с двойным выпускным отверстием, как показано стрелкой f на фиг.2, с двух сторон кольцевой ограниченной зоны 9.

В примерах, показанных на фиг.3, 5 и 7, весь профиль канала 10 устройства 1 слегка развернут, это означает, что, сужаясь ниже по потоку от его тангенциального отверстия 11 воздухозаборника, он расширяется до некоторой степени в направлении диффузора 12, при этом его поперечное сечение становится прямоугольным. Канал 10 ограничен нижней стенкой 14, верхней стенкой 15 и двумя боковыми стенками 16 и 17.

Согласно настоящему изобретению поперечное сечение канала 10 становится регулируемым благодаря управляемым аэродинамическим способом средствам перекрытия, способным регулировать скорость потока вентиляционного воздуха, протекающего через канал 10 по направлению к ограниченной зоне 9, в зависимости от скорости самолета.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.3 и 4, упомянутые средства перекрытия содержат упругую пластину18 прямоугольной формы, один конец которой закреплен около отверстия 11 воздухозаборника, например, с использованием винтов 19 и при этом ширина ℓ которой слегка меньше, чем ширина L канала 10. Упругая пластина 18 размещена в упомянутом канале 10 и спонтанно давит на нижнюю стенку 14 канала.

На своем внутреннем конце, противоположном винтам 19, упругая пластина 18 несет деталь 20 аэродинамического профиля с помощью опор 21, которые удерживают упомянутую профильную деталь на расстоянии от упругой пластины 18.

Упомянутая деталь 20 аэродинамического профиля находится внутри упомянутого канала 10 и проходит поперек по отношению к нему. Она имеет переднюю кромку 22, направленную в сторону отверстия 11 воздухозаборника, заднюю кромку 23, направленную в сторону диффузора 12, верхнюю поверхность 24, обращенную к верхней стенке 15, и нижнюю поверхность 25, обращенную к нижней стенке 14.

Таким образом, когда самолет, несущий гондолу 2, движется вдоль, поток воздуха (обозначенный стрелкой F) входит в канал 10 через отверстие 11 воздухозаборника. Результатом этого является то, что этот воздушный поток F создает подъемную силу Р, приложенную к упомянутой детали 20 аэродинамического профиля, при этом эта подъемная сила Р старается, вопреки присущей упругой пластине 18 упругости, перемещать эту пластину от нижней стенки 14 ближе к верхней стенке 15.

Упругая пластина 18, следовательно, работает как заслонка.

Очевидно, деформация упругой пластины 18 в направлении перекрытия становится тем больше, чем больше подъемная сила Р, это означает, чем больше скорость самолета.

Максимальная степень, до которой канал 10 может быть перекрыт упругой пластиной 18, задана упором 26, например, состоящим из крюка, проходящего через нижнюю стенку 14 и способного взаимодействовать с ее стороной, противоположной каналу 10.

Таким образом, проходное сечение для воздушного потока F через канал 10 может изменяться в зависимости от скорости самолета между максимальным значением, при котором упругая пластина 18 прижата к нижней стенке 14, и минимальным значением, определенным упором 26.

Вариант осуществления изобретения по фиг.5 является во всех отношениях похожим на варианты осуществления изобретения по фиг.3 и 4 за исключением того, что касается места расположения детали 20 аэродинамического профиля. Конкретно в этом случае упомянутая деталь аэродинамического профиля, будучи расположенной в упомянутом канале 10, расположена скорее обращенной к отверстию 11 воздухозаборника, чем будучи расположенной относительно глубоко внутри канала 10, как показано на фиг.3. На фиг.3 и 5 показано, что положение детали 20 аэродинамического профиля в канале 10 может быть оптимизировано, чтобы соответствовать характеристикам воздушного потока F и, следовательно, в зависимости от отверстия 11 воздухозаборника и канала 10.

На фиг.6А и 6B показана деталь 20 аэродинамического профиля, задняя кромка 23 которой состоит из двух скрепленных пластин 23А и 23B, которые имеют различные коэффициенты термического расширения. Таким образом, как показано на фиг.6B, кривизна детали 20 аэродинамического профиля может увеличиваться, как только температура потока F наружного воздуха падает, причем возможно, чтобы эта кривизна была максимальной, когда летательный аппарат совершает крейсерский полет.

На фиг.7 показана альтернативная форма варианта осуществления изобретения, в котором упругая пластина 18 прикреплена к верхней стенке 15, при этом верхняя поверхность профильной детали 20 направлена в сторону нижней стенки 14. В этом варианте осуществления изобретения канал 10 перекрывается вниз, тогда как в примере на фиг.3 и 5 он перекрывается вверх.