IT202100005525A1 - Dispositivo antighiaccio per apertura di aspirazione di gondola motore per motore turbogetto o turboventola - Google Patents
Dispositivo antighiaccio per apertura di aspirazione di gondola motore per motore turbogetto o turboventola Download PDFInfo
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Description
DESCRIZIONE
del brevetto per invenzione industriale dal titolo:
?DISPOSITIVO ANTIGHIACCIO PER APERTURA DI ASPIRAZIONE DI GONDOLA MOTORE PER MOTORE TURBOGETTO O TURBOVENTOLA?
CAMPO DELLA TECNICA
La presente invenzione si riferisce a un dispositivo antighiaccio per apertura di aspirazione di gondola motore per motore turbogetto o turboventola.
SFONDO DELL?INVENZIONE
L'accumulo di ghiaccio atmosferico influisce negativamente sulle caratteristiche aerodinamiche del velivolo, altera la portata e regolarit? del flusso nella presa d'aria dei motori, pu? occludere le prese statiche e dinamiche degli altimetri ed indicatori di velocit?, e, nel caso si staccassero frammenti di ghiaccio dalla presa d'aria e venissero ingeriti dal motore, pu? provocare ingenti danni alle palette del compressore.
Scopo della presente invenzione ? quello di realizzare un dispositivo antighiaccio per apertura di aspirazione di gondola motore per motore turbogetto o turboventola che sia alimentato elettricamente e che presenti consumi contenuti.
RIASSUNTO DELLA INVEZIONE
Il precedente scopo ? raggiunto dalla presente invenzione in quanto questa ? relativa ad un dispositivo antighiaccio per apertura di aspirazione di gondola motore per motore turbogetto o turboventola in cui l?apertura di aspirazione ? delimitata frontalmente da una porzione anulare anteriore formata da una prima parete anulare esterna rivolta verso l?esterno della gondola stessa e da una seconda parete anulare interna rivolta verso l?apertura di aspirazione della gondola stessa e raccordata con la prima porzione attraverso un profilo ricurvo, la seconda parete anulare interna essendo connessa da un lato posteriore rivolto verso il motore con una parete tubolare antirumore delimitante parte del condotto di aspirazione della gondola, caratterizzato dal fatto che il dispositivo antighiaccio comprende:
- un primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule accoppiato alla prima parete anulare esterna, alimentato dalla energia elettrica presente sul velivolo e configurato, quando alimentato, a riscaldare la superficie esterna della prima parete esterna facendo perdere adesione al ghiaccio formato sulla prima parete che viene rimosso per effetto cinetico dal flusso d?aria esterno alla gondola motore o cade per gravit? durante le operazioni a terra del velivolo; - un secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule accoppiato alla seconda parete anulare interna, alimentato dalla energia elettrica presente sul velivolo e configurato, quando alimentato, a riscaldare la superficie esterna della seconda parete interna in modo tale che eventuale ghiaccio formatosi sulla seconda parete anulare interna viene trasformato in un film di acqua che si muove lungo la seconda parete anulare verso la parete tubolare antirumore;
un elemento di discontinuit? ? previsto tra la seconda parete anulare interna e la parete tubolare antirumore ed ? configurato per realizzare il distacco del film liquido (F) che scorre sulla parete anulare interna per mezzo della velocit? cinetica del flusso d?aria aspirata dal motore indirizzando le particelle d?acqua nebulizzate verso il motore stesso.
BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI
Per una migliore comprensione della presente invenzione, una forma di realizzazione preferita ? descritta di seguito, a titolo di esempio non limitativo, con riferimento ai disegni allegati in cui:
La figura 1 ? una rappresentazione schematica di una gondola motore provvista di un sistema antighiaccio secondo la presente invenzione; e
La figura 2 rappresenta in sezione ed in scala ingrandita il sistema antighiaccio secondo la presente invenzione.
ESEMPIO PREFERITO DI REALIZZAZIONE
Nella figura 1 ? indicato con 1, nel suo insieme, dispositivo antighiaccio per apertura di aspirazione 2 di gondola motore 3 per motore turbogetto o turboventola (non illustrato) in cui l?apertura di aspirazione 2 ? delimitata frontalmente da una porzione anulare anteriore 4 formata da una prima parete anulare esterna 5 rivolta verso l?esterno della gondola 3 stessa e da una seconda parete anulare interna 6 rivolta verso l?apertura di aspirazione (e l?asse A) della gondola stessa e raccordata con la prima parete attraverso un profilo ricurvo 7 avente sezione sostanzialmente a C.
La seconda parete anulare interna 6 ? connessa da un lato posteriore rivolto verso il motore con una parete tubolare antirumore 8 delimitante parte del condotto di aspirazione 9 della gondola 3.
Secondo la presente invenzione (si consideri la figura 2) il dispositivo antighiaccio 1 comprende un primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 10 accoppiato alla prima parete esterna 5, alimentato dalla energia elettrica presente sul velivolo e configurato, quando alimentato, a riscaldare superficie esterna della prima parete esterna 5 in un intervallo di temperatura prefissato (ad esempio compreso tra 7?C ? 21?C) facendo perdere adesione al ghiaccio formato sulla prima parete 5 che viene rimosso per effetto cinetico dal flusso d?aria esterno alla gondola motore o cade per gravit? durante le operazioni a terra del velivolo.
Il primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 10 ? realizzato con tecnologie note (ad esempio mediante resistori a film) e comprende pi? settori riscaldanti indipendenti tra di loro installati angolarmente attorno alla parete anulare esterna 5. Ogni settore riscaldante ? suddiviso in pi? zone per erogare una differente quantit? di energia termica.
Sono previsti sensori (non illustrati) atti a rilevare la temperatura Te della prima parete esterna 5.
Il dispositivo antighiaccio 1 comprende un secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 11 (anche esso di tipo noto) accoppiato alla seconda parete anulare interna 6, alimentato dalla energia elettrica presente sul velivolo e configurato, quando alimentato, per riscaldare la superficie esterna della seconda parete interna 6 in un intervallo di temperatura prefissato in modo tale che eventuale ghiaccio formatosi sulla seconda parete anulare esterna 6 viene trasformato in un film di acqua F che si muove lungo la seconda parete anulare interna 6 verso la parete tubolare antirumore 8. La parete 6 pu? a sua volta essere del tipo antirumore. Le superfici antirumore 6 e 8, di tipo noto, sono forate ad esempio con un passo tra i fori di circa 3 mm.
Il secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 11 comprende pi? settori riscaldanti indipendenti tra di loro installati angolarmente attorno alla parete anulare interna 6. Ogni settore riscaldante ? suddiviso in pi? zone per erogare una differente quantit? di energia termica.
Sono previsti sensori (non illustrati) atti a rilevare la temperatura Ti della prima parete interna 6.
Il primo ed il secondo dispositivo riscaldatore 10 e 11 sono entrambi protetti da uno strato di ricopertura che li protegge dalla erosione e dagli urti.
Sempre secondo la presente invenzione tra la seconda parete anulare interna 6 e la parete tubolare antirumore 8 ? previsto un elemento di discontinuit? 12 configurato per realizzare il distacco del film liquido F che scorre sulla parete anulare interna 6 per mezzo della velocit? cinetica del flusso d?aria aspirata dal motore indirizzando le particelle d?acqua nebulizzate G verso il motore stesso.
Nell?esempio illustrato l?elemento di discontinuit? ? realizzato da una scanalatura anulare 13 che si estende per 360 gradi tra bordi affacciati della parete anulare interna 6 e della parete tubolare antirumore 8. L?ingresso del film d?acqua nella scanalatura anulare 13 realizza la sua nebulizzazione.
Alternativamente l?elemento di discontinuit? pu? essere realizzato da una protuberanza anulare 13 (non illustrata) che si estende per 360 gradi tra bordi affacciati della parete anulare interna 6 e della parete tubolare antirumore 8.
Le pareti antirumore 6 e 8 sono ricoperte da un rivestimento idrofobico/ghiaccio fobico (di tipo noto, ad esempio di tipo passivo e cio? non richiedente energia esterna diversa dalle forze naturali, come gravit?, vento o tensione superficiale, per indurre il distacco dell?acqua/del ghiaccio o mitigarne l?accumulo/la formazione. Un rivestimento idrofobico/ghiaccio fobico ? generalmente realizzato con una vernice che viene applicata con tecnologie note) configurato per far scorrere eventuali particelle d?acqua verso parti rotanti del motore.
E? previsto un sistema di rilevazione di ghiaccio 15 sulla porzione anulare anteriore 4 comprendente una pluralit? di fibre ottiche 16 ciascuna delle quali presenta una prima estremit? 16-a che attraversa un foro realizzato nella porzione anulare anteriore 4 ed ? complanare (flash) con la parete tubolare interna 6 ed una seconda estremit? 16-b che comunica con un generatore/rilevatore di radiazioni luminose 16-c (ad esempio una sorgente laser) atto a rilevare la radiazione riflessa / rifratta dal ghiaccio che copre la parete tubolare interna 6 e quindi le estremit? 16-a.
? previsto un dispositivo elettronico di controllo 18 (non necessariamente alloggiato nell?ala come schematicamente illustrato ma in qualsiasi parte del velivolo) che comunica con il sistema di rilevazione di ghiaccio 15 e riceve il valore delle temperature Te e Ti.
Il dispositivo elettronico di controllo 18 coopera inoltre con altri dispositivi rilevatori di ghiaccio 16-d disposti sul velivolo ed ? configurato per ricevere dati di volo del velivolo, quali velocit?, quota, temperatura dell?aria, pressione, angolo di attacco, ecc. nonch? dati meteorologici (presenza di nuvole, informazioni sullo stato della nuvola (contenuto di acqua e ghiaccio, temperatura, ecc.)
Il dispositivo elettronico di controllo 18 controlla il primo ed il secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 10, 11 per svolgere una operazione di eliminazione del ghiaccio.
Il dispositivo elettronico di controllo 18 ? atto a determinare, in base ai dati provenienti dal radar meteorologico ed in base ai dati di volo, la tipologia e le informazioni sullo stato delle nuvole (contenuto di acqua e ghiaccio, temperatura) che il velivolo andr? e si trova ad attraversare. In base ai dati cos? determinati il dispositivo elettronico 18 ? configurato per calcolare in anello aperto e in tempo reale il valore della energia elettrica che il dispositivo riscaldatore 10 ed 11 deve erogare per ottenere una temperatura obiettivo Te-target, Ti-target per la prima parete anulare esterna 5 e la seconda parete anulare interna 6 che garantisce l?eliminazione del ghiaccio. Il calcolo viene svolto conoscendo il modello fisico matematico che rappresenta un modello ingresso uscita avente come ingresso la energia elettrica assorbita dal primo e dal secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 10/11 ed in uscita la temperatura della prima parete anulare esterna 5 e della seconda parete anulare esterna 6. Il risultato del calcolo ? comparato con quello caricato nel database (memoria ROM) del dispositivo elettronico di controllo certificativo corrispondente per la condizione di volo. Il valore della energia elettrica definito dalla condizione di volo caricata nel database della unit? di controllo (expected) ? il valore inviato al dispositivo riscaldatore 10 e 11.
La temperatura obiettivo Te-target, Ti-target viene confrontata con la temperatura Te, Ti misurata sulla prima parete anulare esterna 5 e sulla seconda parete anulare esterna 6 e l?errore tra le temperature viene utilizzato per un controllo in anello chiuso (ad esempio mediante un controllore PID di tipo noto) della temperatura stessa in tempo reale.
In particolare, il dispositivo elettronico di controllo 18 ? configurato per mantenere il primo dispositivo riscaldatore 10 disattivato per un intervallo di tempo in seguito all?avviamento del motore permettendo, durante il volo del velivolo, l?accrescimento del ghiaccio sul profilo esterno fino ad un certo spessore, e allo scadere di tale intervallo di tempo il primo dispositivo riscaldatore 10 viene attivato con funzionamento alternato di tipo ON/OFF in modo che venga mantenuta una temperatura costante all?interno di un intervallo di regolazione (sistema De-Ice cycling ON/OFF).
mantenere il secondo dispositivo riscaldatore 11 attivato in modo continuo in seguito all?avviamento del motore (sistema Anti-Ice constant ON Running Wet).
Il dispositivo riscaldatore ? controllato dal dispositivo elettronico di controllo 18 controllando la tensione o la corrente o la resistenza.
Qualora venga operato un controllo di corrente questa pu? essere regolata con una legge che tiene conto della temperatura Te o Ti.
Da quanto sopra detto risultano chiari i vantaggi del dispositivo della presente invenzione.
In base alle modellazioni numeriche ed in base ai test svolti dalla richiedente ? stato verificato come si crei un effetto sinergico tra il primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 10, il secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule 11, e l?elemento di discontinuit? 12 e il trattamento idrofobico/ghiaccio fobico 8. Questa sinergia concorre a ridurre il consumo elettrico richiesto dal sistema anti-ghiaccio al velivolo perch? diminuisce la superficie della apertura di aspirazione del motore esposta alla formazione di ghiaccio nelle condizioni di volo di ghiaccio conosciuto. La presenza del sistema di rilevazione di ghiaccio 15 sulla porzione anulare anteriore 4 permette di controllare la prestazione del sistema anti-ghiaccio.
NUMERI DI RIFERIMENTO
1 dispositivo antighiaccio
2 apertura di aspirazione
3 gondola motore
4 porzione anulare anteriore
5 prima parete anulare esterna
6 seconda parete anulare interna
7 profilo ricurvo
8 parete tubolare antirumore
9 condotto di aspirazione
10 primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule
11 secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule
12 elemento di discontinuit?
13 scanalatura anulare
14 rivestimento idrofobico/ghiaccio fobico
15 sistema di rilevazione di ghiaccio
16 fibre ottiche
16-a prima estremit?
16-b seconda estremit?
17 generatore/rilevatore di radiazioni 18 dispositivo elettronico di controllo
Claims (9)
1.- Dispositivo antighiaccio (1) per apertura di aspirazione (2) di gondola motore (3) per motore turbogetto o turboventola in cui l?apertura di aspirazione (2) ? delimitata frontalmente da una porzione anulare anteriore (4) formata da una prima parete anulare esterna (5) rivolta verso l?esterno della gondola (3) stessa e da una seconda parete anulare interna (6) rivolta verso l?apertura di aspirazione della gondola stessa e raccordata con la prima porzione attraverso un profilo ricurvo (7), la seconda parete anulare interna (6) essendo connessa da un lato posteriore rivolto verso il motore con una parete tubolare antirumore (8) delimitante parte del condotto di aspirazione (9) della gondola, caratterizzato dal fatto che il dispositivo antighiaccio comprende:
- un primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule (10) accoppiato alla prima parete anulare esterna (5), alimentato dalla energia elettrica presente sul velivolo e configurato, quando alimentato, a riscaldare la superficie esterna della prima parete esterna (5) facendo perdere adesione al ghiaccio formato sulla prima parete (5) che viene rimosso per effetto cinetico dal flusso d?aria esterno alla gondola motore o cade per gravit? durante le operazioni a terra del velivolo;
- un secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule (11) accoppiato alla seconda parete anulare interna (6), alimentato dalla energia elettrica presente sul velivolo e configurato, quando alimentato, a riscaldare la superficie esterna della seconda parete interna (6) in modo tale che eventuale ghiaccio formatosi sulla seconda parete anulare interna (6) viene trasformato in un film di acqua che si muove lungo la seconda parete anulare (6) verso la parete tubolare antirumore (8);
un elemento di discontinuit? (12) ? previsto tra la seconda parete anulare interna (6) e la parete tubolare antirumore (8) ed ? configurato per realizzare il distacco del film liquido (F) che scorre sulla parete anulare interna (6) per mezzo della velocit? cinetica del flusso d?aria aspirata dal motore indirizzando le particelle d?acqua (G) nebulizzate verso il motore stesso.
2.- Dispositivo secondo la rivendicazione 1, in cui il primo dispositivo riscaldatore ad effetto joule (10) comprende pi? settori riscaldanti indipendenti tra di loro installati angolarmente attorno alla parete anulare esterna (5); ogni settore riscaldante ? suddiviso in pi? zone per erogare una differente quantit? di energia termica.
3.- Dispositivo secondo la rivendicazione 1 o 2, in cui il secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule (11) comprende pi? settori riscaldanti indipendenti tra di loro installati angolarmente attorno alla parete anulare interna (6); ogni settore riscaldante ? suddiviso in pi? zone per erogare una differente quantit? di energia termica.
4.- Dispositivo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui l?elemento di discontinuit? ? realizzato da una scanalatura o da una protuberanza anulare (13) che si estende tra bordi affacciati della parete anulare interna (6) e della parete tubolare antirumore (8).
5.- Dispositivo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui la parete tubolare antirumore (8) ? ricoperta da un rivestimento idrofobico/ghiaccio fobico configurato per far scorrere eventuali particelle d?acqua verso parti rotanti del motore.
6.- Dispositivo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui ? previsto un dispositivo elettronico di controllo (18) configurato per determinare, in base ai dati provenienti dal radar meteorologico ed in base ai dati di volo, la tipologia e le informazioni sullo stato delle nuvole quali, ad esempio contenuto di acqua e ghiaccio, temperatura, che il velivolo andr? e si trova ad attraversare; in base ai dati cos? determinati il dispositivo elettronico (18) ? configurato per calcolare in anello aperto e in tempo reale il valore della energia elettrica che il primo ed il secondo dispositivo riscaldatore (10) ed (11) deve erogare per ottenere una temperatura obiettivo Tetarget, Ti-target per la prima parete anulare esterna (5) e la seconda parete anulare interna (6) che garantisce l?eliminazione del ghiaccio; il risultato del calcolo ? comparato con quello caricato in un database (memoria ROM) del dispositivo elettronico di controllo certificativo corrispondente per la condizione di volo; il valore della fornitura di energia elettrica definito dalla condizione di volo caricata nel database della unit? di controllo (expected) ? il valore inviato al primo ed al secondo dispositivo riscaldatore (10 e 11).
7.- Dispositivo secondo la rivendicazione 6, in cui il dispositivo elettronico di controllo (18) ? configurato a confrontare la temperatura obiettivo Te-target, Ti-target con la temperatura Te, Ti misurata sulla prima parete anulare esterna (5) e sulla seconda parete anulare esterna (6); l?errore tra le temperature viene utilizzato per un controllo in anello chiuso della temperatura stessa in tempo reale.
8.- Dispositivo secondo la rivendicazione 6 o 7, in cui il dispositivo elettronico di controllo del primo e del secondo dispositivo riscaldatore ad effetto joule (10, 11) ? configurato per:
mantenere il primo dispositivo riscaldatore (10) disattivato per un intervallo di tempo in seguito all? avviamento del motore e allo scadere di tale intervallo di tempo il primo dispositivo riscaldatore (10) viene attivato con funzionamento alternato di tipo ON/OFF (De-Ice Cycling ON/OFF);
mantenere il secondo dispositivo riscaldatore (11) attivato in modo continuo in seguito all?avviamento del motore (Anti-Ice Costant ON Running wet).
9.- Dispositivo secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, in cui ? previsto un sistema di rilevazione di ghiaccio (15) sulla porzione anulare anteriore (4) comprendente una pluralit? di fibre ottiche (16) ciascuna delle quali presenta una prima estremit? (16-a) che attraversa un foro realizzato nella porzione anulare anteriore (4) ed ? complanare (flash) con la parete tubolare interna (6) ed una seconda estremit? (16-b) che comunica con un generatore/rilevatore di radiazioni luminose (16-c) atto a rilevare la radiazione riflessa / rifratta dal ghiaccio che copre la parete tubolare interna (6) e quindi le prime estremit? (16-a).
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8181900B2 (en) * | 2006-11-16 | 2012-05-22 | Airbus Operations Sas | Acoustic coating for an aircraft incorporating a frost treatment system by joule effect |
| GB2511344A (en) * | 2013-02-28 | 2014-09-03 | Gkn Aerospace Services Ltd | Ice detection |
| US20160311542A1 (en) * | 2015-04-16 | 2016-10-27 | The Boeing Company | Weeping ferrofluid anti-ice system |
| US20190308737A1 (en) * | 2018-04-10 | 2019-10-10 | Airbus Operations Sas | Aircraft engine nacelle provided with an icing protection system and associated protection method |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5322246A (en) * | 1991-08-12 | 1994-06-21 | Mcdonnell Douglas Corporation | Ice prevention device for airfoils |
-
2021
- 2021-03-09 IT IT102021000005525A patent/IT202100005525A1/it unknown
-
2022
- 2022-03-09 WO PCT/IB2022/052101 patent/WO2022189999A1/en active Application Filing
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8181900B2 (en) * | 2006-11-16 | 2012-05-22 | Airbus Operations Sas | Acoustic coating for an aircraft incorporating a frost treatment system by joule effect |
| GB2511344A (en) * | 2013-02-28 | 2014-09-03 | Gkn Aerospace Services Ltd | Ice detection |
| US20160311542A1 (en) * | 2015-04-16 | 2016-10-27 | The Boeing Company | Weeping ferrofluid anti-ice system |
| US20190308737A1 (en) * | 2018-04-10 | 2019-10-10 | Airbus Operations Sas | Aircraft engine nacelle provided with an icing protection system and associated protection method |
Also Published As
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