Системы и способы предотвращения образования льда на частях летательного аппарата - RU2017107112A
Код документа: RU2017107112A
Формула
1. Система для предотвращения обледенения, выполненная с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10), содержащая
камеру (116) сгорания, имеющую входное отверстие (118) для воздуха и выходное отверстие (128) для газа;
трубопровод (112) для подачи воздуха, соединенный с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания и выполненный с возможностью направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания; и
один или более подающих трубопроводов, соединенных с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания, которые выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата (10),
причем камера (116) сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа для предотвращения образования льда и/или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10).
2. Система для предотвращения обледенения по п. 1, также содержащая двигатель (100), содержащий корпус (102), который содержит вентилятор (106) и внутренний контур (110) двигателя, причем камера (116) сгорания закреплена в корпусе (102) двигателя (100), и при этом трубопровод (112) для подачи воздуха выполнен с возможностью приема воздуха низкого давления от одного или более компрессоров двигателя.
3. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, также содержащая
трубопровод (124) для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру (116) сгорания с основным трубопроводом (125) для подачи топлива двигателя (100);
первый клапан (113), расположенный в трубопроводе (112) для подачи воздуха и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями; и
второй клапан, расположенный в трубопроводе (124) для подачи топлива камеры сгорания и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями.
4. Система для предотвращения обледенения по п. 3, в которой блок (146) управления предотвращением обледенения сообщается с воспламеняющим устройством камеры (116) сгорания, первым клапаном (113) и вторым клапаном, и выполнен с возможностью управления ими.
5. Система для предотвращения обледенения по п. 4, в которой блок управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью
открытия первого клапана (113) для направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха;
открытия второго клапана для подачи топлива в камеру (116) сгорания;
приведения в действие воспламеняющего устройства (127) для обеспечения воспламенения в камере (116) сгорания;
слежения за температурой пламени для определения того, достигнута ли необходимая температура пламени; и
слежения за температурой выпускаемого нагретого газа для определения того, достигнута ли необходимая температура газа.
6. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, в которой один или более подающих трубопроводов содержат
подающий трубопровод (130) входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки (306) входной кромки двигателя; и/или
подающий трубопровод (132) крыла, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки (500) крыла (16) летательного аппарата (10).
7. Система для предотвращения обледенения по п. 6, также содержащая по меньшей мере один барьер (326) для сбора конденсата, соединенный по меньшей мере с одним передающим трубопроводом (328), во внутренней камере обшивки (306) входной кромки и/или внутренней камере передней кромки (500) крыла (16),
причем указанный по меньшей мере один барьер (326) для сбора конденсата выполнен с возможностью направления конденсата по меньшей мере в один передающий трубопровод (328) и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку (306) входной кромки двигателя и/или переднюю кромку (500) крыла (16).
8. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, также содержащая
перепускной трубопровод (138), выполненный с возможностью соединения выходного отверстия (140) для отбираемого воздуха внутреннего контура (110) двигателя с одним или более подающими трубопроводами; и
клапан (141), расположенный в перепускном трубопроводе (138), причем клапан (141) выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура (110) двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов.
9. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, также содержащая по меньшей мере одно вихревое сопло (144), расположенное в одном или более подающих трубопроводах.
10. Система для предотвращения обледенения по п. 9, в которой по меньшей мере одно вихревое сопло (144) выполнено с возможностью его выборочного перемещения между первым положением и вторым положением.
11. Система для предотвращения обледенения по п. 10, в которой первое положение представляет собой установочное положение с низким давлением, а второе положение представляет собой установочное положение с высоким давлением.
12. Способ предотвращения обледенения для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10), включающий
соединение трубопровода (112) для подачи воздуха с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания;
соединение одного или более подающих трубопроводов с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания и одной или более частями летательного аппарата (10);
направление воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха;
выпуск нагретого газа из камеры (116) сгорания в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа;
подачу нагретого газа к одной или более частям летательного аппарата (10) по одному или более подающим трубопроводам и
предотвращение образования льда и/или растапливание льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10) вследствие указанной подачи.
13. Способ предотвращения обледенения по п. 12, также включающий
размещение камеры (116) сгорания в корпусе (102) двигателя (100) и
прием воздуха низкого давления в трубопровод (112) для подачи воздуха из компрессора двигателя (100).
14. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, также включающий
соединение камеры (116) сгорания с основным трубопроводом (125) для подачи топлива двигателя (100) при помощи трубопровода (124) для подачи топлива камеры сгорания;
расположение первого клапана (113) в трубопроводе (112) для подачи воздуха и
расположение второго клапана в трубопроводе (124) для подачи топлива камеры сгорания.
15. Способ предотвращения обледенения по п. 14, также включающий управление воспламеняющим устройством камеры (116) сгорания, первым клапаном (113) и вторым клапаном посредством блока (146) управления предотвращением обледенения.
16. Способ предотвращения обледенения по п. 15, также включающий
открытие первого клапана (113) для направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха;
открытие второго клапана для подачи топлива в камеру (116) сгорания;
приведение в действие воспламеняющего устройства (127) для обеспечения воспламенения в камере (116) сгорания;
слежение за температурой пламени для определения того, достигнута ли необходимая температура пламени; и
слежение за температурой выпускаемого нагретого газа для определения того, достигнута ли необходимая температура газа.
17. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, в котором один или более подающих трубопроводов содержат
подающий трубопровод (130) входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки (306) входной кромки двигателя; и/или
подающий трубопровод (132) крыла, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки (500) крыла (16) летательного аппарата (10).
18. Способ предотвращения обледенения по п. 17, также включающий
соединение по меньшей мере одного барьера (326) для сбора конденсата по меньшей мере с одним передающим трубопроводом во внутренней камере обшивки (306) входной кромки и/или внутренней камере передней кромки (500) крыла (16); и
использование по меньшей мере одного барьера (326) для сбора конденсата для направления конденсата (402) по меньшей мере в один передающий трубопровод (328) и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку (306) входной кромки двигателя и/или переднюю кромку (500) крыла (16).
19. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, также включающий
соединение выходного отверстия (140) для отбираемого воздуха внутреннего контура (110) двигателя с одним или более подающими трубопроводами посредством перепускного трубопровода (138);
расположение клапана в перепускном трубопроводе (138) и
выборочное перемещение клапана между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура (110) двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов.
20. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, также включающий расположение по меньшей мере одного вихревого сопла (144) в одном или более подающих трубопроводов.
21. Способ предотвращения обледенения по п. 20, также включающий выборочное перемещение по меньшей мере одного вихревого сопла (144) между установочным положением с низким давлением и установочным положением с высоким давлением.
22. Летательный аппарат (10), содержащий
фюзеляж (18);
крылья (16), проходящие от фюзеляжа (18);
хвостовое оперение (20), проходящее от фюзеляжа (18);
по меньшей мере один двигатель (100), соединенный с одним или более элементов из фюзеляжа (18), крыльев (16) или хвостового оперения (20), причем по меньшей мере один двигатель (100) содержит корпус (102), вентилятор (106), внутренний контур (110) двигателя и основной трубопровод (125) для подачи топлива; и
систему (111) для предотвращения обледенения, выполненную с возможностью предотвращения образования льда и/или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10), причем система (111) содержит
камеру (116) сгорания, имеющую воспламеняющее устройство, входное отверстие (118) для воздуха и выходное отверстие (128) для газа;
трубопровод (112) для подачи воздуха, соединенный с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания и выполненный с возможностью приема воздуха низкого давления от компрессора и направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания;
один или более подающих трубопроводов, соединенных с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания, которые также выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата (10), причем камера (116) сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10);
трубопровод (124) для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру (116) сгорания с основным источником топлива;
первый клапан (113), расположенный в трубопроводе (112) для подачи воздуха и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями; и
второй клапан, расположенный в трубопроводе (124) для подачи топлива камеры сгорания и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями;
блок (146) управления предотвращением обледенения, сообщающийся с воспламеняющим устройством, первым клапаном и вторым клапаном и
выполненный с возможностью управления ими, а также выполненный с возможностью
(a) открытия первого клапана (113) для направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха,
(b) открытия второго клапана для подачи топлива в камеру (116) сгорания,
(c) приведения в действие воспламеняющего устройства (127) для обеспечения воспламенения в камере (116) сгорания,
(d) слежения за температурой пламени для определения того, что была достигнута необходимая температура пламени, и
(e) слежения за температурой выпущенного нагретого газа для определения того, что была достигнута необходимая температура газа.
23. Летательный аппарат (10) по п. 22, в котором один или более подающих трубопроводов содержат
подающий трубопровода (130) входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки входной кромки двигателя; и/или
подающий трубопровод (132) крыла, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки крыла летательного аппарата (10).
24. Летательный аппарат (10) по п. 23, в котором система (111) для предотвращения обледенения также содержит по меньшей мере один барьер для сбора конденсата, соединенный по меньшей мере с одним передающим трубопроводом, во внутренней камере обшивки входной кромки и/или внутренней камере передней кромки крыла,
причем указанный по меньшей мере один барьер для сбора конденсата выполнен с возможностью направления конденсата по меньшей мере в один передающий трубопровод и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку входной кромки двигателя и/или переднюю кромку крыла.
25. Летательный аппарат (10) по п. 22, 23 или 24, в котором система (111) для предотвращения обледенения также содержит
перепускной трубопровод (138), выполненный с возможностью соединения выходного отверстия (140) для отбираемого воздуха внутреннего контура (110) двигателя с одним или более подающими трубопроводами; и
клапан (141), расположенный в перепускном трубопроводе (138), причем клапан (141) выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура (110) двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов.
