FR2666064A1 - Systeme d'evacuation de couche limite de moteur d'avion commande electriquement. - Google Patents
Systeme d'evacuation de couche limite de moteur d'avion commande electriquement. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2666064A1 FR2666064A1 FR9110555A FR9110555A FR2666064A1 FR 2666064 A1 FR2666064 A1 FR 2666064A1 FR 9110555 A FR9110555 A FR 9110555A FR 9110555 A FR9110555 A FR 9110555A FR 2666064 A1 FR2666064 A1 FR 2666064A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- air
- compressor
- boundary layer
- engine
- turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 claims abstract description 30
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 14
- 230000005465 channeling Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 11
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 11
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 9
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 6
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 2
- 241000238876 Acari Species 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
- B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for sucking
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
- B64D13/08—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned the air being heated or cooled
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/06—Boundary layer controls by explicitly adjusting fluid flow, e.g. by using valves, variable aperture or slot areas, variable pump action or variable fluid pressure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
- B64D2013/0603—Environmental Control Systems
- B64D2013/0622—Environmental Control Systems used in combination with boundary layer control systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S62/00—Refrigeration
- Y10S62/05—Aircraft cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Un moteur à turbine à gaz d'avion (10) est muni d'un dispositif d'évacuation d'air de couche limite commandé électriquement pour évacuer de l'air de couche limite pour l'ôter de la nacelle (220) et de l'aile (180) ou de toute autre partie de l'enveloppe externe de l'avion afin de réduire la couche limite ou traînée de surface et afin d'utiliser l'air de couche limite en tant que source d'air comprimé et d'air de refroidissement pour le système de contrôle de l'environnement de l'avion (100). Un mode de réalisation particulier de l'invention fournit un moyen pour canaliser une partie de l'air de couche limite afin qu'il soit en outre utilisé pour produire une poussée et pour réduire la traînée dans des régions basse pression de l'avion et du moteur.
Description
La présente invention concerne de façon générale un dispositif de moteur à
turbine à gaz d'avion pour évacuer de l'air de couche limite au niveau des ailes et des nacelles afin de réduire la traînée En particulier, la présente invention concerne un dispo- sitif alimenté électriquement et entraîné par un moteur pour évacuer l'air de couche limite et pour utiliser l'air d'évacuation de couche limite pour des systèmes
de contrôle de l'environnement des avions.
La traînée aérodynamique des avions pose un problème de consommation de carburant aux concepteurs
d'avions La traînée aérodynamique génère une augmenta-
tion significative de la consommation de carburant spécifique des avions et l'une des composantes de la traînée aérodynamique est la traînée de couche limite qui est associée aux nacelles du moteur, aux ailes, aux cheminées et à d'autres surfaces qui sont exposées à la vitesse du courant libre qui est d'environ 965 km/h
( 600 miles par heure) à la vitesse de croisière.
Lorsque de l'air s'écoule sur et au-dessus d'une surface telle qu'une nacelle de moteur, il constitue progressivement une couche limite à faible vitesse d'une épaisseur croissante Dans cette couche limite, une partie de la composante de vitesse due à la pression totale du courant libre est convertie en une
pression statique augmentée Il résulte de l'augmenta-
tion de la pression statique, de l'épaisseur de la couche limite et de la diffusion qu'un certain point est atteint pour lequel une contre- pression fait qu'une
couche limite laminaire devient turbulente.
Dans la région turbulente, une quantité considé-
rable de la pression totale est convertie en une température statique représentée thermodynamiquement par un accroissement d'entropie Au moment o la couche limite quitte la surface, ou dans le cas particulier d'un moteur à turbine à gaz d'avion, l'extrémité de la nacelle, une perte non récupérable de la pression
totale se produit L'accroissement important de l'en-
tropie qui est associé à la turbulence s'effectue aux dépens du moment de l'air La turbulence donne lieu également à une augmentation de la pression statique qui peut accroître l'intensité de la force de pression agissant à l'arrière sur la surface Si l'épaisseur de la couche limite est maintenue faible, la séparation et
la turbulence ne se produisent alors pas et la traînée peut être sensiblement réduite.
Une manière pour éviter une augmentation de l'épaisseur de la couche limite consiste à pomper ou à évacuer l'air de la couche limite au travers d'orifices ménagés dans la surface Les pompes ou compresseurs de couche limite sont souhaitables d'un point de vue aérodynamique mais ils génèrent des problèmes de con- ception du point de vue du poids et de la complexité du fait des débits d'écoulement d'air relativement impor-25 tants qui sont associés au pompage ou à l'évacuation effective de la couche limite Le concept n'a pas été utilisé pour les avions modernes et les moteurs car jusqu'ici, les bénéfices tirés de la consommation de carburant spécifique ont été plus que contrebalancés30 par les pénalisations induites par l'ajout de poids et de complexité généré par les systèmes proposés Un problème auquel s'attaque la présente invention est qu'un système d'évacuation d'air de couche limite nécessite une quantité importante d'équipements supplé-35 mentaires, particulièrement des compresseurs, pour purger ou évacuer la couche limite Par conséquent, la présente invention propose une solution pour réduire efficacement la traînée aérodynamique en utilisant une évacuation de couche limite avec une augmentation
minimale du poids et de la complexité de l'avion.
Les avions d'aujourd'hui utilisent des moteurs à turbine à gaz qui, en plus de la propulsion, assurent des fonctions secondaires demandées par les systèmes de
l'avion Ces fonctions secondaires incluent l'alimenta-
tion électrique, l'alimentation hydraulique et l'évacu-
ation de l'air de l'avion L'air d'évacuation est normalement extrait du compresseur du moteur et après pré-refroidissement avec de l'air de la soufflante du moteur dans un échangeur thermique, il est acheminé jusqu'à divers systèmes de l'avion tels que le capot de cheminée, le système anti-glace des ailes ainsi que le système de pressurisation de la cabine et de contrôle de l'environnement qui permet de contrôler la fraîcheur et la température de l'air de la cabine Ces deux
systèmes sont généralement appelés respectivement sys-
tème anti-glace et système de contrôle de l'environ- nement.
En tant que partie du système de canalisation de l'air de l'avion, l'air est également retourné selon un
écoulement inverse au moteur o il entraîne un démar-
reur de moteur à turbine à air L'air pour le démarrage du moteur peut être obtenu à partir d'une installation
au sol, d'une unité d'alimentation auxiliaire placée à bord ou à partir de l'air d'évacuation qui provient d'un autre moteur.30 L'extraction de l'air d'évacuation de l'avion qui provient du compresseur du moteur a des effets défavo-
rables sur le cycle de propulsion et sur la durée de vie du moteur De l'air pris dans le compresseur du mo- teur subit une pénalisation de la poussée dynamique35 (perte de moment) La poussée nette du moteur est égale au moment d'échappement du moteur moins la traînée dynamique d'entrée La puissance de la turbine du moteur est nécessaire pour comprimer l'air et doit
prendre en compte le manque de rendement du com-
presseur Par conséquent, une consommation supplé-
mentaire de carburant est toujours associée à l'air
d'évacuation (l'air qui ne produit pas de poussée).
Ce carburant supplémentaire brûlé dans la chambre de combustion du moteur conduit à une température plus élevée des gaz qui sont acheminés jusqu'à la turbine du moteur ainsi qu'à une réduction de la durée de vie des aubes de la turbine Ces pénalisations doivent être subies afin que la turbine du moteur fournisse une puissance supplémentaire qui est associée à l'air
d'évacuation Il n'est pas possible, sans une com-
plexité non souhaitable, d'évacuer toujours l'étage de compresseur du moteur qui assure exactement la pression correcte nécessaire pour le système anti-glace de l'avion ainsi que pour le système de contrôle de
l'environnement de l'avion également Typiquement, seu-
lement deux ports d'évacuation sont prévus Par conséquent, cela conduit à de l'air d'évacuation qui dépasse les nécessités de pression minimale, ce qui aboutit à pénaliser encore davantage le cycle du
moteur, plus que ne l'imposent les systèmes de l'avion.
La plupart du temps, l'air d'évacuation n'est pas seulement à une pression plus élevée que la pression nécessaire mais il est également trop chaud Pour des raisons de sécurité vis-à-vis du feu, la température maximale de l'air d'évacuation est habituellement
limitée entre 232 C et 260 C.
Le contrôle de la température implique le refroi-
dissement de l'air d'évacuation au moyen d'un dispo-
sitif de pré-refroidissement La plupart des moteurs modernes utilisent de l'air de la soufflante pour
refroidir l'air d'évacuation du compresseur L'utilisa-
tion de l'air de la soufflante impose une pénalisation supplémentaire du point de vue de la consommation de
carburant En outre, le dispositif de pré-refroidis-
sement est habituellement important et il nécessite un ventilateur aspirant de soufflante qui produit une traînée Un moteur typique à turbo-soufflante impor- tante consommera environ 3 % de carburant supplémentaire et fonctionnera à une température de turbine plus
chaude d'environ 100 C afin de fournir l'air d'évacua-
tion aux systèmes de l'avion La présente invention
traite de ces problèmes, des déficiences caractéris-
tiques de l'art antérieur et des dispositifs classiques
utilisés pour acheminer l'air d'évacuation des avions.
Un autre aspect de la présente invention concerne le démarreur qui est entraîné par l'air du moteur Les démarreurs à air sont classiquement des turbines alimentées par de l'air qui sont montées sur la boîte
de vitesses auxiliaire du moteur La turbine de démar-
reur tourne à une vitesse relativement élevée et entraîne le moteur par l'intermédiaire d'un système d'engrenage planétaire pendant l'accélération du moteur jusqu'à juste au-dessous de sa vitesse de ralenti Une
fois que le moteur est démarré, il commence à déve-
lopper sa propre puissance et, à une vitesse située juste au-dessous de sa vitesse de ralenti, il accélère indépendamment du démarreur Un embrayage mécanique à roue libre permet au démarreur de se désengager puis l'air du démarreur est coupé et la turbine de démarreur entre en repos Pour une situation de vol très particulière de l'avion, le démarreur peut quelquefois30 être utilisé afin de démarrer à nouveau le moteur en urgence, mais seulement dans des conditions o la
vitesse en moulinet du moteur est suffisamment faible pour que l'embrayage de démarreur puisse être engagé sans provoquer un quelconque dommage dû à ce que l'on35 appelle un engagement en catastrophe.
Les démarreurs de moteur ne sont pas utilisés lors de conditions de vol de croisière normales de l'avion o le seul moyen de redémarrage est constitué par le moteur qui tourne librement en moulinet Un avantage de la présente invention réside en ce qu'elle permet un fonctionnement du démarreur à air lors de toutes les conditions de vol d'un avion, ce qui évite le retard au rallumage de l'avion qui peut être associé à des conditions de vol non favorables pour des rallumages en moulinet rapides Par conséquent, les concepteurs de moteurs ont cherché à résoudre les problèmes posés par un redémarrage du moteur en vol par rapport à la condition de vol relativement particulière qui se présente ainsi que par rapport à l'engagement en
catastrophe du démarreur du moteur.
Des moyens commandés mécaniquement pour réduire la traînée de couche limite de diverses parties d'un avion telles que les ailes, les nacelles et les assemblages de queue d'avion ont été proposés dans le
passé.
Par conséquent, un objet de la présente invention
consiste à réduire la traînée aérodynamique d'un avion.
Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un moteur à turbine à gaz d'avion davantage efficace et d'une durée de vie plus longue en réduisant ou en éliminant l'utilisation de l'air d'évacuation du
compresseur du moteur.
Un autre objet de la présente invention consiste à fournir un moteur à turbine à gaz d'avion plus efficace en réduisant ou en éliminant l'utilisation de
l'air de soufflante du moteur à turbine à gaz pour pré-
refroidir l'air d'évacuation du compresseur qui est utilisé pour le système de contrôle de l'environnement
ainsi que pour le système anti-glace.
Un autre objet de la présente invention consiste à assurer au moteur une capacité de démarrage ou
rallumage en vol rapide et fiable.
Encore un autre objet de la présente invention consiste à munir le moteur d'un démarreur qui évite la nécessité d'un engagement en catastrophe pour le rallumage en vol. Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire la traînée de l'avion au moyen d'un dispositif simple, de poids faible et économique en carburant. Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire la traînée de l'avion en utilisant des composants d'avion et de moteur déjà existants ou
déjà utilisés.
Brièvement, selon un aspect de la présente invention, un moteur à turbine à gaz d'avion est muni d'un générateur électrique auxiliaire qui est entraîné par l'intermédiaire d'un train d'engrenages qui fait fonctionner le rotor haute pression d'un moteur à tur- bine à gaz à deux réacteurs et qui est utilisé pour
commander électriquement des compresseurs d'évacuation d'air de couche limite qui sont en communication de réception de fluide avec des surfaces externes de25 l'avion.
Un mode de réalisation particulier fournit un moyen pour évacuer de l'air de couche limite au niveau d'une nacelle de moteur ainsi qu'au niveau des ailes de l'avion et dans ce mode de réalisation, le moyen30 d'évacuation d'air de couche limite de la nacelle comprend une pluralité de compresseurs localisés dans un espacé ménagé dans la partie avant de la nacelle qui a une chemise perforée au travers de laquelle la couche limite est évacuée et l'air de la couche limite qui est35 situé sur les ailes est de manière similaire évacué au travers d'une chemise perforée au moyen de compresseurs du système de contrôle de l'environnement qui sont utilisés pour fournir de l'air de système de contrôle
de l'environnement à la cabine de l'avion et pour four-
nir de l'air de refroidissement pour l'échangeur ther-
nique du système de contrôle de l'environnement. Un mode de réalisation particulier comprend une turbine à air montée sur un arbre qui est commun au générateur auxiliaire, cette turbine ayant une entrée variable qui se présente sous la forme d'aubes
directrices d'entrée variable pour contrôler la quanti-
té d'écoulement admise pour la turbine à air Un contrôleur électronique est prévu pour contrôler le fonctionnement de l'entrée variable La turbine à air est en communication de réception de fluide commutable avec des sources d'air de démarrage comprimé qui permettent de fournir de l'air comprimé à la fois pour un démarrage du moteur au sol ou en vol Le système d'évacuation comprend un moyen pour canaliser de manière contrôlable l'écoulement d'échappement de la turbine à air jusqu'à un moyen pour acheminer l'air comprimé jusqu'au conduit anti- glace ainsi que jusqu'au
système de contrôle de l'environnement.
Un autre mode de réalisation comprend un moyen pour décharger l'air d'évacuation de couche limite à l'intérieur d'une région basse pression du conduit de la soufflante qui produit une traînée sur le moteur,
comme sur l'extrémité avant du carénage de la cheminée.
Les objets, caractéristiques et avantages men-
tionnés ci-avant apparaîtront à l'évidence à la lumière
de la description détaillée qui suit que l'on lira en
relation avec les dessins annexés parmi lesquels: la figure 1 est une représentation schématique d'un moteur à turbine à gaz à deux rotors; et la figure 2 est une représentation schématique du
mode de réalisation particulier de la présente inven-
tion. La figure 1 représente un moteur à turbine à gaz typique 10 qui a, selon une relation d'écoulement série, une section de soufflante 12, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 20, une section de chambre de combustion 24, une turbine haute pression 30 et une turbine basse pression 34 Un rotor haute pression 31 comprend un arbre haute
pression 38 qui relie, selon une relation d'entraîne-
ment, la turbine haute pression 30 au compresseur haute pression 20 et un rotor basse pression 35 comprend un arbre basse pression 42 qui est disposé à l'intérieur de l'arbre haute pression 38 qui relie par entraînement la turbine basse pression 34 au compresseur basse pression 16 et à la soufflante 12 Un arbre de prise de force 47 relie par entraînement l'arbre haute pression 38 à une commande à vitesse constante 48 au travers d'une boîte de vitesses intermédiaire 38 représentée par les engrenages coniques à 45 degrés dessinés de façon générale au niveau de leur point d'intersection 41. Un moyen d'évacuation de compresseur 54, sur la
figure 1, comprend une ligne d'évacuation de mi-
compressseur 43, c'est-à-dire une évacuation de huitiè-
me étage pour un CF 6-80 C 2 de General Electric, et une ligne d'évacuation de décharge de compresseur 45 qui sont reliées ensemble et dérivées jusqu'au compresseur haute pression 20 au moyen d'un conduit d'évacuation de compresseur 56 Une vanne de non retour 44 est disposée dans la ligne d'évacuation de mi-compresseur 43 et elle empêche l'air de pression plus élevée qui provient de la ligne d'évacuation de décharge de compresseur 45, qui a une vanne d'arrêt commandée par pression 46 disposée à l'intérieur, de s'écouler à l'intérieur d'un étage médian du compresseur, en retour au travers de la ligne d'évacuation de mi-compresseur 43 Bien que la présente invention élimine ou réduise la nécessité de l'utilisation de l'air de compresseur par le système de contrôle de l'environnement, certaines conditions de fonctionnement s'imposent lorsque cette utilisation de
l'air est nécessaire Par conséquent, lors du fonc-
tionnement au ralenti du moteur à turbine à gaz 10, l'air qui provient de la ligne d'évacuation de décharge de compresseur 45 peut être utilisé pour le système anti-glace et si nécessaire, pour l'air d'appoint du système de contrôle de l'environnement Pendant le reste du fonctionnement du moteur, l'air d'évacuation
de compresseur est acheminé depuis la ligne d'évacua-
tion de mi-compresseur 43 jusqu'au conduit d'évacuation
de compresseur 56.
La figure 2 représente de manière schématique le mode de réalisation particulier de la présente invention pour une aile montée sur un moteur à turbine à gaz d'avion 10 Le mode de réalisation particulier fournit un moyen d'alimentation électrique généralement représenté dans ce mode de réalisation particulier en tant que générateur électrique 32 qui est connecté par entraînement par l'intermédiaire d'une commande à vitesse constante 48 et d'un arbre de prise de force 47 à l'arbre haute pression 38 et qui est utilisé pour alimenter le dispositif d'évacuation de couche limite ainsi que le système de contrôle de l'environnement Le système de contrôle de l'environnement comprend un boîtier de contrôle de l'environnement 100 qui est classiquement placé dans un caisson de contrôle de l'environnement (non représenté) de l'avion Le boîtier de contrôle de l'environnement 100 a divers composants qui sont représentés dans le rectangle en pointillés de
la figure 2 et qui sont décrits plus en détail ci-
après. Le mode de réalisation particulier, tel que représenté sur la figure 2, est muni d'un moyen d'évacuation de couche limite de nacelle d'avion qui a il un moyen d'évacuation de couche limite de nacelle 216 qui comprend une enveloppe perforée 214 qui entoure une partie de nacelle avant 220 qui comprend à l'intérieur un espace de nacelle 210 pour évacuer une partie de la couche limite qui provient de la partie avant de la nacelle 220, cet espace s'étendant à l'arrière depuis environ le bord d'attaque de nacelle 218 L'espace de nacelle 210 est en communication d'alimentation de fluide avec un moyen de compresseur de couche limite de nacelle qui, dans le mode de réalisation particulier, est constitué par une pluralité de compresseurs de couche limite de nacelle 60 qui suivent le pourtour de l'intérieur de la nacelle 220 Le compresseur de couche limite de nacelle 60 est entraîné par un moteur électrique 65 qui reçoit sa puissance d'un générateur électrique 32 et qui peut être intégralement monté à l'intérieur d'un boîtier commun avec le compresseur de couche limite 60 de manière à former une unité facilement utilisable Dans le mode de réalisation particulier, le compresseur de couche limite 60 est un compresseur centrifuge qui effectue la décharge jusqu'à une région de basse pression du moteur 66 telle que dans le conduit de dérivation de soufflante 13 représenté schématiquement sur la figure 1 o il peut être utilisé pour la poussée et pour la réduction de la
traînée du conduit de soufflante.
Le mode de réalisation particulier est en outre muni d'un moyen d'évacuation de couche limite d'aile commandé électriquement 185 qui fournit de l'air à la
fois pour le refroidissement de la cabine et de l'é-
changeur thermique Le moyen d'évacuation de couche limite 185 comprend une partie d'aile avant 190 de l'aile d'avion 180 dans laquelle la partie avant est recouverte avec une enveloppe d'aile perforée 194 qui est disposée autour d'une cavité d'aile 180 qui permet l'échappement jusqu'à un conduit de refroidissement de système de contrôle de l'environnement 300 qui se sépare respectivement en des première et seconde lignes de jonction 310 et 320 Un compresseur d'air de cabine entraîné par un moteur électrique 126 qui est commandé par un générateur électrique 32 évacue l'air de couche limite et reçoit cet air qui provient de la ligne de jonction 310 qui le convoie ensuite jusqu'à la cabine d'avion 167 après qu'il a été refroidi au contact de l'air de la cabine jusqu'à l'échangeur thermique 110 et jusqu'à l'échangeur thermique de
conditionneur d'air au fréon 116 L'air de refroidis-
sement d'échangeur de chaleur destiné au boîtier du système de contrôle de l'environnement 100 est acheminé par le système d'évacuation de couche limite au travers de la ligne de jonction 310 et ceci est expliqué en outre ci-après Un mélangeur du type éjecteur 105 est disposé entre le compresseur d'air de cabine 120 et l'échangeur thermique 110 et il peut fonctionner pour recevoir si nécessaire de l'air d'appoint qui provient du moyen d'évacuation de compresseur 54 et qui est
canalisé au travers d'un conduit multifonction 70.
Un système de refroidissement au fréon 135 qui a la préférence est contenu à l'intérieur du boîtier de système de contrôle de l'environnement 100 pour un
refroidissement supplémentaire de l'air de la cabine.
Un compresseur à fréon actionné électriquement 140 est entraîné par un moteur électrique 146 qui est commandé par le générateur électrique 32 Sont en outre inclus dans le circuit au fréon du système de refroidissement au fréon 135, suivant une relation d'écoulement série avec le compresseur au fréon 140, un condenseur 125 et une vanne de détente 138 Le condenseur 125 est refroidi à l'air au moyen de l'air qui est évacué de l'aile au travers de la ligne de jonction 320 par le
compresseur d'air de refroidissement 130 qui est en-
traîné par un moteur électrique 150 qui à son tour est
alimenté par le générateur électrique 32.
L'utilisation des compresseurs d'évacuation de couche limite commandés électriquement 120 et 130 élimine ou réduit la nécessité d'un système supplé- mentaire pour évacuer l'air de couche limite et fournit ainsi une solution pratique à l'un des problèmes associés aux systèmes d'évacuation de couche limite
d'avion de l'art antérieur L'utilisation d'un géné-
rateur électrique 32 pour commander également le système de refroidissement au fréon 135 renforce la portée de la solution présentée ici Les dispositifs commandés électriquement sont fiables, de faible coût
et peuvent être maintenus facilement.
Le fait d'utiliser l'échappement de l'air d'évacuation de couche limite qui a été comprimé par les compresseurs de couche limite de nacelle 60 et par le compresseur d'air de refroidissement 130 pour réduire la traînée a pour avantage d'améliorer encore
le rendement global de l'invention.
L'invention élimine ou réduit le besoin de pré-
refroidisseurs d'air d'évacuation classiques qui utilisent de l'air de soufflante pour refroidir l'air d'évacuation de compresseur, ces prérefroidisseurs étant classiquement utilisés pour fournir de l'air aux systèmes de contrôle de l'environnement ainsi qu'aux systèmes anti-glace La turbine à air de démarrage 50
se dilate et par conséquent refroidit l'air d'éva-
cuation de compresseur qui est reçu depuis le moyen d'évacuation de compresseur 54 et ainsi réduit ou élimine la nécessité d'un prérefroidisseur d'air d'évacuation tel qu'on le trouve dans les systèmes de contrôle de l'environnement classiques si le système
est dimensionné et conçu de manière correcte.
Une turbine à air 50, de préférence une turbine à air à entrée radiale et à étage unique, qui a une entrée de turbine à air 57 est connectée selon une relation d'entraînement réversible, de préférence par l'intermédiaire d'une commande à vitesse constante 48 et d'un arbre de prise de force 47, à un arbre haute5 pression 38 Le moyen d'évacuation de compresseur 54 placé sur le moteur 10 est connecté selon une communication d'alimentation de fluide au moyen d'un conduit d'évacuation de compresseur 56 à l'entrée de turbine à air 57.10 Une vanne d'alimentation d'air de démarrage 59, classiquement reliée par un conduit jusqu'à l'entrée de turbine à air 57 au travers d'un conduit multifonction 70, fournit des sources d'air de démarrage y compris des sources d'air en vol telles que des systèmes d'évacuation en croix qui proviennent d'autres moteurs. Une vanne de décharge d'air de démarrage commutable 75 qui a une ligne de décharge vers l'extérieur 74 est disposée dans la ligne de canalisation multifonction 70 La ligne de décharge de turbine à air 74 dont le fonctionnement est commandé par la vanne de décharge de turbine 75 est prévue pour décharger l'échappement de turbine à air lors du démarrage du moteur lorsque l'air comprimé est fourni à la turbine à air 50 au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 par la vanne25 d'alimentation d'air de démarrage 59 La ligne de canalisation multifonction 70 est connue de l'homme de
l'art, elle est classiquement appelée canalisation d'air d'évacuation et elle est classiquement utilisée pour acheminer de l'air d'évacuation de compresseur au30 système de contrôle de l'environnement ainsi qu'au système anti-glace.
La turbine à air 50 comprend une entrée de vanne variable 57 et un contrôleur 500 pour contrôler la quantité d'écoulement au travers de la turbine à air 5035 qui, dans des conditions de vol de croisière normales, a seulement besoin d'une petite quantité d'écoulement d'air pour refroidir la turbine ainsi que d'autres parties Lors de conditions anormales, lorsque le système de contrôle de l'environnement de l'avion ne peut pas fournir tout l'écoulement d'air nécessaire à la cabine, la turbine à air 50 est utilisée pour refroidir l'air qui provient du moyen d'évacuation de compresseur 54 et pour le canaliser au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 jusqu'au boîtier de système de contrôle de l'environnement 100 La turbine à air 50 peut également être utilisée pour fournir de l'air au système anti-glace au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 Le contrôleur en boucle fermée 500 répond aux signaux qui indiquent la température et la pression dans la ligne 70 Le contrôleur en boucle fermée 500 ferme et ouvre l'entrée de vanne variable 57, à la manière d'un diaphragme d'appareil photo, afin d'empêcher toute surchauffe ou toute surpression au niveau de la ligne de canalisation multifonction 70 qui est également utilisée pour acheminer de l'air au système anti-glace Lors de l'opération de démarrage au sol du moteur selon l'invention illustrée sur les figures 1 et 2, la turbine à air 50 fonctionne en tant que turbine de démarrage à air classique qui reçoit de l'air de démarrage comprimé depuis la ligne de canalisation multifonction 70 L'air de démarrage est ensuite déchargé à l'extérieur par la vanne de décharge d'air de démarrage 76 au travers de la ligne 74 La puissance créée au niveau de la turbine à air 50 met en route
l'arbre de turbine haute pression 38 par l'intermé- diaire de l'entraînement à vitesse constante 48 jusqu'à ce que le moteur
10 puisse continuer à fonctionner sans l'aide de la turbine à air 50 A ce point du fonctionnement du moteur, la turbine à air 50 continue à tourner, entraînée par l'arbre haute pression 38 et l'entrée variable 57 est fermée par le contrôleur 500
jusqu'à un certain point qui fournit seulement suffi-
samment d'air de compresseur pour refroidir la turbine à air 50 et pour empêcher tout dommage provoqué par la chaleur à ses composants tels que son rotor Sous ce rapport, la présente invention est différente des démarreurs classiques qui utilisent une certaine sorte de mécanisme d'embrayage après le démarrage du moteur pour déconnecter la turbine de démarrage La vanne d'air de démarrage 59 est ensuite retournée à une position qui permet à l'air d'évacuation de compresseur d'être acheminé au travers de la ligne de canalisation multifonction 70 pour être utilisé dans le système anti-glace et en tant qu'air d'appoint pour le système
de contrôle de l'environnement si nécessaire.
La présente invention a été décrite au moyen
d'illustrations Il est bien entendu que la termino-
logie qui a été utilisée se rapporte à la nature des
mots de la description et ne constitue en rien une
limitation de l'invention Il est important de noter que la multifonctionnalité attribuée à bon nombre d'éléments de l'invention tels que les conduits, les vannes, les soufflantes et les compresseurs a pour avantage de diminuer la consommation de carburant spécifique du moteur et de l'avion et d'abaisser la traînée de l'avion L'invention prévoit l'utilisation du système de récupération d'énergie ainsi que de l'aile, de la nacelle et des systèmes d'évacuation de couche limite d'assemblage de nacelle et de queue en combinaison individuellement ainsi qu'en combinaison avec divers modes de réalisation de la présente invention. A l'évidence, bon nombre de modifications et de variantes de la présente invention sont possibles à la lumière des enseignements mentionnés ci-avant Il est
par conséquent bien entendu que la présente invention peut être mise en oeuvre selon d'autres voies que celles décrites ici pourvu que l'on reste dans le cadre5 de l'invention.
Claims (10)
1 Dispositif pour évacuer de l'air de couche limite d'une partie des surfaces externes d'un avion propulsé au moyen d'un moteur à turbine à gaz ( 10), caractérisé en ce que ledit dispositif comprend: un moyen de compresseur d'air d'évacuation ali- menté en courant électrique qui en communication d'acheminement de fluide avec la surface externe de l'avion, qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de la surface externe de l'avion et qui est alimenté en courant électrique par un générateur électrique ( 32)
entraîné par le moteur à turbine à gaz de l'avion.
2 Dispositif selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que ledit moyen de compresseur d'air d'évacuation comprend un moyen de compresseur de nacelle alimenté en courant électrique qui est en communication d'acheminement de fluide avec une partie de la surface externe de l'avion située au niveau d' une nacelle de moteur ( 220) et qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de la surface externe de la
nacelle.
3 Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit moyen de compresseur de
nacelle comprend une pluralité de compresseurs alimen-
tés en courant électrique ( 60) qui sont disposés à
l'intérieur de la nacelle ( 220).
4 Dispositif selon la revendication 2, carac-
térisé en ce que ledit moyen de compresseur d'air
d'évacuation comprend en outre un compresseur d'achemi-
nement d'air de système de contrôle de l'environnement alimenté en courant électrique ( 120) qui est en communication d'acheminement de fluide avec une partie ( 190) de la surface externe de l'aile d'avion ( 180) et qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de ladite partie de la surface externe de l'aile et
d'acheminer de l'air dans la cabine de l'avion.
5 Dispositif selon la revendication 4, carac- térisé en ce que ledit moyen de compresseur d'air d'évacuation comprend en outre un compresseur d'échan- geur thermique de système de contrôle de l'environ- nement alimenté en courant électrique ( 140) qui est en10 communication d'acheminement de fluide avec ladite partie de la surface externe de l'aile d'avion ( 180) et
qui permet d'évacuer de l'air de couche limite de la surface externe de l'aile et d'acheminer de l'air de refroidissement d'échangeur thermique au système de15 contrôle de l'environnement ( 100).
6 Dispositif selon la revendication 5, carac- térisé en outre en ce qu'il comprend une commande à vitesse constante ( 48) qui est connectée audit généra- teur alimenté en courant électrique ( 32) du moteur à20 turbine à gaz d'avion ( 10) et qui le commande, qui est connectée selon une manière réversible à une turbine à
air de démarrage ( 50) et qui est entraînée par cette turbine qui a une entrée de section variable ( 57). 7 Dispositif selon la revendication 6, carac-
térisé en ce qu'il comprend en outre un moyen de canalisation d'air d'évacuation ( 70) en communication
d'acheminement de fluide avec une sortie de ladite turbine à air de démarrage ( 50), dans lequel ledit moyen de canalisation d'air d'évacuation ( 70) est30 utilisé pour acheminer de l'air comprimé au système anti-glace ainsi qu'au système de contrôle de l'envi-
ronnement de la cabine. 8 Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite entrée de section variable de
turbine à air de démarrage ( 57) est commandée par un moyen de commande d'entrée.
9 Dispositif selon la revendication 8, carac-
térisé en ce que ledit moyen de commande d'entrée est
un moyen de commande électronique ( 500).
Dispositif selon la revendication 5, carac-
térisé en outre en ce qu'il comprend un mélangeur ( 105)
de système de contrôle de l'environnement en communica-
tion d'acheminement de fluide avec à la fois une sortie d'échappement dudit compresseur d'acheminement d'air ( 120) du système de contrôle de l'environnement ( 100) et une canalisation d'évacuation de moteur ( 70), dans lequel ledit mélangeur ( 105) permet de recevoir et de mélanger l'air d'évacuation de couche limite qui provient dudit compresseur d'acheminement d'air ( 120) du système de contrôle de l'environnement ( 100) à de l'air comprimé qui provient de ladite canalisation
d'évacuation de moteur ( 70).
11 Dispositif selon la revendication 10, carac-
térisé en ce qu'il comprend une commande à vitesse constante ( 48) qui est connectée audit générateur alimenté en courant électrique ( 32) du moteur à turbine à gaz d'avion ( 10) et qui le commande, et qui est connectée selon une manière réversible à une turbine à air de démarrage ( 50) et qui est entraînée par cette turbine qui a une entrée de section variable ( 57); et dans lequel ladite canalisation d'évacuation de moteur ( 70) est en communication d'acheminement de fluide avec une sortie de ladite turbine à air de démarrage ( 50), dans lequel ledit moyen de canalisation d'air d'évacuation ( 70) permet d'acheminer de l'air comprimé au système anti-glace ainsi qu'au système de
contrôle de l'environnement de la cabine ( 100).
12 Dispositif selon la revendication 11, carac-
térisé en ce que ladite entrée de section variable ( 57) de ladite turbine à air de démarrage ( 50) est contrôlée
par un moyen de contrôle électronique ( 500).
13 Dispositif selon la revendication 12, carac-
térisé en ce qu'il comprend en outre un compresseur de conditionnement d'air de système de contrôle de l'environnement alimenté en courant électrique ( 140) par ledit générateur ( 32).
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/572,825 US5114103A (en) | 1990-08-27 | 1990-08-27 | Aircraft engine electrically powered boundary layer bleed system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2666064A1 true FR2666064A1 (fr) | 1992-02-28 |
FR2666064B1 FR2666064B1 (fr) | 1997-03-07 |
Family
ID=24289503
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR9110555A Granted FR2666064A1 (fr) | 1990-08-27 | 1991-08-23 | Systeme d'evacuation de couche limite de moteur d'avion commande electriquement. |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5114103A (fr) |
CA (1) | CA2046765A1 (fr) |
DE (1) | DE4128078A1 (fr) |
FR (1) | FR2666064A1 (fr) |
GB (1) | GB2247510B (fr) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2742479A1 (fr) * | 1995-12-13 | 1997-06-20 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un turbomoteur sur aeronef |
FR3089492A1 (fr) * | 2018-12-10 | 2020-06-12 | Airbus | Aeronef presentant une aile avec un bord d’attaque perfore et un systeme de soufflage et aspiration |
Families Citing this family (67)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB9121455D0 (en) * | 1991-10-10 | 1991-11-27 | Rolls Royce Plc | Control of boundary layer flow |
US5368258A (en) * | 1993-08-05 | 1994-11-29 | Rohr, Inc. | Arrangement for maintaining laminar air flow over gaps in aircraft engine nacelle surfaces |
US5535967A (en) * | 1993-12-20 | 1996-07-16 | Alliedsignal Inc. | Floating speed electrically driven suction system |
US5490644A (en) * | 1993-12-20 | 1996-02-13 | The Boeing Company | Ducted boundary layer diverter |
US5779196A (en) * | 1995-12-08 | 1998-07-14 | The Boeing Company | Ram air drive laminar flow control system |
DE19617952C2 (de) * | 1996-05-04 | 1998-07-02 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Absauggeneratorsystem eines Flugzeuges für die Laminarhaltung der Grenzschicht |
US5911388A (en) * | 1997-01-15 | 1999-06-15 | Sundstrand Corporation | Environmental control system with energy recovery and bleed air assist |
US6058715A (en) * | 1997-12-09 | 2000-05-09 | Alliedsignal Inc. | Environmental control system including air cycle machine and electrical machine |
US6124646A (en) * | 1998-02-11 | 2000-09-26 | Alliedsignal Inc. | Aircraft air conditioning system including electric generator for providing AC power having limited frequency range |
US5939800A (en) * | 1998-02-11 | 1999-08-17 | Alliedsignal Inc. | Aircraft electrical power system including air conditioning system generator |
US6305156B1 (en) * | 1999-09-03 | 2001-10-23 | Alliedsignal Inc. | Integrated bleed air and engine starting system |
WO2002066323A2 (fr) * | 2001-02-16 | 2002-08-29 | United Technologies Corporation | Architecture d'aeronef amelioree comportant un systeme de puissance secondaire a purge reduite |
US20020166923A1 (en) * | 2001-05-08 | 2002-11-14 | Munoz Jules Ricardo | Reduced bleed vapor compression cycle environmental control system for aircraft |
US6684660B1 (en) | 2002-08-08 | 2004-02-03 | Hamilton Sundstrand | Pneumatic cabin super charger |
US20040231350A1 (en) * | 2003-05-21 | 2004-11-25 | Erin Kline | Compact air conditioning mixer system |
DE10361390B4 (de) | 2003-12-29 | 2008-05-08 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren und Einrichtung zur Absaugung der Grenzschicht |
DE102004024016A1 (de) * | 2004-05-13 | 2005-12-22 | Airbus Deutschland Gmbh | Anordnung zur Grenzschichtabsaugung |
GB0416344D0 (en) | 2004-07-22 | 2004-08-25 | Rolls Royce Plc | Generator assembly |
US7322202B2 (en) * | 2004-09-22 | 2008-01-29 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric motor driven supercharger with air cycle air conditioning system |
US20060102801A1 (en) * | 2004-11-01 | 2006-05-18 | The Boeing Company | High-lift distributed active flow control system and method |
US7513120B2 (en) | 2005-04-08 | 2009-04-07 | United Technologies Corporation | Electrically coupled supercharger for a gas turbine engine |
DE102005037285A1 (de) | 2005-08-08 | 2007-02-15 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Verfahren zum Betreiben einer Flugzeugklimaanlage |
US7721989B2 (en) * | 2006-03-01 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Multi-path inlet for aircraft engine |
US20080023590A1 (en) * | 2006-07-28 | 2008-01-31 | Merrill Gerald L | Boundary layer pumped propulsion system for vehicles |
US7861968B2 (en) * | 2006-10-26 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Air inlet and method for a highspeed mobile platform |
US7624944B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-12-01 | The Boeing Company | Tandem air inlet apparatus and method for an airborne mobile platform |
US7788898B2 (en) * | 2006-12-06 | 2010-09-07 | General Electric Company | Variable coupling of turbofan engine spools via open differential gear set or simple planetary gear set for improved power extraction and engine operability, with torque coupling for added flexibility |
DE102007019820B4 (de) * | 2007-04-26 | 2012-03-08 | Airbus Operations Gmbh | Kühlsystem durch Grenzschichtabsaugung |
US7708230B2 (en) * | 2007-05-29 | 2010-05-04 | United Technologies Corporation | Flow distribution system for inlet flow control |
US8657567B2 (en) * | 2007-05-29 | 2014-02-25 | United Technologies Corporation | Nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system |
US9719428B2 (en) * | 2007-11-30 | 2017-08-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with pylon mounted accessory drive |
US8132758B2 (en) * | 2008-03-12 | 2012-03-13 | Hamilton Sundstrand Corporation | Environmental control system pack pallets |
FR2948337B1 (fr) * | 2009-07-24 | 2011-07-29 | Aircelle Sa | Circuit d'alimentation electrique pour nacelle de turboreacteur |
US20130040545A1 (en) * | 2011-08-11 | 2013-02-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Low pressure compressor bleed exit for an aircraft pressurization system |
DE102011112250A1 (de) * | 2011-09-02 | 2013-03-07 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Hilfsgerätegetriebeeinrichtung für ein Triebwerk |
CA2854050C (fr) | 2011-11-29 | 2018-09-04 | Short Brothers Plc | Systeme et procede de refroidissement d'une aile d'avion |
US9045998B2 (en) | 2011-12-12 | 2015-06-02 | Honeywell International Inc. | System for directing air flow to a plurality of plena |
US9260974B2 (en) | 2011-12-16 | 2016-02-16 | General Electric Company | System and method for active clearance control |
GB201200290D0 (en) | 2012-01-10 | 2012-02-22 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine buffer seals |
US9163562B2 (en) | 2012-03-14 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Constant speed pump system for engine ECS loss elimination |
US9267390B2 (en) | 2012-03-22 | 2016-02-23 | Honeywell International Inc. | Bi-metallic actuator for selectively controlling air flow between plena in a gas turbine engine |
US9488067B2 (en) | 2014-01-14 | 2016-11-08 | The Boeing Company | Aircraft anti-icing systems having deflector vanes |
FR3017159B1 (fr) | 2014-01-31 | 2016-03-04 | Snecma | Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef a partir de son turbopropulseur |
US9878796B2 (en) * | 2014-03-27 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Hybrid drive for gas turbine engine |
EP2995553B1 (fr) * | 2014-09-09 | 2017-02-01 | Airbus Defence and Space GmbH | Appareil générateur d'air pour aéronef et son procédé de fonctionnement |
GB201416407D0 (en) | 2014-09-17 | 2014-10-29 | Rolls Royce Plc | Aircraft environmental control system air duct arrangement |
US10494106B2 (en) | 2015-05-11 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Environmental cooling systems for aircraft |
US10954858B2 (en) * | 2015-06-18 | 2021-03-23 | Hamilton Sunstrand Corporation | Plate fin heat exchanger |
US10144521B2 (en) * | 2015-08-04 | 2018-12-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric compressor for use with a wing anti-ice system |
US9845728B2 (en) * | 2015-10-15 | 2017-12-19 | Rohr, Inc. | Forming a nacelle inlet for a turbine engine propulsion system |
FR3044294B1 (fr) * | 2015-11-26 | 2018-12-07 | Airbus Operations | Dispositif d'ecopage d'une couche limite en surface d'un profil aerodynamique et de guidage du fluide ecope dans une direction differente de son flux |
US20170233081A1 (en) * | 2016-02-13 | 2017-08-17 | Ge Aviation Systems Llc | Method and aircraft for providing bleed air to an environmental control system |
US10457401B2 (en) * | 2016-05-13 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Dual-use air turbine system for a gas turbine engine |
US10787245B2 (en) * | 2016-06-01 | 2020-09-29 | The Boeing Company | Distributed compressor for improved integration and performance of an active fluid flow control system |
US10443497B2 (en) | 2016-08-10 | 2019-10-15 | Rolls-Royce Corporation | Ice protection system for gas turbine engines |
US10407164B2 (en) | 2016-10-28 | 2019-09-10 | Honeywell International Inc. | Air distribution system with drag reducing inlet |
US10634057B2 (en) | 2018-01-19 | 2020-04-28 | Hamilton Sundstrand Corporation | Airflow control for air turbine starter |
GB201803039D0 (en) * | 2018-02-26 | 2018-04-11 | Rolls Royce Plc | Apparatus for a gas turbine engine |
GB201803038D0 (en) | 2018-02-26 | 2018-04-11 | Rolls Royce Plc | Methods and apparatus for controlling at least a part of a start-up or re light process of a gas turbine engine |
US11433990B2 (en) | 2018-07-09 | 2022-09-06 | Rohr, Inc. | Active laminar flow control system with composite panel |
US10975768B2 (en) | 2018-08-20 | 2021-04-13 | Hamilton Sunstrand Corporation | Using aircraft electric icing protection system for electrical power system quality |
GB201819695D0 (en) | 2018-12-03 | 2019-01-16 | Rolls Royce Plc | Methods and apparatus for controlling at least part of a start-up or re-light process of a gas turbine engine |
GB201819694D0 (en) | 2018-12-03 | 2019-01-16 | Rolls Royce | Methods and apparatus for controlling at least part of a start-up or re-light process of a gas turbine engine |
GB201819696D0 (en) | 2018-12-03 | 2019-01-16 | Rolls Royce Plc | Methods and apparatus for controlling at least part of a start-up or re-light process of a gas turbine engine |
US11713126B2 (en) | 2019-08-12 | 2023-08-01 | The Boeing Company | Aircraft air conditioning pack assembly and method of assembling |
US10914234B1 (en) * | 2019-08-23 | 2021-02-09 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine and method for operating same |
EP3835207B1 (fr) * | 2019-12-10 | 2023-08-23 | Collins Aerospace Ireland, Limited | Système de climatisation d'un aéronef |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB585341A (en) * | 1942-09-10 | 1947-02-05 | Alan Arnold Griffith | Improvements in or relating to aircraft |
FR1099669A (fr) * | 1953-04-15 | 1955-09-08 | Power Jets Res & Dev Ltd | Perfectionnements apportés aux dispositifs pour aspirer la couche limite formée notamment sur une surface d'un avion et aux compresseurs pour ces dispositifs |
FR2563491A1 (fr) * | 1984-03-31 | 1985-10-31 | Airbus Gmbh | Procede et dispositif pour la production d'air frais de haute energie et de climatisation pour avions |
Family Cites Families (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2728246A (en) * | 1953-02-02 | 1955-12-27 | Frank D Korkosz | Drive apparatus |
GB743598A (en) * | 1953-04-15 | 1956-01-18 | Power Jets U Res And Developme | Aircraft boundary layer suction systems and compressors therefor |
BE537700A (fr) * | 1954-04-26 | |||
US2771791A (en) * | 1954-12-13 | 1956-11-27 | Trans American Prec Instr Corp | Differential gearing apparatus |
US2924991A (en) * | 1955-04-14 | 1960-02-16 | Lowell Taylor E | Speed-torque converter |
US2908189A (en) * | 1957-06-12 | 1959-10-13 | Garrett Corp | Combination engine starter and constant speed drive |
US3024624A (en) * | 1958-09-04 | 1962-03-13 | Rolls Royce | Aircraft and turbine operated auxiliary equipment |
US3307426A (en) * | 1960-01-11 | 1967-03-07 | Garrett Corp | Constant speed drive starter |
GB1062631A (en) * | 1963-01-11 | 1967-03-22 | Plessey Uk Ltd | Improvements in or relating to composite hydromechanical constant-speed drives |
US3260133A (en) * | 1964-04-13 | 1966-07-12 | Evert C Mattson | Controlled differential adjustable speed reversing drive system |
US3428242A (en) * | 1967-06-02 | 1969-02-18 | United Aircraft Corp | Unitary simple/bootstrap air cycle system |
US3525273A (en) * | 1968-01-23 | 1970-08-25 | Thomas Machine Inc | Differential drive mechanism |
US3514945A (en) * | 1968-10-04 | 1970-06-02 | Avco Corp | Gas turbine accessory power drive unit |
US3596524A (en) * | 1970-01-20 | 1971-08-03 | Trw Inc | Engine accessory drive system |
US3878677A (en) * | 1974-04-10 | 1975-04-22 | United Aircraft Corp | Auxiliary turbine/compressor system for turbine engine |
US4514976A (en) * | 1980-06-02 | 1985-05-07 | Rockwell International Corporation | Integrated auxiliary power and environmental control unit |
US4419926A (en) * | 1980-09-02 | 1983-12-13 | Lockheed Corporation | ESC energy recovery system for fuel-efficient aircraft |
EP0065855A1 (fr) * | 1981-05-26 | 1982-12-01 | LUCAS INDUSTRIES public limited company | Système auxiliaire d'entraînement d'une turbine à gaz |
US4503666A (en) * | 1983-05-16 | 1985-03-12 | Rockwell International Corporation | Aircraft environmental control system with auxiliary power output |
US4494372A (en) * | 1983-06-10 | 1985-01-22 | Lockheed Corporation | Multi role primary/auxiliary power system with engine start capability for aircraft |
DE3509767A1 (de) * | 1984-03-31 | 1986-01-02 | Deutsche Airbus GmbH, 8000 München | Verfahren und einrichtung fuer die energie- und klimafrischlufterzeugung von flugzeugen |
US4706908A (en) * | 1984-10-10 | 1987-11-17 | Duncan Aviation, Inc. | Lightweight auxiliary power and forced air supply unit |
US4679462A (en) * | 1984-12-24 | 1987-07-14 | Sundstrand Corporation | Differential transmission mechanism for a constant speed drive |
US4708030A (en) * | 1985-03-18 | 1987-11-24 | Sundstrand Corporation | Multi-range starter-generator drive |
GB8525096D0 (en) * | 1985-10-11 | 1985-11-13 | Lucas Ind Plc | Speed control unit |
US4684081A (en) * | 1986-06-11 | 1987-08-04 | Lockheed Corporation | Multifunction power system for an aircraft |
US4743776A (en) * | 1986-09-02 | 1988-05-10 | Sundstrand Corporation | Starter-generator for engines |
FR2609686B1 (fr) * | 1987-01-16 | 1992-03-13 | Abg Semca | Installation de conditionnement d'air a haut rendement pour engin aeronautique |
US4777376A (en) * | 1987-12-18 | 1988-10-11 | Sundstrand Corporation | Lightweight starting system for an electrically compensated constant speed drive |
US4993663A (en) * | 1989-06-01 | 1991-02-19 | General Electric Company | Hybrid laminar flow nacelle |
-
1990
- 1990-08-27 US US07/572,825 patent/US5114103A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-07-11 CA CA002046765A patent/CA2046765A1/fr not_active Abandoned
- 1991-08-19 GB GB9117877A patent/GB2247510B/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-08-23 DE DE4128078A patent/DE4128078A1/de not_active Ceased
- 1991-08-23 FR FR9110555A patent/FR2666064A1/fr active Granted
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB585341A (en) * | 1942-09-10 | 1947-02-05 | Alan Arnold Griffith | Improvements in or relating to aircraft |
FR1099669A (fr) * | 1953-04-15 | 1955-09-08 | Power Jets Res & Dev Ltd | Perfectionnements apportés aux dispositifs pour aspirer la couche limite formée notamment sur une surface d'un avion et aux compresseurs pour ces dispositifs |
FR2563491A1 (fr) * | 1984-03-31 | 1985-10-31 | Airbus Gmbh | Procede et dispositif pour la production d'air frais de haute energie et de climatisation pour avions |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2742479A1 (fr) * | 1995-12-13 | 1997-06-20 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un turbomoteur sur aeronef |
US5806793A (en) * | 1995-12-13 | 1998-09-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Cooling device for a turboshaft engine on an aircraft |
FR3089492A1 (fr) * | 2018-12-10 | 2020-06-12 | Airbus | Aeronef presentant une aile avec un bord d’attaque perfore et un systeme de soufflage et aspiration |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2247510A (en) | 1992-03-04 |
FR2666064B1 (fr) | 1997-03-07 |
GB2247510B (en) | 1994-05-11 |
CA2046765A1 (fr) | 1992-02-28 |
US5114103A (en) | 1992-05-19 |
GB9117877D0 (en) | 1991-10-09 |
DE4128078A1 (de) | 1992-03-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2666064A1 (fr) | Systeme d'evacuation de couche limite de moteur d'avion commande electriquement. | |
FR2659389A1 (fr) | Systeme d'evacuation de couche limite integre au demarreur d'un moteur d'avion. | |
EP2609311B1 (fr) | Procédé d'optimisation de l'opérabilité de motorisation d'un aéronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre | |
CA2678657C (fr) | Systeme de refroidissement et de regulation en temperature d'equipements d'un ensemble propulsif d'aeronef | |
US5143329A (en) | Gas turbine engine powered aircraft environmental control system and boundary layer bleed | |
WO2015114266A1 (fr) | Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aéronef a partir de son turbopropulseur | |
FR2611229A1 (fr) | Turboreacteur a soufflante carenee a cycle compound | |
WO2016083732A1 (fr) | Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge | |
FR2517368A1 (fr) | Moteur d'avion convertible | |
EP2524869B1 (fr) | Système autonome de génération de puissance électrique et de conditionnement pour un aéronef, aéronef et procédé associés. | |
CA2922989C (fr) | Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef | |
FR3075875B1 (fr) | Circuit d'huile pour turbomachine a boucle d'huile auxiliaire | |
EP2348211A1 (fr) | Propulseur à turbomachine pour aéronef avec refroidisseur instalé dans la nacelle | |
EP0473494B1 (fr) | Circuit d'alimentation en carburant d'un turbo-moteur | |
EP3418192B1 (fr) | Systeme de recuperation d'energie thermique d'une boite de transmission principale de puissance d'un aeronef pour le chauffage de l'habitacle de l'aeronef | |
CA2931388A1 (fr) | Procede et systeme pour la production optimisee d'energie non propulsive | |
EP3986788B1 (fr) | Système de conditionnement d'air électrique d'une cabine d'aéronef comprenant un motocompresseur et une turbomachine à cycle à air | |
FR3062972A1 (fr) | Dispositif de generation d'energie electrique auxiliaire et turbomachine comportant un tel dispositif | |
FR2966522A1 (fr) | Turbomachine a double soufflante et triple flux | |
WO2021099733A1 (fr) | Système de conditionnement d'air d'une cabine d'un véhicule de transport aérien ou ferroviaire utilisant une source d'air pneumatique et thermique distincte de la source d'air de conditionnement | |
FR3138167A1 (fr) | Systeme propulsif hybride pour un aeronef | |
WO2022090210A1 (fr) | Module de fourniture d'un air frais pressurisé à un pack de conditionnement d'air d'une cabine d'un aéronef, système de conditionnement d'air equipé d'un tel module, et procédé correspondant | |
FR3138165A1 (fr) | Systeme propulsif hybride pour un aeronef | |
FR3132125A1 (fr) | Dispositif de propulsion pour générer une poussée, système de freinage et véhicules de transport utilisant un tel dispositif de propulsion | |
FR3139863A1 (fr) | Turbomachine à turbine auxiliaire alimentée en air par le compresseur |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
ST | Notification of lapse |
Effective date: 20080430 |