RU2008142426A - Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя - Google Patents

Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2008142426A
RU2008142426A RU2008142426/11A RU2008142426A RU2008142426A RU 2008142426 A RU2008142426 A RU 2008142426A RU 2008142426/11 A RU2008142426/11 A RU 2008142426/11A RU 2008142426 A RU2008142426 A RU 2008142426A RU 2008142426 A RU2008142426 A RU 2008142426A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
hot air
icing system
injector
longitudinal
sections
Prior art date
Application number
RU2008142426/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2413081C2 (ru
Inventor
Ален ПОРТ (FR)
Ален ПОРТ
Original Assignee
Эрбюс Франс (Fr)
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс (Fr), Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс (Fr)
Publication of RU2008142426A publication Critical patent/RU2008142426A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2413081C2 publication Critical patent/RU2413081C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • 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
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Joints Allowing Movement (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Defrosting Systems (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Combines (AREA)

Abstract

1. Система для устранения обледенения полой передней кромки (11) обтекателя воздухозаборника (8) для газотурбинного двигателя (1), в частности для летательного аппарата, причем упомянутая противообледенительная система содержит ! инжектор (12), предназначенный для впрыскивания сжатого горячего воздуха внутрь упомянутой полой передней кромки (11); ! средства (13) для отбора сжатого горячего воздуха, которые установлены на генераторе (2) горячего потока упомянутого газотурбинного двигателя (1); ! контур циркуляции горячего воздуха (9, 14, 18) для подачи упомянутого сжатого горячего воздуха из упомянутых средств (13) отбора до упомянутого инжектора (12), причем упомянутый контур циркуляции горячего воздуха содержит два отвода, образующие прямоугольную конструкцию, а именно: ! поперечный отвод (14), конец которого жестко соединен с упомянутыми средствами (13) отбора, и ! продольный отвод (9, 18), который расположен сбоку относительно упомянутого газотурбинного двигателя (1) и конец которого соединен с упомянутым инжектором (12); и ! крепежные средства (23), расположенные на участке упомянутого инжектора (12) и предназначенные для прикрепления упомянутого продольного отвода (9, 18) к упомянутому обтекателю воздухозаборника (8), ! в которой герметичное шарнирное устройство (27) установлено, по меньшей мере, на одном из упомянутых отводов упомянутого контура циркуляции горячего воздуха для обеспечения упомянутой прямоугольной конструкции возможностями деформации около упомянутого шарнирного устройства. ! 2. Противообледенительная система по п.1, в которой упомянутое герметичное шарнирное устройство (27) является устройством шарового типа. !3.

Claims (11)

1. Система для устранения обледенения полой передней кромки (11) обтекателя воздухозаборника (8) для газотурбинного двигателя (1), в частности для летательного аппарата, причем упомянутая противообледенительная система содержит
инжектор (12), предназначенный для впрыскивания сжатого горячего воздуха внутрь упомянутой полой передней кромки (11);
средства (13) для отбора сжатого горячего воздуха, которые установлены на генераторе (2) горячего потока упомянутого газотурбинного двигателя (1);
контур циркуляции горячего воздуха (9, 14, 18) для подачи упомянутого сжатого горячего воздуха из упомянутых средств (13) отбора до упомянутого инжектора (12), причем упомянутый контур циркуляции горячего воздуха содержит два отвода, образующие прямоугольную конструкцию, а именно:
поперечный отвод (14), конец которого жестко соединен с упомянутыми средствами (13) отбора, и
продольный отвод (9, 18), который расположен сбоку относительно упомянутого газотурбинного двигателя (1) и конец которого соединен с упомянутым инжектором (12); и
крепежные средства (23), расположенные на участке упомянутого инжектора (12) и предназначенные для прикрепления упомянутого продольного отвода (9, 18) к упомянутому обтекателю воздухозаборника (8),
в которой герметичное шарнирное устройство (27) установлено, по меньшей мере, на одном из упомянутых отводов упомянутого контура циркуляции горячего воздуха для обеспечения упомянутой прямоугольной конструкции возможностями деформации около упомянутого шарнирного устройства.
2. Противообледенительная система по п.1, в которой упомянутое герметичное шарнирное устройство (27) является устройством шарового типа.
3. Противообеденительная система по п.2, в которой упомянутое герметичное шарнирное устройство (27) содержит два взаимно закрепленных шаровых шарнира (28, 29), разнесенных вдоль упомянутого отвода контура циркуляции горячего воздуха.
4. Противообледенительная система по п.1, в которой каждый шарнирно соединенный отвод упомянутого контура циркуляции горячего воздуха содержит внутренний элемент (14) трубопровода горячего воздуха, снабженный упомянутым герметичным шарнирным устройством (27), и внешний элемент защитной оболочки, окружающий упомянутый внутренний элемент (14), причем внешний элемент снабжен сопряженным шарнирным устройством, размещенным и выполненным в соответствии с упомянутым герметичным шарнирным устройством (27) упомянутого внутреннего элемента (14).
5. Противообледенительная система по п.4, в которой упомянутый внешний элемент защитной оболочки является съемным.
6. Противообледенительная система по п.5, в которой, по меньшей мере, одно из шарнирных устройств (27) внутреннего элемента (14) и внешнего элемента является устройством разъемного шарового типа.
7. Противообледенителная система по п.6, в которой в каждом разъемном шаровом шарнирном устройстве упомянутый шаровой шарнир взаимодействует с цилиндрической поверхностью.
8. Противообледенительная система по п.1, в которой только упомянутый поперечный отвод упомянутого контура циркуляции горячего воздуха является шарнирно-сочлененным.
9. Противообледенительная система по п.4, в которой
упомянутый продольный отвод контура циркуляции горячего воздуха образован из внутреннего элемента трубопровода горячего воздуха и внешнего элемента защитной оболочки, окружающего упомянутый внутренний элемент;
один из двух образующих элементов упомянутого продольного отвода является жестким в продольном направлении, тогда как другой из упомянутых образующих элементов содержит, по меньшей мере, две части, вставленные одна в другую и выполненные с возможностью скользить относительно друг друга герметично;
два образующих элемента упомянутого продольного отвода прикреплены друг к другу на их двух концах;
около упомянутого инжектора два образующих элемента жестко соединены совместно с упомянутыми крепежными средствами; и
около упомянутого поперечного отвода, с одной стороны, упомянутые внутренние элементы трубопровода горячего воздуха упомянутых продольного и поперечного отводов прикреплены друг к другу и, с другой стороны, упомянутые внешние элементы защитной оболочки упомянутых продольного и поперечного отводов также прикреплены друг к другу.
10. Противообледенительная система по п.4, в которой
упомянутый продольный отвод контура циркуляции горячего воздуха содержит, по меньшей мере, две секции, прикрепленные одна на конце другой;
каждая из упомянутых секций образована из внутреннего элемента трубопровода горячего воздуха (9а, 9b; 18а, 18b) и внешнего элемента защитной оболочки (37, 38), окружающего упомянутый внутренний элемент;
один из образующих элементов (37, 38) каждой из упомянутых секций является жестким в продольном направлении, тогда как другой из упомянутых образующих элементов содержит, по меньшей мере, две части (9а, 9b; 18а, 18b), вставленные одна в другую и выполненные с возможностью скользить относительно друг друга герметично;
два образующих элемента каждой из упомянутых секций прикреплены друг к другу на их двух концах;
две секции упомянутого продольного отвода соединены совместно таким образом, чтобы соответственно соединить их образующие элементы;
около упомянутого инжектора (12) два образующих элемента одной из двух секций жестко соединены совместно с упомянутыми крепежными средствами (23); и
около упомянутого поперечного отвода, с одной стороны, упомянутые внутренние элементы трубопровода горячего воздуха другой из упомянутых секций и поперечного отвода прикреплены друг к другу и, с другой стороны, упомянутые внешние элементы защитной оболочки упомянутого другой секции упомянутого поперечного отвода также прикреплены друг к другу.
11. Противообледенительная система по п.1, в которой упомянутые крепежные средства содержат перегородку (23) перекрытия упомянутой полой передней кромки (11).
RU2008142426/11A 2006-03-27 2007-03-22 Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя RU2413081C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0602624 2006-03-27
FR0602624A FR2898867B1 (fr) 2006-03-27 2006-03-27 Systeme pour le degivrage d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008142426A true RU2008142426A (ru) 2010-05-10
RU2413081C2 RU2413081C2 (ru) 2011-02-27

Family

ID=37499471

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008142426/11A RU2413081C2 (ru) 2006-03-27 2007-03-22 Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8047470B2 (ru)
EP (1) EP1999019B1 (ru)
JP (1) JP4934783B2 (ru)
CN (1) CN101410299B (ru)
AT (1) ATE467558T1 (ru)
BR (1) BRPI0706823A2 (ru)
CA (1) CA2641069C (ru)
DE (1) DE602007006450D1 (ru)
FR (1) FR2898867B1 (ru)
RU (1) RU2413081C2 (ru)
WO (1) WO2007110499A1 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2436353B (en) * 2006-03-22 2008-04-23 Rolls Royce Plc Panel assembly including deformable seal
FR2924409B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-14 Airbus France Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud
FR2927882B1 (fr) * 2008-02-27 2010-02-12 Aircelle Sa Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef
GB0812562D0 (en) * 2008-07-10 2008-08-13 Airbus Uk Ltd A Connector for an aircraft fuel pipe
US8246291B2 (en) * 2009-05-21 2012-08-21 Rolls-Royce Corporation Thermal system for a working member of a power plant
FR2957586B1 (fr) * 2010-03-18 2012-04-27 Airbus Operations Sas Dispositif de degivrage comprenant des moyens pour detecter une fuite au niveau d'une alimentation en air chaud
FR2966801B1 (fr) * 2010-10-29 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de bord d'attaque notamment pour entree d'air de nacelle de moteur d'aeronef
US8955794B2 (en) * 2012-01-24 2015-02-17 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircrafts and related methods
US8967528B2 (en) * 2012-01-24 2015-03-03 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircrafts and related methods
US9764847B2 (en) * 2013-10-18 2017-09-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
FR3014414B1 (fr) 2013-12-11 2017-08-11 Airbus Operations Sas Partie de voilure d'aeronef comportant un support de fixation d'un dispositif de raccordement monte en translation
US10138811B2 (en) * 2014-03-13 2018-11-27 The Boeing Company Enhanced temperature control anti-ice nozzle
US10054051B2 (en) 2014-04-01 2018-08-21 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
US9810158B2 (en) 2014-04-01 2017-11-07 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
FR3029595B1 (fr) * 2014-12-08 2017-06-16 Airbus Operations Sas Systeme antigel pour une canalisation
FR3032771B1 (fr) * 2015-02-17 2017-12-29 Snecma Raccordement fluidique entre deux elements tubulaires mobiles en rotation entre eux, moteur le comprenant
US10100744B2 (en) 2015-06-19 2018-10-16 The Boeing Company Aircraft bleed air and engine starter systems and related methods
US10625871B1 (en) * 2015-08-24 2020-04-21 Roller Bearing Company Of America, Inc. Dynamic movement tube connection system
US10723464B2 (en) 2015-08-26 2020-07-28 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US10393020B2 (en) 2015-08-26 2019-08-27 Rohr, Inc. Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
CN105756783A (zh) * 2016-04-21 2016-07-13 河南永新科技有限公司 一种燃气轮机进气防尘防冰装置
CA2964655A1 (en) 2016-05-04 2017-11-04 Unison Industries, Llc Feeder duct assembly with flexible end fittings
DE102016221278A1 (de) * 2016-10-28 2018-05-03 PFW Aerospace GmbH Vorrichtung zur Verbindung von Rohrenden
US10968771B2 (en) * 2017-01-12 2021-04-06 General Electric Company Method and system for ice tolerant bleed takeoff
CN108688824B (zh) * 2017-04-10 2020-07-14 清华大学 发动机进气口除冰系统、内燃发动机及航空器
US20190100106A1 (en) * 2017-10-02 2019-04-04 Hua-Chuang Automobile Information Technical Center Co., Ltd. Driving around-view auxiliary device
US10954865B2 (en) 2018-06-19 2021-03-23 The Boeing Company Pressurized air systems for aircraft and related methods
US11408341B2 (en) * 2018-11-05 2022-08-09 Rohr, Inc. Anti-icing system for an aircraft nacelle
US11465757B2 (en) 2018-12-06 2022-10-11 The Boeing Company Systems and methods to produce aircraft cabin supply air
US11220344B2 (en) * 2018-12-17 2022-01-11 Rohr, Inc. Anti-ice double walled duct system
US10989116B2 (en) 2019-03-05 2021-04-27 Rohr, Inc. Inlet anti-ice double walled duct with supply line seal
CN111083907A (zh) * 2019-12-11 2020-04-28 由中国 一种智能家居终端
RU2742203C1 (ru) * 2019-12-26 2021-02-03 Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" Противообледенительная система предкрылков самолёта
FR3109421B1 (fr) * 2020-04-20 2022-03-18 Safran Aircraft Engines Raccord fluidique rotulant pour une turbomachine d’aeronef

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3396992A (en) * 1966-12-15 1968-08-13 Gen Connector Corp Connector for hot fluid conduits
US4669757A (en) * 1982-08-05 1987-06-02 Bartholomew Donald D High pressure fluid conduit assembly
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
GB2220179A (en) * 1988-04-21 1990-01-04 Fuji Heavy Ind Ltd Motor control apparatus for electric power steering system.
US4893847A (en) * 1988-07-05 1990-01-16 Stainless Steel Products, Inc. Bearing seal for universal ball joint
FR2639702B1 (fr) * 1988-11-25 1991-03-22 Aerospatiale Dispositif de raccordement etanche et demontable de deux tubes, notamment pour installation de transfert de carburant
FR2771452B1 (fr) * 1997-11-21 2000-04-14 Aerospatiale Dispositif de degivrage pour capot d'entree d'air de moteur a reaction
KR200222734Y1 (ko) * 2000-10-11 2001-05-15 주식회사디엔브이 자동차 배기관용 연결구
US6854486B2 (en) * 2002-05-13 2005-02-15 Eaton Corporation Fluid line assembly
US6682102B1 (en) * 2002-09-23 2004-01-27 James C. Betz Hose-in-hose coupler

Also Published As

Publication number Publication date
FR2898867B1 (fr) 2008-12-19
EP1999019B1 (fr) 2010-05-12
CA2641069C (fr) 2013-10-15
FR2898867A1 (fr) 2007-09-28
EP1999019A1 (fr) 2008-12-10
BRPI0706823A2 (pt) 2011-04-05
US8047470B2 (en) 2011-11-01
DE602007006450D1 (de) 2010-06-24
CN101410299A (zh) 2009-04-15
JP2009531595A (ja) 2009-09-03
CN101410299B (zh) 2014-10-15
CA2641069A1 (fr) 2007-10-04
WO2007110499A1 (fr) 2007-10-04
JP4934783B2 (ja) 2012-05-16
US20090020647A1 (en) 2009-01-22
ATE467558T1 (de) 2010-05-15
RU2413081C2 (ru) 2011-02-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008142426A (ru) Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя
US8777164B2 (en) Air intake structure for an aircraft nacelle
US8713944B2 (en) High temperature manifolds for gas turbine engines
US7823374B2 (en) Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes
US10054001B2 (en) V-shaped gearbox for driving turbomachine equipment
US20100146928A1 (en) Fuel manifold for gas turbine engine
RU2005129854A (ru) Турбовентиляторный реактивный двигатель с рычагом вспомогательного соединения и рычаг вспомогательного соединения
EP1741879A1 (fr) Dispositif de support et de logement de servitudes dans un turboreacteur a double flux
US9562477B2 (en) Accessory mounting for a gas turbine engine
WO2009097668A3 (en) Icing protection for aircraft air inlet scoops
CN105658932A (zh) 径向通道式发动机清洗歧管
EP3705403B1 (en) Inlet anti-ice double walled duct with supply line seal
US2591676A (en) Ejector cooling shroud for use on the exhaust systems of turbojet aircraft engines
US20180023477A1 (en) Internal manifold with fuel inlet
US20120023896A1 (en) Auxiliary power unit fire enclosure drain
JP2006329425A (ja) 伸縮継手及びそれを組立てる方法
US20110220218A1 (en) Turbojet engine nacelle
RU2647018C1 (ru) Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета
CN111237083B (zh) 组合喷管结构及具有其的飞机
RU2742203C1 (ru) Противообледенительная система предкрылков самолёта
CN216336616U (zh) 快速装拆式焚硫炉磺枪
RU193769U1 (ru) Защитно-маскировочный экран комбинированного охлаждения теплового излучения нагретых частей крупногабаритного наземного подвижного электроагрегата
RU2446340C2 (ru) Устройство соединения газоводов реактивных двигателей
JPH07269339A (ja) 内燃機関の排気管の結合装置
KR102405399B1 (ko) 수소충전소의 충전건 제상방법 및 장치

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180323