RU224728U1

RU224728U1 - Корпус авиационного двигателя

Info

Publication number: RU224728U1
Application number: RU2023134098U
Authority: RU
Inventors: Алексей Александрович Лопатин; Розалия Альбертовна Габдуллина
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "ТЭГ ИНЖИНИРИНГ"
Filing date: 2023-12-20
Publication date: 2024-04-02

Abstract

Заявленная полезная модель относится к области изготовления конструкционных деталей, преимущественно корпусов авиационных двигателей, из композитного и термоэлектрического материалов, являющихся по сути термоэлектрическим генератором. Деталь выполнена с использованием технологии объемного ткачества и решает техническую проблему увеличения выработки электрической энергии в летательных аппаратах. Корпус авиационного двигателя содержит отформованный термоэлектрический генератор, содержащий гибкие элементы из одного композитного материала, гибкие элементы из двух термоэлектрических материалов, взаимосвязанных согласно трехмерному переплетению. Гибкие элементы из композитного материала переплетены между собой ортогонально с образованием слоев. Гибкие элементы из термоэлектрического материала попарно вплетены в гибкие элементы из композитного материала вертикально, в вершинах углов перегиба гибких элементов из термоэлектрического материала выполнено соединение в местах их взаимного контакта с образованием спаев. Корпус авиационного двигателя также содержит связующий компонент в порах отформованного термоэлектрического генератора. Технической проблемой, решаемой заявленной полезной моделью, и техническим результатом заявленного технического решения является разработка корпуса авиационного двигателя, содержащего ТЭГ из композитного и термоэлектрического материалов, при этом достигается увеличение выработки электрической энергии в летательных аппаратах вследствие выполнения ТЭГа по технологии трехмерного (объемного) плетения. 4 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 табл.

Description

Заявленная полезная модель относится к области изготовления конструкционных деталей, преимущественно корпусов авиационных двигателей, из композитного и термоэлектрического материалов, являющихся по сути термоэлектрическим генератором (далее – ТЭГ). Деталь выполнена с использованием технологии объемного ткачества и решает техническую проблему увеличения выработки электрической энергии в летательных аппаратах.

На сегодняшний день источниками электропитания на борту летательных аппаратов (ЛА) являются различные генераторы постоянного и переменного тока. Данное оборудование является весьма эффективным, так как имеет высокую удельную мощность (до 3,3 кВт/кг). Этот показатель у авиационных генераторов в 6-10 раз выше, чем у общепромышленных. Такая эффективность достигается за счет повышения частоты вращения ротора генератора (до 12000 об/мин), использованием более легких сплавов, повышение токовой нагрузки, высокой степенью использования материалов, использования более комбинированных систем охлаждения и т.д. При этом срок службы авиационных генераторов значительно ниже, чем обычных, и составляет не более 4000 ч. Перед разработчиками новой гражданской авиационной техники, а также военных аппаратов пятого поколения, стоят задачи по повышению их экологичности, увеличению ресурса и эффективности, а, следовательно, и удешевлению полётов в условиях постоянного роста цен на топливо и запчасти. Именно поэтому в ЛА нового поколения появляется необходимость использования новых высокоэффективных систем бортового электропитания, позволяющих снизить удельную массу ЛА. Разработка и создание перспективных систем энергоснабжения заключается как в оптимизации параметров существующих потребителей, так и в применении новых источников электроэнергии на борту. Среди обсуждаемых подходов в отечественных и зарубежных научных работах наиболее многообещающей является идея преобразования тепла в электроэнергию.

Термоэлектрические генераторы (ТЭГ) благодаря своей простоте, большому сроку службы, высокой надежности, стабильности параметров и другим привлекательным эксплуатационным свойствам достаточно давно и успешно используются в преобразователях солнечной энергии, системах охлаждения, радиоизотопных источниках и многом другом оборудовании. Тем не менее, использование ТЭГ на борту атмосферных ЛА, работающих в условиях экстремальных динамических и тепловых нагрузок, требует анализа, связанного с оптимизацией рабочих режимов перспективных термоэлектрогенерирующих модулей и выбором наиболее подходящих материалов.

Одним из путей решения указанной проблемы является использование термоэлектрических генераторов в качестве корпусных элементов авиационных, двигателей, выполненных с использованием технологии объемного ткачества.

Далее в тексте заявителем приведено пояснение терминов, которое необходимо для облегчения однозначного понимания сущности заявленных материалов и исключения противоречий и/или спорных трактовок при выполнении экспертизы по существу.

Термоэлектрический генератор (ТЭГ) – техническое устройство (электрический генератор), предназначенное для прямого преобразования тепловой энергии в электричество посредством использования в его конструкции термоэлементов (термоэлектрических материалов) [https://ru.wikipedia.org/wiki/ Термоэлектрогенератор].

Композитный материал – многокомпонентный материал, изготовленный из двух или более компонентов с существенно различными физическими и/или химическими свойствами, которые, в сочетании, приводят к появлению нового материала с характеристиками, отличными от характеристик отдельных компонентов и не являющимися простой их суперпозицией. При этом отдельные компоненты остаются таковыми в структуре композитов, отличая их от смесей и твёрдых растворов [https://ru.wikipedia.org/wiki/Композиционный материал].

Термоэлектрический материал – сплавы металлов или химические соединения, обладающие выраженными термоэлектрическими свойствами.

Гибкий элемент – элемент, способный легко согнуться [https://kartaslov.ru/%D0%B7%D0%BD%D0%B0%D1%87%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5-%D1%81%D0%BB%D0%BE%D0%B2%D0%B0/гибкий]. В контексте настоящего описания – гибкая составная часть ТЭГ из композиционного или термоэлектрического материала в виде или нити, или проволоки, или ленты и др.

ГЭКМ – гибкий элемент из композитного материала.

ГЭТМ – гибкий элемент из термоэлектрического материала.

Ортогональный – в контексте настоящего описания понимается трехмерное ткацкое переплетение, где каждая система взаимно перпендикулярна другой, соответственно прямоугольной декартовой системе координат.

Вертикальный участок ГЭТМ – в контексте настоящего описания вертикально расположенный участок между поворотами ГЭТМ.

Из исследованного уровня техники заявителем выявлено изобретение по патенту RU № 2740763 «Деталь из композитного материала», сущностью является корпус авиационного двигателя из композитного материала, содержащий, по меньшей мере: - волокнистую заготовку, образующую волокнистый элемент упрочнения, содержащий стопку из по меньшей мере двух волокнистых не сплетённых между собой слоев, каждый из которых выполнен из трёхмерной ткани с интерлочным переплетением и содержит количество слоёв из основных нитей или слоёв из уточных нитей, превышающее или равное 3, - матрицу, присутствующую в порах волокнистой заготовки. Корпус, отличающийся тем, что по меньшей мере один из уложенных волокнистых слоёв содержит нити разных титров. Корпус, отличающийся тем, что количество уложенных волокнистых слоёв является постоянным по всей зоне, занятой стопкой. Корпус, отличающийся тем, что количество уложенных волокнистых слоёв изменяется в зоне, занятой стопкой. Способ получения корпуса авиационного двигателя, включающий в себя следующие этапы: - формирование матрицы в порах волокнистой заготовки, содержащей стопку по меньшей мере из двух волокнистых не переплетённых между собой слоёв, каждый из которых выполнен из трёхмерной ткани интерлочного переплетения и содержит количество слоёв основных нитей или слоёв уточных нитей, превышающее или равное 3.

Известная деталь, аналогично заявленной полезной модели, выполнена из пропитанного смолой композитного материала с трехмерным переплетением. Недостатком известного технического решения является невозможность выработки электрической энергии из-за отсутствия в его составе термоэлектрических компонентов.

Известна статья «Гибкие термоэлектрические генераторы на тканевой основе: методы проектирования и перспективы» (Ипин Ли и др., Frontiers. Матер., 13 октября 2022 г. Энергетические материалы, Том 9 – 2022) [https://doi.org/10.3389/fmats.2022.1046883]. Сущностью являются технологии получения термоэлектрических генераторов на основе ткани различными методами: нанесение термоэлектрических компонентов каплями (1), трафаретная печать (2) и магнетронное распыление (3).

1) Капельное покрытие или погружение - это метод нанесения термоэлектрической пленки на тканевую основу. Сначала готовят раствор, содержащий термоэлектрический материал, а затем его капают на ткань, он проникает в тканевую основу и окончательно высыхает.

2) Трафаретная печать также является распространенным методом изготовления термоэлектрических тканей. Сущность заключается в синтезировании n-типа теллурида висмута Bi2Te3 и p-тип Sb2Te3 (теллурид сурьмы), далее методом трафаретной печати эти компоненты размещают на стеклоткани. Полученные пленки Bi2Te3 и Sb2Te3 помещают в среду N2 при температуре 530°C на 10 мин и при 500°C на 30 мин соответственно. Под механическим давлением пленки кристаллизуются и уплотняются. Затем внедряют медную фольгу в полидиметилсилоксан (PDMS) для формирования верхней и нижней пластин, складывают их вместе и погружают в PDMS для заполнения пустот.

3) Магнетронное распыление является еще одним распространенным методом получения термоэлектрической. Сущность заключается в использовании технологии магнетронного распыления с высокочистыми компонентами Bi2Te3 и Sb2Te3 для производства термоэлектрических тканей. Формируют подложку и наносят ТЕ−мембраны на пластины из нановолокон полиакрилонитрила (PAN) плотностью около 0,15 мг/см^-2. Далее получают отдельные нити n-типа и p-типа, которые скручивают и наматывают для получения сегментированных термоэлектрических тканей.

Недостатком известного технического решения является невысокая выработка электрической энергии, вследствие недостаточной толщины ткани (так как данные методы описывают получение ТЭГ именно в виде ткани), что делает невозможным достижение больших разниц температур на сторонах ТЭГ, от которой напрямую зависит эффективность работы ТЭГ, т.е. выработка электроэнергии. Заявитель поясняет, что чем больше толщина ТЭГ, тем больше разница температур горячей и холодной сторон ТЭГа и, соответственно, тем большую электрическую мощность может выдать ТЭГ.

Известно изобретение по патенту RU № 2778010 «Способ изготовления термоэлектрического генератора на основе композиционных материалов», сущностью по отношению к ТЭГу является термоэлектрический генератор на основе композиционных материалов, содержащий гибкую подложку, которая представляет собой ленту из композиционных материалов класса карбоволокнитов, на гибкую подложку поочередно нанесены два различных вида токопроводящего компонента, которые представляют собой либо металлическую проволоку, либо нить из ряда полупроводниковых материалов, каждый токопроводящий компонент нанесен таким образом, чтобы он являлся боковой стороной равнобедренного треугольника, угол между этими сторонами лежит в диапазоне от 10 до 170°, при этом каждый последующий токопроводящий компонент нанесен неразрывно от предыдущего, при этом образован контакт компонентов в вершине угла равнобедренного треугольника и в вершинах углов основания данного треугольника, при этом каждый вид токопроводящего компонента нанесен параллельно стороне предыдущего треугольника из того же самого токопроводящего компонента, указанные токопроводящие компоненты сварены в местах их контакта, таким образом сформировано множество электрических спаев и обеспечен электрический p- и n-переходы, при этом количество спаев между двумя разнородными токопроводящими компонентами равно m, где m>1 (m – натуральный ряд чисел), при этом горячие спаи находятся со стороны теплого источника, холодные – со стороны охлаждающего источника; полученная композиционная подложка с термоэлектрической структурой уложена в формате лифлета таким образом, что место сгиба соответствует каждому спаю токопроводящих компонентов, таким образом сформированы горячие и холодные стороны термоэлектрического генератора; полученный лифлет уложен либо в плоскую форму, либо обеспечен желаемый радиус кривизны R и геометрическую форму в зависимости от требуемых геометрических параметров термоэлектрического генератора, лифлет насквозь прошит композиционной нитью из углеволокна в местах, где не проходит спай; верхние и нижние стороны лифлета проклеены композиционным материалом из класса карбоволокнитов в один или несколько слоёв в зависимости от требуемых геометрических параметров термоэлектрического генератора.

Недостаток известного технического решения заключается в недостаточной выработке электрической энергии, вследствие того, что применение известной технологии с использованием плоской подложки (которая представляет собой ленту из композиционных материалов) при создании детали из композитного материала, не позволяет обеспечить заданную анизотропию теплофизических свойств, как в продольном, так и в поперечном направлениях, что в свою очередь не может обеспечить теплоизоляционные характеристики детали и сформировать на контактных сторонах постоянную разницу температур, что приводит к снижению эффективности работы ТЭГ – снижению выработки электроэнергии. В отличие от известного технического решения, использование технологии трехмерного (объемного) плетения в заявленном техническом решении позволяет увеличить выработку электрической энергии.

Выявленные аналоги совпадают с заявленным техническим решением по отдельным совпадающим признакам, поэтому прототип не выявлен и формула полезной модели составлена без ограничительной части.

Технической проблемой, решаемой заявленной полезной моделью и техническим результатом заявленного технического решения является разработка корпуса авиационного двигателя, содержащего ТЭГ из композитного и термоэлектрического материалов, при этом достигается увеличение выработки электрической энергии в летательных аппаратах вследствие выполнения ТЭГа по технологии трехмерного (объемного) плетения.

Сущностью заявленного технического решения является корпус авиационного двигателя, содержащий: отформованный термоэлектрический генератор, содержащий гибкие элементы из одного композитного материала, гибкие элементы из двух термоэлектрических материалов, взаимосвязанных согласно трехмерному переплетению: гибкие элементы из композитного материала переплетены между собой ортогонально с образованием слоев, гибкие элементы из термоэлектрического материала попарно вплетены в гибкие элементы из композитного материала вертикально, в вершинах углов перегиба гибких элементов из термоэлектрического материала выполнено соединение в местах их взаимного контакта с образованием спаев; связующий компонент в порах отформованного термоэлектрического генератора. Корпус авиационного двигателя по п.1, характеризующийся тем, что гибкие элементы из композитного материала выполнены из углеродного волокна, или из карбон-кевлара, или из карбона, или из углеткани, или из стекловолокна, или из углеленты. Корпус авиационного двигателя по п.1, характеризующийся тем, что гибкие элементы из термоэлектрического материала выполнены из теллурида висмута, или теллурида свинца, или теллурида сурьмы, или теллура, или свинца, или хромеля, или алюмеля, или меди, или константана. Корпус авиационного двигателя по п.1, характеризующийся тем, что слои гибких элементов из композитного материала выполнены или из одинакового композитного материала или из разных чередующихся между собой композитных материалов. Корпус авиационного двигателя по п.1, характеризующийся тем, что связующий компонент выбран из полиэфирной смолы или эпоксидной смолы.

Заявленное техническое решение иллюстрируется Фиг.1 – Фиг.4.

На Фиг.1 приведена схема плетения заявленной детали, где:

1 – ГЭКМ – гибкие элементы из композитного материала,

2 – ГЭТМ – гибкие элементы из термоэлектрического материала,

3 – спаи.

На Фиг.2 приведена Таблица 1, в которой представлены составы и размеры заявленной детали.

На Фиг.3 приведен экспериментальный стенд, имитирующий работу двигателя беспилотного летательного аппарата, где:

4 – нагнетательная труба,

5 – заявленная деталь,

6 – термофен,

7 – измерительный комплекс,

8, 9 – термопары для фиксации термо-ЭДС на горячей и холодной сторонах генератора,

10 – многофункциональный измеритель давления.

На Фиг.4 приведена Таблица 2, в которой представлены результаты испытаний заявленной детали.

Далее заявителем приведено описание заявленного технического решения.

Заявленный технический результат в целом достигается тем, что разрабатывают деталь, преимущественно корпус авиационного двигателя, содержащий ТЭГ, выполненный по технологии трехмерного объемного плетения, и связующий компонент.

Преимущество заявленного технического решения состоит в увеличении выработки электрической энергии за счет использования технологии трехмерного плетения при создании детали из композитного и термоэлектрического материалов, что позволяет обеспечить заданную анизотропию теплофизических свойств как в продольном, так и в поперечном направлениях. Заявленное техническое решение позволяет обеспечить превышение теплопроводности в продольном направлении детали над ее поперечным значением. Таким образом, заданная анизотропия обеспечивает теплоизоляционные характеристики детали в поперечном сечении, что, в свою очередь, дает возможность сформировать на контактных сторонах ТЭГа постоянную разницу температур и обеспечивает непрерывную выработку термо-ЭДС.

Далее заявителем описаны материалы, использованные в заявленной детали.

Композитные материалы:

Углеродное волокно, например, по ГОСТ Р 57407-2017.

Карбон-кевлар, например, по ГОСТ 57407-2017.

Карбон, например, по ГОСТ 57407-2017.

Углеткань, например, по ГОСТ 57407-2017.

Стекловолокно, например, по ГОСТ 19170-2001.

Углелента, например, по ГОСТ 28006-2023.

Термоэлектрические материалы:

Теллурид висмута, например, по ГОСТ 10928-90.

Теллурид свинца, коммерческий продукт, например, [https://konkordpro.ru/reaktivy/tellurid-svintsa-pbte.html],

Теллурид сурьмы, коммерческий продукт, например, [https://kazan.sm-snab.ru/tellurid-surmy-sb2te3],

Теллур, например, по ГОСТ 17614-2018.

Свинец, например, по ГОСТ 3778-98.

Хромель, например, по ГОСТ 1790-2016.

Алюмель, например, по ГОСТ 1790-2016.

Медь, например, по ГОСТ 859-78.

Константан, например, по ГОСТ 1790-2016.

Связующий компонент:

Полиэфирная смола ортофталевая, например, по ГОСТ 27952-2017.

Полиэфирная смола изофталевая, например, по ГОСТ 27952-2017.

Полиэфирная смола бисфенолфумаратная, например, по ГОСТ 27952-2017.

Полиэфирная смола хлорэндиковая, например, по ГОСТ 27952-2017.

Полиэфирная смола винилэфирная, например, по ГОСТ 27952-2017

Эпоксидная смолы, например, по ГОСТ 10587-84.

Далее заявителем приведено описание заявленной детали.

Заявленная деталь, преимущественно корпус авиационного двигателя, содержит по меньшей мере отформованный ТЭГ, содержащий в целом:

– непрерывные гибкие элементы из композитного материалов (ГЭКМ),

– непрерывные гибкие элементы из термоэлектрического материалов (ГЭТМ),

– связующий компонент из смолы.

Более подробно заявленная деталь, преимущественно корпус авиационного двигателя, содержит (Фиг.1):

– по меньшей мере отформованный ТЭГ, содержащий ГЭКМы 1 из по меньшей мере одного композитного материала, ГЭТМы 2 из двух термоэлектрических материалов, взаимосвязанные согласно трехмерному переплетению: ГЭКМы 1 переплетены между собой ортогонально с образованием слоев, ГЭТМы 2 попарно вплетены в ГЭКМы 2 (на Фиг.1 – зеленый и желтый цвета) вертикально с заданным углом перегиба в диапазоне от 10° до 170°, количество слоев ГЭКМ превышает или равно 7, а количество вертикальных участков ГЭТМ превышает или равно 10, в вершинах углов перегиба ГЭТМов 2 (на верхней и нижней поверхностях заявленной детали) выполнено соединение в местах взаимного контакта ГЭТМов 2, например, сваркой, с образованием спаев 3;

– связующий компонент в порах отформованного ТЭГа.

В частных случаях выполнения ГЭКМы 1 выполнены из углеродного волокна, или из карбон-кевлара, или из карбона, или из углеткани, или из стекловолокна, или из углеленты.

В частных случаях выполнения ГЭТМы 2 выполнены из теллурида висмута, или теллурида свинца, или теллурида сурьмы, или теллура, или свинца, или хромеля, или алюмеля, или меди, или константана.

В частных случаях выполнения связующий компонент выбран из полиэфирной смолы, например, ортофталевой, изофталевой, бисфенолфумаратной, хлорэндиковой, винилэфирной; или эпоксидной смолы.

В результате образована деталь трехмерного объемного плетения, содержащая ТЭГ, пропитанная связующим компонентом и преимущественно представляющая собой корпус авиационного двигателя заданных размеров и заданного радиуса кривизны, в зависимости от технических требований к заявленной детали.

Далее заявителем приведено описание изготовления заявленной детали из композитного материала, содержащего термоэлектрическую нить.

Изготовление заявленной детали, преимущественно корпуса авиационного двигателя, включает в себя следующие этапы.

На первом этапе путем технологии объемного (трехмерного) плетения (например, 3д плетения), получили, по меньшей мере, ТЭГ, для чего переплели, например, на автоматизированном челночно-рапирном ткацком комплексе КТ-6250, заданное количество ГЭКМов и ГЭТМов.

При этом ГЭКМы переплели между собой слоями ортогонально.

ГЭТМы вплели в ГЭКМы попарно вертикально с заданным углом перегиба в диапазоне от 10° до 170°.

При этом количество слоев ГЭКМ превышает или равно 7, а количество вертикальных участков ГЭТМ превышает или равно 10.

В вершинах полученных углов перегиба ГЭТМов, на верхней и нижней поверхностях, выполнили сварку парных ГЭТМов в местах их взаимного контакта с образованием спаев.

Получили ТЭГ.

На втором этапе полученный ТЭГ пропитали связующим компонентом, например, смолой, например, известным методом вакуумной инфузии, и сформовали заявленную деталь, преимущественно корпус авиационного двигателя, заданной геометрической формы с заданным радиусом кривизны R также методом вакуумной инфузии [https://composite.ru/tehnologii/infusion1/#1].

В результате получили заявленную деталь, преимущественно корпус авиационного двигателя, согласно полезной модели заданной формы, с заданным радиусом кривизны R, заданного размера.

Далее заявителем приведены примеры осуществления заявленного технического решения.

Пример 1. Изготовление заявленной детали в виде корпуса авиационного двигателя из 20 слоев ГЭКМ и 80 вертикальных участков ГЭТМ.

На первом этапе путем технологии трехмерного объемного плетения, например, 3д плетения, например, на автоматизированном челночно-рапирном ткацком комплексе КТ-6250, переплели ГЭКМы, выполненные в форме нити из одинакового материала – углеродного волокна, и ГЭТМы из двух нитей – нить из теллурида висмута и нить из теллурида свинца. При этом ГЭКМ переплели между собой слоями ортогонально, парные нити ГЭКМ – вертикально. Переплетение выполнили таким образом, что получили трехмерный объемный элемент, содержащий 20 слоев ГЭКМ и 80 вертикальных участков ГЭТМ с углом перегиба между ними 10°.

В вершинах полученных углов перегиба ГЭТМов, на верхней и нижней поверхностях, выполнили соединение ГЭТМов в местах взаимного контакта нитей из теллурида висмута и теллурида свинца, например, сваркой, с образованием спаев, получили ТЭГ.

На втором этапе полученный ТЭГ пропитали связующим компонентом, например, ортофталевой полиэфирной смолой, например, методом вакуумной инфузии, и сформовали методом вакуумной инфузии заявленную деталь, например, корпус авиационного двигателя, содержащий ТЭГ заданной геометрической формы – с радиусом кривизны 10 мм и размером 500 × 1000 × 50 мм.

Примеры 2-5. Изготовление заявленной детали различного состава, различного размера, различного радиуса кривизны.

Проводят последовательность действий по Примеру 1, отличающуюся тем, что берут:

– разные ГЭКМ и ГЭТМ различной формы,

– различное количество слоев ГЭКМ,

– различное количество рядов ГЭТМ,

– разный угол перегиба ГЭТМ,

– разный радиус кривизны детали R,

– разный связующий компонент.

Составы и размеры приведены в Таблице 1 на Фиг. 1.

Получают заявленную деталь, преимущественно корпус авиационного двигателя, различного состава, различного размера, различного радиуса кривизны в зависимости от технических требований.

Пример 7. Определение электрической мощности заявленной детали.

Для доказательства достижения заявленного технического результата, а также условия патентоспособности «промышленная применимость» заявителем проведены испытания заявленной детали, полученной по Примерам 1-6.

Для экспериментального исследования характеристик заявленной детали был разработан и создан экспериментальный стенд, имитирующий работу авиационного двигателя, представленный на Фиг. 3. Основными элементами стенда являются нагнетательная труба 4, заявленная деталь 5, термофен 6, обеспечивающий нагрев воздушного потока до требуемой температуры и измерительный комплекс 7. ТЭГ преобразует температурный градиент в электрический ток, фиксируемый комбинированным электроизмерительным прибором. Экспериментальная установка снабжена средствами измерения: термопарами 8, 9 для фиксации термо-ЭДС на горячей и холодной сторонах генератора, многофункциональным измерителем давления 10.

Имитация корпуса авиационного двигателя представляет собой разборную конструкцию: в трубу (Ø 80 мм) в места квадратных отверстий закрепляют заявленную деталь, данная труба квадратного сечения встраивается в «холодную» трубу. Далее конструкция крепится к нагнетательной трубе через фланцевое соединение.

Устройство и принцип работы экспериментального стенда следующие: горячий воздух, проходя по трубе через заявленную деталь, отдает некоторое количество теплоты последнему и уходит в помещение. Охлаждающий теплоноситель нагнетается в заявленную деталь из окружающей среды посредством воздуходувки и также отводится в помещение.

Нагрев поверхности ГЭТМов происходит в основном за счет конвективного теплообмена. Охлаждение спаев ГЭТМов происходит за счет потока холодного воздуха, протекающего в полости, ограниченной металлическими корпусами, что приводит к возникновению разности значений температуры между «холодными» и «горячими» спаями ГЭТМов. На спаях благодаря эффекту Зеебека возникает термо-ЭДС, которую можно по специальным токоотводам направлять к бортовым потребителям.

Результаты испытаний заявленной детали приведены в Таблице 2 на Фиг.4.

Эксперименты проводились при различных вариациях потоков – I вариант и II вариант.

В I варианте скорость нагревающего потока, омывающего внутреннюю поверхность заявленной детали – воспроизведение внутренней части двигателя, оставалась неизменной, его температура составляла 550°С. Скорость охлаждающего потока изменялась в пределах 20÷80 м/с.

Во II варианте постоянной оставалась скорость потока, омывающего внешнюю поверхность заявленной детали, его температура составляла 10 °С.

В ходе проведения эксперимента было выявлено, что при имитировании разных режимов работы авиационного двигателя на определенной высоте полета (т.е. при поддержании постоянной скорости охлаждающего потока и изменении скорости горячего потока) разница температур между горячим и холодным спаем систематически увеличивается.

Из данных, приведенных в Таблице 2, видно, что заявленная деталь площадью 100 см² вырабатывает электрическую мощность 2,1 Вт (у аналога по патенту RU № 2778010 такой же площади это значение составляет 1,8 Вт).

Таким образом, из приведенного выше можно сделать вывод, что заявителем решена выявленная техническая проблема и достигнут заявленный технический результат, а именно: разработан корпус авиационного двигателя, содержащий ТЭГ из композитного и термоэлектрического материалов, при этом достигнуто увеличение выработки электрической энергии в летательных аппаратах вследствие выполнения ТЭГа по технологии трехмерного (объемного) плетения.

Увеличение выработки дополнительной электрической энергии (с одновременным отводом тепла) составило до 14% по сравнению с аналогом по патенту RU № 2778010, выполненным с плоским переплетением (Таблица 2 на Фиг. 4).

Claims

1. Корпус авиационного двигателя, содержащий:

– отформованный термоэлектрический генератор, содержащий гибкие элементы из одного композитного материала, гибкие элементы из двух термоэлектрических материалов, взаимосвязанных согласно трехмерному переплетению: гибкие элементы из композитного материала переплетены между собой ортогонально с образованием слоев, гибкие элементы из термоэлектрического материала попарно вплетены в гибкие элементы из композитного материала вертикально, в вершинах углов перегиба гибких элементов из термоэлектрического материала выполнено соединение в местах их взаимного контакта с образованием спаев;

– связующий компонент в порах отформованного термоэлектрического генератора.

2. Корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что гибкие элементы из композитного материала выполнены из углеродного волокна, или из карбон-кевлара, или из карбона, или из углеткани, или из стекловолокна, или из углеленты.

3. Корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что гибкие элементы из термоэлектрического материала выполнены из теллурида висмута, или теллурида свинца, или теллурида сурьмы, или теллура, или свинца, или хромеля, или алюмеля, или меди, или константана.

4. Корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что слои гибких элементов из композитного материала выполнены или из одинакового композитного материала, или из разных чередующихся между собой композитных материалов.

5. Корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что связующий компонент выбран из полиэфирной смолы или эпоксидной смолы.