RU2380558C2 - Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя - Google Patents
Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2380558C2 RU2380558C2 RU2007145361/06A RU2007145361A RU2380558C2 RU 2380558 C2 RU2380558 C2 RU 2380558C2 RU 2007145361/06 A RU2007145361/06 A RU 2007145361/06A RU 2007145361 A RU2007145361 A RU 2007145361A RU 2380558 C2 RU2380558 C2 RU 2380558C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- protective casing
- supply pipe
- hot air
- icing
- leading edge
- Prior art date
Links
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims abstract description 50
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 45
- 230000008030 elimination Effects 0.000 claims description 10
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 claims description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000002301 combined effect Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
Images
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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- 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
-
- 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
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
-
- 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
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Sealing Devices (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
Abstract
Система устранения обледенения передней кромки носового обтекателя воздухозаборника турбинного двигателя, в частности, для летательного аппарата, в которой передняя кромка выполнена полой и ограничивает кольцевую камеру, закрытую первой внутренней перегородкой, содержит трубу подачи горячего воздуха под давлением, предназначенную для подключения на ее заднем конце, противоположном передней кромке, к контуру горячего воздуха под давлением, на ее переднем конце, в направлении к упомянутой передней кромке, к инжектору, нагнетающему горячий воздух под давлением в кольцевую камеру передней кромки. Труба подачи проходит через отсек носового обтекателя воздухозаборника, который ограничен с передней стороны первой внутренней перегородкой и с задней стороны второй внутренней перегородкой. Внутренний защитный кожух расположен в отсеке и ограничивает изолированный объем, окружающий трубу подачи. Два элемента, сформированные трубой подачи и защитным кожухом, с одной стороны, жестко закреплены на одной из перегородок. С другой стороны, упомянутые два элемента жестко соединены друг с другом и выполнены с возможностью совместного скольжения относительно опоры скольжения, предусмотренной в другой перегородке. Защитный кожух выполнен продольно жестким. Труба подачи содержит, по меньшей мере, две части, вложенные одна в другую и выполненные с возможностью скольжения относительно друг друга, являясь соединенными герметичным образом. Изобретение позволяет исключить деформации перегородок без их усиления. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к устранению обледенения обтекателей воздухозаборника газотурбинных двигателей, в частности, для летательных аппаратов.
Известно, что при необходимости, то есть для предотвращения формирования льда или удаления уже сформировавшегося льда лед с передней кромки носового обтекателя воздухозаборника таких газотурбинных двигателей удаляют путем нагрева сжатым горячим воздухом, отбираемым от упомянутого турбинного двигателя и подаваемым на упомянутую переднюю кромку, используя контур циркуляции горячего воздуха. Такой горячий воздух под давлением, отбираемый из двигателя, имеет высокую температуру, например приблизительно 500°С, в результате чего упомянутая труба излучает тепло, и окружающие структуры упомянутого носового обтекателя воздухозаборника, которые чувствительны к теплу (например, звукопоглощающие панели, изготовленные из композитного материала), должны быть защищены от тепла. Кроме того, по очевидным соображениям безопасности также необходимо обеспечить защиту упомянутых окружающих структур в случае утечки горячего воздуха под давлением при разрыве упомянутой трубы.
В соответствии с этим в документе ЕР-1251257 раскрыт носовой обтекатель воздухозаборника газотурбинного двигателя, в частности, для летательного аппарата, причем в упомянутом носовом обтекателе воздухозаборника предусмотрено средство удаления обледенения на его передней кромке, содержащее:
- полую переднюю кромку, образующую кольцевую камеру, закрытую первой внутренней перегородкой;
- трубу подачи горячего воздуха под давлением, выполненную с возможностью ее подключения на ее заднем конце, противоположном упомянутой передней кромке, к контуру горячего воздуха под давлением и на ее переднем конце в направлении к упомянутой передней кромке - к инжектору, который осуществляет нагнетание упомянутого горячего воздуха под давлением в упомянутую кольцевую камеру, причем указанная труба подачи, по меньшей мере, установлена в отсеке, ограниченном с передней стороны упомянутой первой внутренней перегородкой и с задней стороны второй внутренней перегородкой; и
- внутренний защитный кожух, установленный в упомянутом отсеке и образующий изоляционный объем, окружающий упомянутую трубу подачи.
Таким образом, в таком известном носовом обтекателе воздухозаборника упомянутая труба изолирована от остального внутреннего пространства носового обтекателя воздухозаборника и упомянутый внутренний защитный кожух, который выполнен непрерывным и как единая деталь, обеспечивает защиту окружающих структур от теплового излучения и утечек горячего воздуха под давлением, а также от последствий разрыва упомянутой трубы. Благодаря тому что предусмотрены входное и выходное отверстия для воздуха, обеспечивается возможность во время нормальной работы получить постоянную внутреннюю вентиляцию изолированного объема, ограничивая, таким образом, тепловое излучение трубы подачи, при этом обеспечивается защита окружающих чувствительных к теплу структур от какого-либо повреждения или старения, связанного с воздействием высоких температур. В случае утечки из трубы, ее разрыва или взрыва горячий воздух будет выброшен наружу через выходное отверстие, открывающееся так, что упомянутые окружающие структуры снова будут защищены от горячего воздуха под давлением.
Такой известный носовой обтекатель воздухозаборника, таким образом, идеально выполняет свои функции тепловой защиты упомянутых окружающих структур. Однако на практике для предотвращения продольного расширения упомянутой трубы подачи и упомянутого защитного кожуха (который обычно изготовлен из стали) под воздействием температуры так, чтобы он не создавал напряжения в упомянутых первой и второй перегородках, требуется, чтобы каждый из двух элементов, сформированных из упомянутой трубы подачи и упомянутого защитного кожуха, был выполнен из двух частей, которые вставлены одна в другую, что обеспечивает возможность скольжения одной из них относительно другой герметичным образом.
Таким образом, удлинение под воздействием тепла упомянутой трубы и упомянутого кожуха поглощается выдвижным скользящим движением упомянутых двух частей, образующих эти элементы.
Однако следует отметить, что горячий воздух, циркулирующий в упомянутой трубе подачи, находится под высоким давлением, например приблизительно 10-20 бар, в результате чего такое внутреннее давление создает эффект разделения двух частей упомянутой трубы подачи друг от друга во время нормальной работы и разделения двух частей упомянутой трубы подачи и двух частей защитного кожуха друг от друга в случае разрыва упомянутой трубы подачи. Вследствие этого возникают напряжения, которые прикладываются к упомянутым перегородкам двумя частями упомянутой трубы подачи и/или упомянутого защитного кожуха, причем указанные напряжения приводят к деформации упомянутых перегородок, в результате чего они становятся выпуклыми наружу из отсека. Таким образом, возникает необходимость предусматривать тяжелые и дорогостоящие усилительные элементы, предназначенные для сопротивления такому выпучиванию.
Предмет настоящего изобретения представляет собой систему устранения обледенения, которая позволяет исключить деформации перегородок, без необходимости использования усилений упомянутых перегородок.
С этой целью в соответствии с изобретением система устранения обледенения передней кромки носового обтекателя воздухозаборника газотурбинного двигателя, в частности, для самолета, причем упомянутая передняя кромка выполнена полой и образует кольцевую камеру, закрытую первой внутренней перегородкой, содержит:
- трубу подачи горячего воздуха под давлением, выполненную с возможностью подключения на ее заднем конце, противоположном упомянутой передней кромке, к контуру горячего воздуха под давлением и на ее переднем конце в направлении к упомянутой передней кромке - к инжектору, нагнетающему упомянутый горячий воздух под давлением в упомянутую кольцевую камеру передней кромки, причем упомянутая труба подачи пропущена через отсек упомянутого носового обтекателя воздухозаборника, который образован с передней стороны упомянутой первой внутренней перегородкой и с задней стороны второй внутренней перегородкой; и
- внутренний защитный кожух, установленный в упомянутом отсеке и образующий изолированный объем, окружающий упомянутую трубу подачи, при этом следует отметить, что:
- один из двух элементов, сформированных упомянутой трубой подачи и упомянутым защитным кожухом, выполнен продольно жестким, в то время как другой из упомянутых элементов, содержит, по меньшей мере, две части, вставленные одна в другую с возможностью скольжения относительно друг друга герметичным образом; и
- упомянутые два элемента, с одной стороны, жестко закреплены на одной из упомянутых перегородок, в то время как, с другой стороны, упомянутые два элемента жестко соединены друг с другом и выполнены с возможностью совместного скольжения относительно опоры скольжения, предусмотренной в другой перегородке.
Таким образом, как более подробно описано ниже, один из упомянутых двух элементов, который выполнен продольно жестким, действует как соединительный стержень для другого из упомянутых элементов путем ограничения его удлинения, и удлинение, специфичное для упомянутого соединительного стержня, не оказывает влияния на упомянутые перегородки благодаря наличию упомянутой опоры скольжения.
Упомянутая труба подачи может быть выполнена продольно жесткой, в то время как упомянутый защитный кожух содержит, по меньшей мере, две части, вставленные одна в другой и выполненные с возможностью скольжения одна относительно другой герметичным образом. Однако в одном предпочтительном варианте выполнения упомянутый защитный кожух выполнен продольно жестким, в то время как упомянутая труба подачи содержит, по меньшей мере, две части, вставленные одна в другой и выполненные с возможностью скольжения относительно друг друга герметичным образом.
Упомянутая опора скольжения может быть установлена либо на упомянутой первой внутренней перегородке или на упомянутой второй внутренней перегородке.
Предпочтительно упомянутая опора скольжения содержит упор, предназначенный для ограничения скользящего движения упомянутой трубы подачи и упомянутого защитного кожуха относительно соответствующей перегородки.
Жесткое соединение между упомянутой трубой подачи и упомянутым защитным кожухом может быть сформировано с помощью фланцев.
Приложенные чертежи помогают понять воплощение изобретения. На этих чертежах идентичными ссылочными позициями обозначены аналогичные элементы.
На фиг.1 показана в осевом разрезе передняя кромка известного носового обтекателя воздухозаборника.
На фиг.2 схематично иллюстрируется известная передняя кромка, представленная на фиг.1, и показан ее недостаток, который преодолевается с помощью настоящего изобретения.
На фиг.3А, 3В и 3С схематично изображено, так же как и на фиг.2, три разных положения системы устранения обледенения с передней кромки в соответствии с настоящим изобретением в соответствии с первым предпочтительным вариантом выполнения.
На фиг.4 схематично показан вид части практического примерного воплощения первого варианта выполнения, представленного на фиг.3А, 3В и 3С.
На фиг.5 иллюстрируется вариант упомянутого первого варианта выполнения.
На фиг.6А, 6В и 6С схематично иллюстрируются для сравнения с фиг.3А, 3В и 3С те же три разных положения для второго варианта выполнения настоящего изобретения.
На фиг.7 иллюстрируется вариант второго варианта выполнения, представленного на фиг.6А, 6В, 6С.
Передняя кромка 1 обтекателя 2, окружающая воздухозаборник 3 газотурбинного двигателя летательного аппарата (не показан на чертежах), снабжена известным средством устранения обледенения, которое содержит:
- внутреннюю периферийную камеру 4, сформированную в полой передней кромке 1 и закрытую внутренней передней перегородкой 5 кольцевой формы, которая прикреплена к стороне 2Е верхней поверхности и к стороне 2I нижней поверхности обтекателя 2;
- трубу 6 подачи горячего воздуха под давлением, которая разработана так, чтобы она могла быть подсоединена на ее заднем конце 6R, противоположном упомянутой передней кромке 1, к контуру 7 горячего воздуха под давлением, поступающим от генератора горячего потока турбинного двигателя (не показан), и на ее переднем конце 6А - к инжектору 8, который нагнетает упомянутый горячий воздух под давлением в упомянутую внутреннюю камеру 4 передней кромки 1; и
- трубчатый защитный кожух 9, окружающий упомянутую трубу 6 подачи.
Труба 6 подачи и защитный кожух 9 пропущены через отсек 10, образованный с передней стороны упомянутой внутренней передней перегородкой 5 и с задней стороны внутренней задней перегородкой 11 кольцевой формы, которая закреплена на стороне 2Е верхней поверхности и на стороне 2I нижней поверхности и через которую пропущен упомянутый задний конец 6R трубы 6. Таким образом, упомянутый защитный кожух 9 образует совместно с передней 5 и задней 11 перегородками изолированный объем 12.
В таком известном варианте реализации, показанном на фиг.1 и 2, как труба 6 подачи, так и защитный кожух 9 фактически сформированы из двух частей, соответственно 6.1, 6.2 и 9.1, 9.2. Две части 6.1, 6.2 упомянутой трубы 6 подачи установлены телескопически относительно друг друга и герметично соединены с помощью скользящего уплотнителя или гофрированной трубы 13. Аналогично две части 9.1 и 9.2 защитного кожуха 9 установлены телескопически и соединены герметично с помощью скользящего уплотнения или гофрированных трубок 14.
Кроме того, части 6.1 и 9.1 жестко закреплены на передней перегородке 5, в то время как части 6.2 и 9.2 жестко закреплены на задней перегородке 11.
Следует понимать, что выполнение трубы 6 подачи и защитного кожуха 9 в форме двух телескопических частей 6.1, 6.2 и 9.1, 9.2 позволяет устранить давление, прикладываемое к упомянутым перегородкам 5 и 11, в результате теплового расширения трубы 6 подачи и защитного кожуха 9 под действием горячего воздуха, пропускаемого через трубу 6 подачи.
Однако поскольку горячий воздух, проходящий через упомянутую трубу 6 подачи, находится под большим давлением, такое давление прикладывает разделяющее воздействие к двум частям 6.1 и 6.2 трубы 6 подачи и поэтому к двум частям 9.1 и 9.2 защитного кожуха 9.
В результате труба 6 подачи действует как толкатель на перегородки 5 и 11, которые деформируются наружу за пределы отсека 10, как схематично представлено пунктирными линиями 5d и 11d на фиг.2. Само собой разумеется, что в случае случайного разрыва трубы 6 подачи горячий воздух расширяется внутри изолирующего объема 12, в результате чего действие разделения, прикладываемое упомянутым горячим воздухом к переборкам 5 и 11, дополнительно увеличивается под воздействием толкателя большего диаметра, формируемого таким защитным кожухом 9. Поэтому необходимо обеспечить усиление (например, соединительные стержни, которые не показаны), приложенное к упомянутым перегородкам 5 и 11, предотвращающее их деформацию не только во время работы, но также и в случае разрыва трубы 6 подачи, в результате чего повышается стоимость и увеличивается масса самолета.
На фиг.3А, 3В и 3С схематично представлена система устранения обледенения в соответствии с изобретением, с помощью которой можно преодолеть эти недостатки. В отличие от известного варианта выполнения, показанного на фиг.1 и 2, в системе устранения обледенения, показанной на фиг.3А, 3В и 3С:
- передняя перегородка 5 и труба 6 подачи (выполненная в форме двух телескопических частей 6.1 и 6.2, соединенных герметично друг с другом), остаются без изменений;
- защитная оболочка 9 (в форме двух частей 9.1 и 9.2) заменена защитной оболочкой 15 из одной части; и
- задняя перегородка 11 заменена перегородкой 16, в которой предусмотрена опора 17 скольжения.
Кроме того, в данном варианте выполнения, показанном на фигурах 3А, 3В и 3С:
- часть 6.1 трубы 6 подачи и передняя часть 15А защитной оболочки 15 жестко закреплены на передней перегородке 5; и
- часть 6.2 трубы 6 подачи и задняя часть 15R защитного кожуха 15 скреплены друг с другом с помощью средства 18 крепления и выполнены с возможностью совместного скольжения в опоре 17 скольжения.
На фиг.3А представлено, например, состояние системы устранения обледенения в соответствии с изобретением в состоянии покоя, при этом горячий воздух под давлением не протекает через трубу 6 подачи в направлении инжектора 8. Если, начиная от состояния, показанного на фиг.3А, подать горячий воздух под давлением в упомянутую трубу 6 подачи, упомянутая труба 6 подачи проявит тенденцию к удлинению под совместным воздействием температуры (продольное расширение) и внутреннего давления (отдаление частей 6.1 и 6.2 друг от друга). Однако учитывая, что в первом случае защитный кожух 15 остается холодным и поэтому имеет фиксированную длину, предотвращается удлинение трубы 6 подачи благодаря действию упомянутого защитного кожуха 15, который работает как соединительный стержень. Система устранения обледенения, таким образом, остается в состоянии, показанном на фиг.3А.
После этого температура защитного кожуха 15 повышается под действием теплового излучения трубы 6 подачи, в результате чего защитный кожух 15 расширяется продольно, так что средство 18 крепления смещается относительно опоры 17 скольжения, как представлено на фиг.3В. Однако дальнейшее удлинение трубы 6 подачи под воздействием комплексного действия температуры и давления ограничивается соединительным стержнем (длина которого, таким образом, становится больше, чем представлено на фиг.3А), образованного защитным кожухом 15.
Если теперь, как представлено на фиг.3С, произойдет разрыв трубы 6 подачи, горячий воздух под давлением расширяется внутри защитного кожуха 15, который затем подвергается воздействию температуры и давления упомянутого горячего воздуха. Вследствие этого защитный кожух 15, таким образом, удлиняется в результате комбинированного воздействия температуры и давления и средство 18 крепления смещается относительно опоры 17 скольжения, при этом продольное расширение разорванной трубы 6 подачи (см. фиг.3С) все еще будет удерживаться упомянутым защитным кожухом 15.
Таким образом, следует отметить, что исходя из упомянутого выше в каждом случае продольное расширение трубы 6 контролируется и удерживается защитным кожухом 15 в пределах сил, прикладываемых к перегородкам 5 и 16, благодаря воздействию средства 18 крепления, скользящего внутри опоры 17 скольжения.
В соответствующих случаях опора 17 скольжения в качестве меры безопасности может содержать упор 17В, ограничивающий скользящее перемещение в направлении наружу из отсека 10.
На фиг.4 показан практический пример варианта выполнения системы устранения обледенения, представленной схематично на фиг.3А, 3В и 3С. Можно видеть, что защитный кожух 15 непосредственно установлен с возможностью скольжения в опоре 17 и что средство 18 крепления представляет собой средство такого типа, которое содержит фланцы 18А.
Хотя на фиг.3А, 3В, 3С и 4 передняя перегородка была представлена неподвижной, и в задней перегородке предусмотрена опора 17, которая выполнена так, что обеспечивается возможность продольного смещения средства 18 крепления, из предыдущего описания и из фиг.5 можно понять, что передняя и задняя перегородки могут быть взаимно заменены. В этом случае на средстве 18 крепления закреплены часть 6.1 трубы 6 подачи и передняя часть 15А защитного кожуха 15 и упор 17В ограничивает скользящее движение в направлении наружу из отсека 10 в направлении инжектора 8.
Другой вариант выполнения системы устранения обледенения в соответствии с изобретением показан на фиг.6А, 6В, 6С. В отличие от известной системы устранения обледенения, показанной на фиг.1 и 2, в этом варианте выполнения:
- передняя перегородка 5 и защитный кожух 9 (в форме двух телескопических частей 9.1 и 9.2, соединенных с герметизацией между ними), остаются без изменения;
- труба 6 подачи (в форме двух частей 6.1 и 6.2) заменяется трубой 19 подачи, выполненной из одной детали; и
- задняя перегородка 11 заменена перегородкой 20, в которой предусмотрена опора 21 скольжения, выполненная с упором 21В, расположенным в направлении наружу (перегородка 20 и опора 21 соответственно аналогичны перегородке 16 и опоре 17, показанным на фиг.3А, 3В и 3С).
Кроме того, в варианте выполнения, показанном на фиг.6А, 6В и 6С:
- часть 9.1 защитного кожуха 9 и передняя часть 19А трубы 19 подачи жестко закреплены на передней перегородке 5;
- часть 9.2 защитного кожуха 9 и задняя часть 19R трубы 19 соединены друг с другом с помощью средства 22 крепления и выполнены с возможностью совместного скольжения в опоре 21 скольжения.
Фиг.6А, 6В и 6С соответственно соответствуют фиг.3А, 3В и 3С.
На фиг.6А представлена система устранения обледенения в состоянии покоя. Если горячий воздух под давлением подают в трубу 19 подачи, последняя расширяется продольно, возможность чего обеспечивается благодаря наличию опоры 21, без приложения напряжений к перегородкам 5 и 20 (см. фиг.6В). Кроме того, телескопический защитный кожух 9 следует этому удлинению. Во время работы удлинение защитного кожуха 9 контролируется трубой 19 подачи, которая выполняет функцию соединительного стержня.
Если происходит разрыв упомянутой трубы (фиг.6С), защитный кожух 9 удлиняется, но его удлинение ограничивается в направлении наружу отсека 10 с помощью ограничителя 21В на барьере 21.
На фиг.7 иллюстрируется вариант выполнения, представленный на фиг.6А, 6В и 6D, в котором передняя и задняя перегородки были взаимно заменены.
Claims (6)
1. Система устранения обледенения передней кромки (1) носового обтекателя (2) воздухозаборника для турбинного двигателя, в частности, для летательного аппарата, причем упомянутая передняя кромка (1) выполнена полой и ограничивает кольцевую камеру (4), закрытую первой внутренней перегородкой (5), причем упомянутая система устранения обледенения содержит трубу (6, 19) подачи горячего воздуха под давлением, предназначенную для подключения на ее заднем конце, противоположном упомянутой передней кромке (1), к контуру (7) горячего воздуха под давлением и, на ее переднем конце, в направлении к упомянутой передней кромке (1), к инжектору (8), нагнетающему упомянутый горячий воздух под давлением в упомянутую кольцевую камеру (4) передней кромки, причем упомянутая труба подачи проходит через отсек (10) упомянутого носового обтекателя (2) воздухозаборника, который ограничен с передней стороны упомянутой первой внутренней перегородкой (5, 16, 20) и с задней стороны второй внутренней перегородкой (5, 16, 20), и внутренний защитный кожух (9, 15), расположенный в упомянутом отсеке (10) и ограничивающий изолированный объем (12), окружающий упомянутую трубу (6, 19) подачи, упомянутые два элемента, сформированные упомянутой трубой (6, 19) подачи и упомянутым защитным кожухом (9, 15), с одной стороны, жестко закреплены на одной из упомянутых перегородок, в то время как, с другой стороны, упомянутые два элемента жестко соединены друг с другом и выполнены с возможностью совместного скольжения относительно опоры (17, 21) скольжения, предусмотренной в другой перегородке, отличающаяся тем, что упомянутый защитный кожух (15) выполнен продольно жестким, в то время как упомянутая труба (6) подачи содержит, по меньшей мере, две части (6.1, 6.2), вложенные одна в другую и выполненные с возможностью скольжения относительно друг друга, являясь соединенными герметичным образом.
2. Система устранения обледенения по п.1, в которой упомянутая опора (17, 21) скольжения выполнена на упомянутой первой внутренней перегородке (5).
3. Система устранения обледенения по п.1, в которой упомянутая опора (17, 21) скольжения установлена на упомянутой второй внутренней перегородке (16, 20).
4. Система устранения обледенения по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая опора (17, 21) скольжения содержит упор (17В, 21В), выполненный с возможностью ограничения скользящего движения упомянутой трубы подачи и упомянутого защитного кожуха в направлении наружу из упомянутого отсека (10).
5. Система устранения обледенения по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая опора скольжения взаимодействует с упомянутым защитным кожухом.
6. Система устранения обледенения по п.1, отличающаяся тем, что жесткое соединение (18) между упомянутой трубой подачи и упомянутым защитным кожухом выполнено с помощью фланцев (18А).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0505757 | 2005-06-07 | ||
| FR0505757A FR2886674B1 (fr) | 2005-06-07 | 2005-06-07 | Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007145361A RU2007145361A (ru) | 2009-06-20 |
| RU2380558C2 true RU2380558C2 (ru) | 2010-01-27 |
Family
ID=35781477
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007145361/06A RU2380558C2 (ru) | 2005-06-07 | 2006-06-01 | Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7931235B2 (ru) |
| EP (1) | EP1888894B1 (ru) |
| JP (1) | JP4805349B2 (ru) |
| CN (1) | CN101194091B (ru) |
| BR (1) | BRPI0613370A2 (ru) |
| CA (1) | CA2610787C (ru) |
| FR (1) | FR2886674B1 (ru) |
| RU (1) | RU2380558C2 (ru) |
| WO (1) | WO2006131623A1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2577975C2 (ru) * | 2010-10-29 | 2016-03-20 | Эрсель | Конструкция передней кромки, в частности, для воздухозаборника гондолы двигателя летательного аппарата |
| RU2591068C2 (ru) * | 2011-03-30 | 2016-07-10 | Текспейс Аеро С.А. | Разделитель потока газа с устройством для предотвращения обледенения, содержащим тепловой мост |
| RU177304U1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-02-15 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Труба подвода горячего воздуха к противообледенительной системе |
| RU2658711C1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-06-22 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Труба для распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2447228B8 (en) * | 2007-03-06 | 2009-03-04 | Gkn Aerospace Services Ltd | Thermal anti-icing system |
| FR2921901B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2011-03-18 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air apte a etre montee en amont d'une structure mediane de nacelle pour moteur d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle structure d'entree d'air |
| FR2924409B1 (fr) * | 2007-12-03 | 2010-05-14 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud |
| FR2927609B1 (fr) * | 2008-02-18 | 2010-06-25 | Aircelle Sa | Entree d'air pour nacelle d'aeronef, et nacelle equipee d'une telle entree d'air |
| FR2927882B1 (fr) * | 2008-02-27 | 2010-02-12 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef |
| FR2954279B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2014-08-22 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises |
| CN104619972A (zh) * | 2012-08-29 | 2015-05-13 | 川崎重工业株式会社 | 燃气轮机装置 |
| US9528442B2 (en) * | 2013-08-21 | 2016-12-27 | The Boeing Company | Aircraft engine anti-icing (EAI) barrier assembly, system and method |
| CN103758588B (zh) * | 2014-02-19 | 2015-09-09 | 襄阳三鹏航空科技有限公司 | 一种飞机用涡轮增压器的外壳机构及其制造工艺 |
| BE1023289B1 (fr) * | 2015-07-17 | 2017-01-24 | Safran Aero Boosters S.A. | Bec de separation de compresseur basse pression de turbomachine axiale avec conduit annulaire de degivrage |
| US10215096B2 (en) | 2015-11-04 | 2019-02-26 | United Technologies Corporation | Engine with nose cone heat exchanger and radially outer discharge |
| US10533497B2 (en) | 2016-04-18 | 2020-01-14 | United Technologies Corporation | Short inlet with integrated liner anti-icing |
| BE1024684B1 (fr) * | 2016-10-21 | 2018-05-25 | Safran Aero Boosters S.A. | Bec degivrant de compresseur de turbomachine axiale |
| WO2018113889A1 (en) | 2016-12-22 | 2018-06-28 | Vestas Wind Systems A/S | Temperature control based on weather forecasting |
| FR3072421B1 (fr) * | 2017-10-18 | 2019-09-27 | Airbus Operations | Levre d'entree d'air d'un moteur d'aeronef comportant un systeme de degivrage |
| CN109204848B (zh) * | 2018-07-24 | 2022-03-22 | 中国商用飞机有限责任公司 | 伸缩式辅助进气装置 |
| 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 |
| FR3100228B1 (fr) | 2019-08-30 | 2022-10-28 | Airbus Operations Sas | Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système. |
| US11085328B2 (en) | 2019-09-09 | 2021-08-10 | Rohr, Inc. | Assembly for sealing an annular gap between an inner structure and an outer structure |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CH378613A (de) * | 1960-09-05 | 1964-06-15 | Inventa Ag | Kunststoffrohrleitung |
| AU581684B2 (en) * | 1984-10-08 | 1989-03-02 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
| IL78786A0 (en) * | 1985-06-03 | 1986-08-31 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
| GB9120113D0 (en) * | 1991-09-20 | 1992-09-23 | Short Brothers Plc | Thermal antiicing of aircraft structures |
| JP3138394B2 (ja) * | 1994-10-11 | 2001-02-26 | 象印マホービン株式会社 | 真空二重蛇腹パイプ |
| EP0870965B1 (en) * | 1997-04-08 | 2002-03-27 | Waterworks Technology Development Organization Co., Ltd. | Telescopic pivotal pipe joint |
| FR2771452B1 (fr) * | 1997-11-21 | 2000-04-14 | Aerospatiale | Dispositif de degivrage pour capot d'entree d'air de moteur a reaction |
| US6854486B2 (en) * | 2002-05-13 | 2005-02-15 | Eaton Corporation | Fluid line assembly |
-
2005
- 2005-06-07 FR FR0505757A patent/FR2886674B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-06-01 CN CN2006800202609A patent/CN101194091B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-06-01 US US11/914,739 patent/US7931235B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-06-01 BR BRPI0613370-3A patent/BRPI0613370A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-06-01 JP JP2008515243A patent/JP4805349B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-06-01 CA CA2610787A patent/CA2610787C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-06-01 EP EP06764712.3A patent/EP1888894B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-06-01 WO PCT/FR2006/001241 patent/WO2006131623A1/fr not_active Application Discontinuation
- 2006-06-01 RU RU2007145361/06A patent/RU2380558C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2577975C2 (ru) * | 2010-10-29 | 2016-03-20 | Эрсель | Конструкция передней кромки, в частности, для воздухозаборника гондолы двигателя летательного аппарата |
| RU2591068C2 (ru) * | 2011-03-30 | 2016-07-10 | Текспейс Аеро С.А. | Разделитель потока газа с устройством для предотвращения обледенения, содержащим тепловой мост |
| RU177304U1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-02-15 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Труба подвода горячего воздуха к противообледенительной системе |
| RU2658711C1 (ru) * | 2017-08-29 | 2018-06-22 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Труба для распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20080149771A1 (en) | 2008-06-26 |
| WO2006131623A1 (fr) | 2006-12-14 |
| FR2886674B1 (fr) | 2007-08-03 |
| CA2610787A1 (fr) | 2006-12-14 |
| US7931235B2 (en) | 2011-04-26 |
| BRPI0613370A2 (pt) | 2011-01-11 |
| FR2886674A1 (fr) | 2006-12-08 |
| JP4805349B2 (ja) | 2011-11-02 |
| EP1888894B1 (fr) | 2018-08-08 |
| EP1888894A1 (fr) | 2008-02-20 |
| RU2007145361A (ru) | 2009-06-20 |
| JP2008545919A (ja) | 2008-12-18 |
| CA2610787C (fr) | 2013-09-17 |
| CN101194091B (zh) | 2010-06-16 |
| CN101194091A (zh) | 2008-06-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2380558C2 (ru) | Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя | |
| RU2365773C1 (ru) | Противообледенительная система для передней кромки обтекателя воздухозаборника газотурбинного двигателя | |
| EP2434129B1 (en) | Fuel manifolds for high temperature operation in gas turbine engines | |
| RU2475419C2 (ru) | Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата | |
| JP6470909B2 (ja) | 航空機のタービンエンジン用の内部カウル構造体 | |
| US20130174572A1 (en) | Method for cooling a thermal protection floor of an aft aerodynamic fairing of a structure for mounting an aircraft propulsion system | |
| JP6385955B2 (ja) | タービンフレームアセンブリおよびタービンフレームアセンブリを設計する方法 | |
| EP3031733B1 (en) | Fire containment apparatuses for aircraft duct assemblies | |
| EP3670347B1 (en) | Anti-ice double walled duct system | |
| US6241189B1 (en) | Protective device for a jet engine air inlet cowl equipped with a deicing system | |
| US20140263837A1 (en) | Nacelle inlet thermal anti-ice spray duct | |
| CA2968994C (en) | Thermal insulation blanket and thermal insulation blanket assembly | |
| JP2017165242A (ja) | 航空機の燃料配管および航空機 | |
| RU2492117C2 (ru) | Крепежная конструкция для турбореактивного двигателя | |
| US20160061074A1 (en) | Muffler | |
| EP4295027A1 (en) | Ring-shaped booster rocket | |
| RU177304U1 (ru) | Труба подвода горячего воздуха к противообледенительной системе | |
| EP2881327B1 (en) | Aircraft thrust reversing assembly IFS support structure | |
| BR102017018392B1 (pt) | Conjunto de retenção, sistema de gás comprimido, e, método para reter um conjunto de válvula | |
| KR101726664B1 (ko) | 초공동 수중운동체의 추진기관 시험용 노즐 구조체 | |
| US20190107056A1 (en) | Gas turbine engine fireproofing | |
| US20120318380A1 (en) | Turbojet engine nacelle provided with a cooling assembly for cooling a component | |
| RU2310809C2 (ru) | Ракета | |
| US20150315931A1 (en) | Device for connecting a fixed portion of a turbine engine and a distributor foot of a turbine engine turbine | |
| RU2491441C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива |
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: 20170602 |