RU2220885C2 - Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата - Google Patents
Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2220885C2 RU2220885C2 RU2001125096/28A RU2001125096A RU2220885C2 RU 2220885 C2 RU2220885 C2 RU 2220885C2 RU 2001125096/28 A RU2001125096/28 A RU 2001125096/28A RU 2001125096 A RU2001125096 A RU 2001125096A RU 2220885 C2 RU2220885 C2 RU 2220885C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- cold air
- hot
- pipe
- cold
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к самолетостроению, а именно к системам для обогрева или охлаждения кабины экипажа и приборных отсеков. Система содержит трубопроводы горячего, холодного и смешанного воздуха, делитель потока холодного воздуха и гаситель давления горячего воздуха. Делитель потока холодного воздуха образует в полости трубопровода холодного воздуха центральный проточный и периферийный каналы, соединенные с трубопроводом подачи смешанного воздуха в отсеки. Гаситель давления горячего воздуха охватывает снаружи трубопровод холодного воздуха и содержит последовательно расположенные первые кольцевой и конфузорный каналы, вторые кольцевой и конфузорный каналы. Первый конфузорный канал содержит конфузорные сопла, расположенные под углом к продольной оси трубопровода. Изобретение позволяет повысить надежность системы путем исключения запирания в зоне смешения холодного воздуха горячим. 3 ил.
Description
Изобретение относится к самолетостроению, а именно к системам подготовки и подачи воздуха для обогрева или охлаждения кабины экипажа и приборных отсеков радио- и электрооборудования.
Известна система наддува кабины экипажа самолета, содержащая магистраль отбора воздуха от двигателя, магистраль холодного воздуха с размещенными в ней воздухо-воздушным радиатором и турбохолодильником, магистраль горячего воздуха, магистраль подачи смешанного воздуха в кабину, регулятор давления воздуха в кабине (см. книгу Самолеты МиГ-19С и МиГ-19СВ. Книга 111. Конструкция самолета, с.185, фиг. 196. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1959. Рассекречено согласно приказу Главкома ВВС от 18.08.60 0054).
Известная система обеспечивает наддув, вентиляцию и регулирование температуры воздуха в кабине самолета истребителя. Подготовка воздуха для подачи его в кабину экипажа осуществляется путем смешения охлажденного воздуха из магистрали холодного воздуха и горячего воздуха из магистрали горячего воздуха, при этом подача горячего воздуха осуществляется по трубопроводу, площадь проходного сечения которого на порядок меньше площади проходного сечения трубопровода холодного воздуха. При этом давление горячего воздуха значительно выше давления холодного воздуха.
Кабину экипажа с присоединенным к ней трубопроводом смешенного воздуха, соединенным с трубопроводом холодного воздуха, можно рассматривать как единый ресивер, в котором поддерживается давление на величину 0,2...0,3 кгс/см2 выше, чем в атмосфере. Подача в этот ресивер горячего воздуха от двигателя в зону смешения горячего и холодного воздуха происходит под высоким давлением, что создает сверхкритический перепад давления, приводящий к возникновению сверхзвукового скачка уплотнения, запирающего поток холодного воздуха. При этом в кабину подается преимущественно горячий воздух и температура воздуха в кабине возрастает выше значений, при которых обеспечиваются комфортные условия жизнедеятельности.
Эта система наддува кабины, как наиболее близкое по технической сущности к предлагаемой системе подготовки и подачи воздуха, принята за ближайший аналог.
Недостатком известной системы является ее низкая надежность из-за возможности запирания в зоне смешения холодного воздуха горячим, что приводит к подаче в отсеки горячего воздуха.
Изобретением решается задача, направленная на достижение следующего технического результата, - повышение надежности системы путем исключения запирания в зоне смешения холодного воздуха горячим.
Заявляемый технический результат достигается за счет того, что в системе подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата, содержащей трубопроводы горячего и холодного воздуха с соответствующими регулирующими заслонками, сообщенные с трубопроводом подачи в отсеки смешенного воздуха, она снабжена делителем потока холодного воздуха, выполненным в виде выходного патрубка, установленного в полости трубопровода холодного воздуха, частично выступающего за его конец и образующего в полости трубопровода холодного воздуха центральный проточный и периферийный каналы, и гасителем давления горячего воздуха, выполненным в виде патрубка, охватывающего снаружи трубопровод холодного воздуха, частично выступающего за его конец и формирующего чередующиеся по направлению движения воздуха первый и второй кольцевые, первый и второй конфузорные каналы, при этом первый кольцевой канал сообщен с трубопроводом горячего воздуха, выход второго конфузорного канала соединен с трубопроводом подачи в отсеки смешенного воздуха, а в первом конфузорном канале сформированы конфузорные сопла, расположенные под углом к продольной оси трубопровода холодного воздуха.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена принципиальная схема системы подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата, на фиг.2 - узел 1 на фиг.1, на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.
Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата содержит магистраль 1 отбора воздуха от двигателя 2, трубопровод 3 горячего воздуха, трубопровод 4 холодного воздуха, с установленными в нем радиатором 5 воздухо-воздушным и турбохолодильником 6, регулирующие заслонки 7 и 8, соответственно горячего и холодного воздуха, обратные клапаны 9, трубопровод 10 подачи в отсеки смешанного воздуха.
Система снабжена делителем потока холодного воздуха, который выполнен в виде выходного патрубка 12, установленного в полости трубопровода 4 холодного воздуха, частично выступает за его конец и образует в полости трубопровода 4 холодного воздуха центральный проточный канал 13 и периферийный канал 14. Выходной патрубок закреплен в полости трубопровода 4 с помощью спиц 15.
Система также снабжена гасителем давления горячего воздуха, выполненным в виде патрубка 16, охватывающего снаружи трубопровод 4 холодного воздуха, частично выступающего за его конец и формирующего по направлению движения воздуха первый 17 и второй 18 кольцевые и первый 19 и второй 20 конфузорные каналы.
Первый 17 кольцевой и первый 19 конфузорный каналы образованы патрубком 16 и законцовкой трубопровода 4 холодного воздуха, второй 18 кольцевой и второй 20 конфузорный каналы образованы выступающими за конец трубопровода 4 холодного воздуха частями патрубка 16 и патрубка 12.
Первый 17 кольцевой канал сообщен с трубопроводом 3 горячего воздуха, выход второго 20 конфузорного канала соединен со входом трубопровода 10 подачи в отсеки смешанного воздуха.
В первом 19 конфузорном канале с помощью разделительных перегородок 22 сформированы конфузорные сопла 23, расположенные под углом к продольной оси трубопровода холодного воздуха.
Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата функционирует следующим образом.
При отсутствии необходимости подмеса горячего воздуха к холодному воздуху, то есть при закрытой заслонке 7 в трубопровод 10 смешанного воздуха поступает только холодный воздух через центральный проточный канал 13 и периферийный канал 14.
При необходимости подмеса горячего воздуха, открывают заслонку 7 горячего воздуха. Горячий воздух, отбираемый от двигателя 2 летательного аппарата, по магистрали 1 отбора горячего воздуха от двигателя поступает в радиатор 5 воздухо-воздушный на охлаждение, а затем на вход в турбину турбохолодильника 6, где происходит его расширение с дальнейшим понижением температуры и давления до значений, необходимых для подачи в отсеки или на смешение с горячим воздухом. Скорость холодного воздуха в трубопроводе 4 при этом резко снижается, в связи с чем проходное сечение трубопровода 4 холодного воздуха за турбохолодильником 6 увеличено в 4...5 раз по сравнению с проходным сечением трубопровода холодного воздуха до входа в турбохолодильник 6.
Горячий воздух из магистрали 1 по трубопроводу 3 горячего воздуха под высоким давлением поступает в первый 17 кольцевой канал, затем перетекает в конфузорные сопла 23, первого 19 конфузорного канала, в которых происходит расширение горячего воздуха, а следовательно снижение его температуры, давления и возрастание скорости горячего потока до скорости звука при выходе из конфузорных сопел 23.
На выходе из конфузорных сопел 23 давление горячего воздуха все еще выше давления холодного воздуха. За выходами конфузорных сопел 23 происходит дальнейшее расширение горячего воздуха в косом срезе "Г", расположенном во втором 18 кольцевом и втором 20 конфузорном каналах, в которых происходит выравнивание давления горячего и холодного воздуха с одновременным эжектированием холодного воздуха горячим воздухом. При этом запирание холодного воздуха, поступающего на смешение через центральный проточный канал 13 и периферийный канал 14 горячим воздухом, поступающим из конфузорных сопел 23 полностью исключено.
Кроме того, периферийный канал 14 работает как газовый эжектор, отсасывая воздух с выхода турбины турбохолодильника 6, повышая его производительность и кпд.
Так как конфузорные сопла 23 расположены под углом к оси трубопровода 4 холодного воздуха, поток горячего воздуха закручивается и после попадания его в трубопровод 10 смешенного воздуха на некотором протяжении продолжает вращаться в пристенной зоне трубопровода 10. обеспечивая плавное, постепенное перемешивание холодного и горячего воздуха.
Claims (1)
- Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата, содержащая трубопроводы горячего и холодного воздуха с соответствующими регулирующими заслонками, сообщенные с трубопроводом подачи в отсеки смешанного воздуха, отличающаяся тем, что она снабжена делителем потока холодного воздуха, выполненным в виде выходного патрубка, установленного в полости трубопровода холодного воздуха, частично выступающего за его конец и образующего в полости трубопровода холодного воздуха центральный проточный и периферийный каналы, по которым холодный воздух поступает в трубопровод подачи смешанного воздуха в отсеки, и гасителем давления горячего воздуха, выполненным в виде патрубка, охватывающего снаружи трубопровод холодного воздуха и частично выступающего за его конец и формирующего последовательно расположенные по направлению движения горячего воздуха первый кольцевой канал, первый конфузорный канал, второй кольцевой канал и второй конфузорный канал, при этом первый кольцевой канал сообщен с трубопроводом горячего воздуха, выход второго конфузорного канала соединен с трубопроводом подачи в отсеки смешанного воздуха, а в первом конфузорном канале сформированы конфузорные сопла, расположенные под углом к продольной оси трубопровода холодного воздуха.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001125096/28A RU2220885C2 (ru) | 2001-09-12 | 2001-09-12 | Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001125096/28A RU2220885C2 (ru) | 2001-09-12 | 2001-09-12 | Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001125096A RU2001125096A (ru) | 2003-07-20 |
| RU2220885C2 true RU2220885C2 (ru) | 2004-01-10 |
Family
ID=32090357
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001125096/28A RU2220885C2 (ru) | 2001-09-12 | 2001-09-12 | Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2220885C2 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2448872C2 (ru) * | 2010-08-09 | 2012-04-27 | Геннадий Алексеевич Копылов | Система кондиционирования воздуха для летательного аппарата с ионизатором |
| RU2455200C2 (ru) * | 2006-08-10 | 2012-07-10 | Эйрбас Оперейшнз Гмбх | Система кондиционирования воздуха с защитой от обледенения для воздушного судна |
| CN105620759A (zh) * | 2014-10-31 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种冷、热空气的混流装置 |
| CN112455700A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-03-09 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种发动机舱冷却装置 |
-
2001
- 2001-09-12 RU RU2001125096/28A patent/RU2220885C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2455200C2 (ru) * | 2006-08-10 | 2012-07-10 | Эйрбас Оперейшнз Гмбх | Система кондиционирования воздуха с защитой от обледенения для воздушного судна |
| US8292222B2 (en) | 2006-08-10 | 2012-10-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Air-conditioning system with icing protection for an aircraft |
| RU2448872C2 (ru) * | 2010-08-09 | 2012-04-27 | Геннадий Алексеевич Копылов | Система кондиционирования воздуха для летательного аппарата с ионизатором |
| CN105620759A (zh) * | 2014-10-31 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种冷、热空气的混流装置 |
| CN112455700A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-03-09 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种发动机舱冷却装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2062818B1 (en) | Environmental control system | |
| RU2382221C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем | |
| US9845768B2 (en) | Three stream, variable area, vectorable nozzle | |
| US3161018A (en) | Combined turbojet-ramjet engine | |
| US4919364A (en) | Propulsion system for hypersonic flight | |
| US8657567B2 (en) | Nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system | |
| US9494050B2 (en) | Concentric nozzles for enhanced mixing of fluids | |
| EP2711506B1 (en) | Infrared suppressing exhaust system | |
| US5947412A (en) | Jet engine noise suppressor assembly | |
| US4275857A (en) | Cooling system for ramjet engine | |
| US10260371B2 (en) | Method and assembly for providing an anti-icing airflow | |
| CN105992867B (zh) | 用于飞机的防冰系统及其方法 | |
| JPS63502913A (ja) | ターボマシンの熱的に負荷のかかる構成要素の冷却方法，該方法の実施のための装置及び熱的に負荷のかかる羽根の構成 | |
| RU2008149603A (ru) | Гондола турбореактивного двигателя, снабженная средствами снижения шума, создаваемого этим двигателем | |
| US7296397B2 (en) | Ventilation system for a convergent divergent exhaust nozzle | |
| US2644315A (en) | System for the supply of conditioned air in aircraft | |
| CA2862004A1 (en) | Ventilation system and method of assembly | |
| RU2220885C2 (ru) | Система подготовки и подачи воздуха в отсеки летательного аппарата | |
| RU2008103000A (ru) | Смеситель потоков с изменяемым сечением для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета | |
| GB1182687A (en) | Improvements in or relating to Multiflow Jet Propulsion Engines | |
| CA2380893A1 (en) | A system for supplying an aircraft with cool air | |
| JP2007170397A (ja) | 推力発生用推進システムおよび流体スロート形成用ノズル | |
| US2884846A (en) | Coupling and mixing chamber for an aircraft air conditioning system | |
| US7096888B1 (en) | Fluidic pulse generator system | |
| JP2016133122A (ja) | 混合性を向上させた短いジェットポンプのための方法およびシステム |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20180206 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180913 |