RU2007340C1 - Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine - Google Patents

Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2007340C1
RU2007340C1 SU904852040A SU4852040A RU2007340C1 RU 2007340 C1 RU2007340 C1 RU 2007340C1 SU 904852040 A SU904852040 A SU 904852040A SU 4852040 A SU4852040 A SU 4852040A RU 2007340 C1 RU2007340 C1 RU 2007340C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
hydraulic
icing system
pipe union
leading edge
Prior art date
Application number
SU904852040A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.И. Горюнов
В.А. Ивлиев
Original Assignee
Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина filed Critical Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина
Priority to SU904852040A priority Critical patent/RU2007340C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2007340C1 publication Critical patent/RU2007340C1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Supercharger (AREA)

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: anti-icing system of the engine nacelle leading-edge of an aircraft double-flow turbojet engine has thermal chamber 1 formed by the contours of the outer (2) and inner (3) skins. Thermal chamber 1 is provided with pipe union 4 at the inlet and pipe union 5 - at the outlet. Pipe union 4 through piping 6 is connected to the pressure line of hydraulic lines 7, and pipe union 5 through piping 8 is connected to the suction line of hydraulic lines 7 of the engine hydraulic cooling system. EFFECT: enhanced economical efficiency at simultaneous decrease of weight. 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к противообледенительным системам летательных аппаратов. The invention relates to aircraft, and in particular to anti-icing systems for aircraft.

Известен противообледенитель-теплообменник интегральной воздушной системы летательного аппарата, содержащий обогреваемую камеру, образованную внешней и внутренней обшивками носка воздухозаборника реактивного двигателя, воздухоподводящий и воздухозаборный коллекторы, размещенные в полости носка и сообщенные с обогреваемой камерой. Known anti-icer-heat exchanger integrated air system of the aircraft, containing a heated chamber formed by the outer and inner sheathing of the nose of the intake of the jet engine, the air supply and intake manifolds located in the cavity of the nose and communicated with the heated chamber.

Недостатком известного устройства является то, что отбор определенного количества воздуха на нужды противообледенительной системы двигателя за компрессором или вентилятором приводит к снижению экономичности двигателя. A disadvantage of the known device is that the selection of a certain amount of air for the needs of the anti-icing system of the engine for the compressor or fan leads to a decrease in the efficiency of the engine.

Целью изобретения является повышение экономии топлива при одновременном снижении веса. The aim of the invention is to increase fuel economy while reducing weight.

Это достигается тем, что в противообледенительной системе носка двигателя, содержащей камеру, образованную обшивкой внешнего и внутреннего контура носка мотогондолы, на входе и выходе которой установлены штуцеры, вход камеры соединен каналом с магистралью нагнетания гидроприводов гидравлической системы охлаждения двигателя, а выход камеры соединен с магистралью всасывания гидроприводов гидравлической системы охлаждения двигателя. This is achieved by the fact that in the anti-icing system of the engine toe containing the chamber formed by the skin of the outer and inner contour of the toe of the nacelle, the inlets and outlets of which are installed, the inlet of the chamber is connected by a channel to the discharge line of hydraulic drives of the hydraulic engine cooling system, and the camera outlet is connected to the main suction hydraulic actuator hydraulic engine cooling system.

На фиг. 1 представлено устройство противообледенительной системы воздухозаборника двигателя; на фиг. 2 - вид по стрелке А на фиг. 1. In FIG. 1 shows a device for an anti-icing engine air intake system; in FIG. 2 is a view along arrow A in FIG. 1.

Устройство состоит из тепловой камеры 1, образованной контуром внешней обшивки 2 и внутренней обшивки 3. Тепловая камера 1 имеет на входе штуцер 4 и на выходе штуцер 5. Штуцер 4 соединен каналом (трубопроводом) 6, с магистралью нагнетания гидроприводов 7, а штуцер 5 соединен каналом 8 с магистралью всасывания гидроприводов (ГП) 7. The device consists of a heat chamber 1 formed by the contour of the outer skin 2 and the inner skin 3. The heat chamber 1 has a nozzle 4 at the input and a nozzle 5 at the output. The nozzle 4 is connected by a channel (pipe) 6, to the hydraulic discharge pipe 7, and the nozzle 5 is connected channel 8 with the suction line of hydraulic actuators (GP) 7.

При работе двигателя ГП 7 своими гидроконтурами охлаждает коробку гидроприводов, аккумулируя значительное количество тепловой энергии. По трубопроводу 6 горячая гидрожидкость поступает через штуцер 4 в тепловую камеру 1, а из нее через штуцер 5 и трубопровод 8 снова в ГП7. When the GP 7 engine is running, it cools the hydraulic drive box with its hydraulic circuits, accumulating a significant amount of thermal energy. Through the pipeline 6, hot fluid flows through the nozzle 4 into the heat chamber 1, and from it through the nozzle 5 and the pipeline 8 again to GP7.

В тепловой камере 1 происходит теплообмен между горячей жидкостью и набегающим потоком на внешней обшивке 2, за счет которого она постоянно при работе двигателя имеет температуру выше 0оС, что исключает льдообразование на обшивке 1 в условиях обледенения. Тепловыделение ГП 7 достаточно для обогрева воздухозаборника двигателя даже при минимальной загрузки его на режимах снижения. В свою очередь охлаждающая поверхность защищаемых зон и обледенения воздухозаборника достаточна для отвода тепловыделения ГП 7 в атмосферу. Это исключает установку в зоне пилона авиадвигателя специального охлаждающего радиатора. (56) Патент США N 4688745, кл. В 64 D 15/00, 1987. The heat chamber 1 is a heat exchange between the hot fluid and the incident flow on the outside of the casing 2, by which it constantly during engine operation is at a temperature above 0 ° C, which prevents ice formation on the casing 1 in icing conditions. GP 7 heat dissipation is enough to heat the engine air intake even with minimal load on lower modes. In turn, the cooling surface of the protected areas and icing of the air intake is sufficient to remove the heat generation of GP 7 into the atmosphere. This excludes the installation of a special cooling radiator in the area of the aircraft engine pylon. (56) U.S. Patent No. 4,688,745, cl. B 64 D 15/00, 1987.

Claims (1)

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА НОСКА МОТОГОНДОЛЫ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая тепловую камеру, образованную обшивкой носка мотогондолы, на входе и выходе которой установлены штуцеры, отличающаяся тем, что, с целью экономии топлива при одновременном снижении веса, вход тепловой камеры соединен каналом с магистралью нагнетания гидропроводов гидравлической системы охлаждения двигателя, а выход тепловой камеры соединен с магистралью всасывания гидроприводов гидравлической системы охлаждения двигателя.  ANTI-ICE SYSTEM OF THE SOCKET OF THE TWO-CIRCULAR TURBOREACTIVE ENGINE OF THE FLIGHT ENGINE, containing the heat chamber formed by the skin of the toe of the engine nacelle, the fittings are installed at the inlet and outlet of the duct, which, at the same time, supplies the fuel with a heating channel to save fuel hydraulic engine cooling system, and the output of the heat chamber is connected to the suction line of hydraulic actuators of the hydraulic cooling system denia engine.
SU904852040A 1990-07-18 1990-07-18 Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine RU2007340C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU904852040A RU2007340C1 (en) 1990-07-18 1990-07-18 Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU904852040A RU2007340C1 (en) 1990-07-18 1990-07-18 Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2007340C1 true RU2007340C1 (en) 1994-02-15

Family

ID=21528061

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU904852040A RU2007340C1 (en) 1990-07-18 1990-07-18 Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2007340C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2712103C1 (en) * 2019-04-12 2020-01-24 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Control method of anti-icing system of bypass turbofan engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2712103C1 (en) * 2019-04-12 2020-01-24 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Control method of anti-icing system of bypass turbofan engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2479276C (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7716913B2 (en) Engine
US20070234704A1 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US10144520B2 (en) De-icing system with thermal management
US4482114A (en) Integrated thermal anti-icing and environmental control system
US5269135A (en) Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
US3981466A (en) Integrated thermal anti-icing and environmental control system
US10100733B2 (en) Turbine engine with anti-ice valve assembly, bleed air valve, and method of operating
EP2990335B1 (en) Gas turbine engine
US9429072B2 (en) Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction
US10260371B2 (en) Method and assembly for providing an anti-icing airflow
US10125683B2 (en) De-icing and conditioning device for an aircraft
US20160114898A1 (en) Circuit for de-icing an air inlet lip of an aircraft propulsion assembly
US20140205446A1 (en) Regulated oil cooling system for a turbine engine with deicing of the nacelle
JP2017105446A (en) Thermal management system
EP2250090B1 (en) Icing protection for aircraft air inlet scoops
GB2447228B8 (en) Thermal anti-icing system
US5423174A (en) Anti-icing system for a gas turbine engine
US2164545A (en) Airplane
US20180038280A1 (en) Turbomachine comprising a heat management system
JP2012507424A (en) System for cooling a heat exchanger in an aircraft
US9205926B2 (en) Method and system for feeding and ventilating with air a plant of an aircraft auxiliary power unit
US11643216B2 (en) Aircraft engine nacelle comprising a system of ice protection
EP3483414B1 (en) Gas turbine engine having an air-oil heat exchanger
RU2007340C1 (en) Anti-icing system of engine nacelle leading edge of aircraft double-flow turbojet engine