RU2413081C2 - Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя - Google Patents
Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2413081C2 RU2413081C2 RU2008142426/11A RU2008142426A RU2413081C2 RU 2413081 C2 RU2413081 C2 RU 2413081C2 RU 2008142426/11 A RU2008142426/11 A RU 2008142426/11A RU 2008142426 A RU2008142426 A RU 2008142426A RU 2413081 C2 RU2413081 C2 RU 2413081C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hot air
- injector
- branch
- longitudinal
- icing system
- Prior art date
Links
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims description 25
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 11
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing 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
-
- 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)
- Combines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Defrosting Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устранению обледенения обтекателей воздухозаборников газотурбинных двигателей, в частности, летательных аппаратов. Противообледенительная система содержит инжектор, средства для отбора сжатого горячего воздуха, контур циркуляции горячего воздуха для подачи сжатого горячего воздуха из средств отбора до инжектора и средства фиксации, расположенные в районе инжектора и предназначенные для фиксации продольного отвода к обтекателю воздухозаборника. Контур циркуляции горячего воздуха содержит два отвода, образующие прямоугольную конструкцию, поперечный отвод, конец которого жестко соединен с упомянутыми средствами отбора, и продольный отвод, который расположен сбоку относительно упомянутого газотурбинного двигателя и конец которого соединен с инжектором. На одном из отводов контура циркуляции горячего воздуха установлено герметичное шарнирное устройство. Герметичное шарнирное устройство содержит два взаимно закрепленных шаровых шарнира, разнесенных вдоль упомянутого отвода контура циркуляции горячего воздуха. Достигается улучшение компенсации температурных расширений противообледенительной системы. 8 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Изобретение относится к устранению обледенения обтекателей воздухозаборников газотурбинных двигателей, в частности, для летательных аппаратов.
Известно, что при необходимости (для предотвращения образования льда или для устранения уже образовавшегося льда) обледенение передней кромки обтекателя воздухозаборника таких газотурбинных двигателей устраняется посредством нагревания с использованием сжатого горячего воздуха, отбираемого от упомянутого газотурбинного двигателя и подаваемого в упомянутую переднюю кромку посредством контура циркуляции горячего воздуха. Такой контур циркуляции горячего воздуха, как известно, содержит два отвода, образующие прямоугольную конструкцию, а именно поперечный отвод, соединенный с упомянутым газотурбинным двигателем, и продольный отвод, расположенный сбоку от упомянутого газотурбинного двигателя и соединенный с инжектором в контакте с упомянутой передней кромкой.
Однако горячий воздух, отбираемый от газотурбинного двигателя, находится при высокой температуре, например приблизительно 500°С, а также при высоком давлении, например приблизительно 10-20 бар. В результате расположенные под прямым углом отводы упомянутого контура циркуляции горячего воздуха, которые выполнены в виде стальных труб, подвергаются значительным изменениям по длине под воздействием температуры и, возможно, давления упомянутого горячего воздуха. Поэтому жесткая прямоугольная конструкция, образованная упомянутыми поперечным и продольным отводами, склонна деформироваться, а средства фиксации упомянутого контура циркуляции горячего воздуха к упомянутому обтекателю воздухозаборника и средства отбора сжатого горячего воздуха от газотурбинного двигателя испытывают значительные напряжения, которые могут вызвать их повреждение или разрушение.
Задачей настоящего изобретения является устранение данного недостатка.
С этой целью в соответствии с настоящим изобретением создана система для устранения обледенения полой передней кромки обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя, в частности, для летательного аппарата, причем упомянутая противообледенительная система содержит:
- инжектор, предназначенный для впрыскивания сжатого горячего воздуха внутрь упомянутой полой передней кромки;
- средства отбора сжатого горячего воздуха, установленные на генераторе горячего потока упомянутого газотурбинного двигателя;
- контур циркуляции горячего воздуха для подачи упомянутого сжатого горячего воздуха от упомянутых средств отбора до упомянутого инжектора, причем упомянутый контур циркуляции горячего воздуха содержит два отвода, образующие прямоугольную конструкцию, а именно:
- поперечный отвод, конец которого жестко соединен с упомянутыми средствами отбора, и
- продольный отвод, который распложен сбоку относительно упомянутого газотурбинного двигателя и конец которого соединен с упомянутым инжектором; и
- средства фиксации, размещенные в районе упомянутого инжектора для фиксации упомянутого продольного отвода к упомянутому обтекателю воздухозаборника,
отличающаяся тем, что герметичное шарнирное устройство установлено, по меньшей мере, на одном из упомянутых отводов упомянутого контура циркуляции горячего воздуха для обеспечения упомянутой прямоугольной конструкции возможностями деформации вокруг упомянутого шарнирного устройства.
Таким образом, благодаря упомянутому герметичному шарнирному устройству или устройствам прямоугольная конструкция, образованная упомянутыми поперечным и продольным отводами, может сама деформироваться во время изменений по длине упомянутых отводов под воздействием температуры и/или давления упомянутого горячего воздуха, причем упомянутые отводы изменяют свое относительное положение в соответствии с их действительными длинами без приложения избыточных напряжений к средствам фиксации упомянутого контура циркуляции горячего воздуха.
Герметичным шарнирным устройством или устройствами могут быть устройства любого известного типа, такие как гибкие втулки, сильфоны и др. Однако предпочтительно, если каждое герметичное шарнирное устройство является устройством шарового типа.
Для дополнительного повышения возможностей для деформации упомянутого контура циркуляции горячего воздуха вокруг упомянутого шарнира или шарниров предпочтительно, чтобы каждый из них содержал два шаровых шарнира, разнесенных вдоль упомянутого соответствующего отвода контура циркуляции горячего воздуха.
Конечно, упомянутый контур циркуляции горячего воздуха в соответствии с настоящим изобретением может быть образован посредством простой трубы. Однако учитывая высокую температуру горячего воздуха, который проходит через нее, упомянутый контур излучает тепло, которое может повредить некоторые конструкции упомянутого обтекателя воздухозаборника, которые расположены рядом с упомянутым контуром циркуляции горячего воздуха. Кроме того, по вполне понятным соображениям безопасности предпочтительно обеспечить защиту для упомянутых окружающих конструкций в случае утечек сжатого горячего воздуха или в случае разрыва упомянутой трубы.
Также в соответствии с важным отличительным признаком настоящего изобретения, посредством которого последние недостатки могут быть устранены, предусматривают внешнюю защитную оболочку как на поперечном отводе, так и на продольном отводе упомянутого контура циркуляции горячего воздуха.
Таким образом, в предпочтительном варианте осуществления каждый шарнирно-сочлененный отвод упомянутого контура циркуляции горячего воздуха содержит внутренний элемент трубопровода горячего воздуха, снабженный упомянутым герметичным шарнирным устройством, и внешний элемент защитной оболочки, окружающий упомянутый внутренний элемент, причем упомянутый внешний элемент снабжен сочлененным шарнирным устройством, размещенным и выполненным в соответствии с упомянутым герметичным шарнирным устройством упомянутого внутреннего элемента.
В данном последнем варианте осуществления для целей проверки и проведения работ по техническому обслуживанию на герметичном шарнирном устройстве упомянутого внутреннего элемента предпочтительно, чтобы упомянутый внешний элемент защитной оболочки был съемным. Для этого, по меньшей мере, одно из шарнирных устройств внутреннего элемента и внешнего элемента может быть устройством разъемного шарового типа. Для последней цели рассматриваемое шарнирное устройство может содержать шаровой шарнир, взаимодействующий с цилиндрической поверхностью.
Опыт показал, что для достижения результата, являющегося целью настоящего изобретения, достаточно в большинстве случаев, чтобы только упомянутый поперечный отвод упомянутого контура циркуляции горячего воздуха был шарнирно-сочлененным.
В первом предпочтительном варианте осуществления противообледенительной системы в соответствии с настоящим изобретением:
- 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, внутренний и внешний, 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;
- в районе упомянутого инжектора два образующих элемента жестко соединены совместно с упомянутым средством фиксации; и
- в районе 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.
Благодаря такому расположению тот из упомянутых элементов упомянутого продольного отвода, который является жестким, служит в качестве элемента, работающего на растяжение, для другого из этих элементов, который образован из упомянутых вставленных друг в друга и скользящих частей, так что удлинение упомянутого продольного отвода под воздействием давления горячего воздуха практически ограничено удлинением упомянутого жесткого элемента под воздействием температуры упомянутого горячего воздуха. Таким образом, ограничивают деформацию прямоугольной конструкции, образованной упомянутыми поперечным и продольным отводами, и, следовательно, амплитуду вращения упомянутых шарнирных устройств внутреннего элемента и внешнего элемента упомянутого поперечного отвода.
Во втором предпочтительном варианте осуществления противообледенительной системы в соответствии с настоящим изобретением, использующей такой отличительный признак ограничения удлинения:
- 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 и внешнего элемента защитной оболочки, окружающего упомянутый внутренний элемент;
- один из образующих элементов каждой из упомянутых секций 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 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;
- в районе упомянутого инжектора два образующих элемента одной из двух секций жестко соединены совместно с упомянутыми средствами фиксации; и
- в районе 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 упомянутой другой секции и упомянутого поперечного отвода также прикреплены друг к другу.
Кроме того, предпочтительно, чтобы в районе упомянутого инжектора упомянутые средства фиксации содержали перегородку перекрытия упомянутой полой передней кромки.
Прилагаемые чертежи дают ясное понимание способов реализации настоящего изобретения. На чертежах подобные ссылочные номера обозначают подобные элементы.
Фиг.1 изображает схематичный вид газотурбинного двигателя с пространственным разделением элементов, на котором показан обтекатель воздухозаборника и его противообледенительная система.
Фиг.2 изображает увеличенный вид упомянутого обтекателя воздухозаборника с частичным разрезом, выполненным по линии II-II в соответствии с фиг.1.
Фиг.3 схематично изображает первый пример осуществления упомянутой противообледенительной системы.
Фиг.4 схематично изображает деформацию противообледенительной системы, проиллюстрированной на фиг.3, когда через упомянутую систему проходит сжатый горячий воздух.
Фиг.5 схематично изображает в разрезе пример осуществления шарнирного соединения противообледенительной системы, показанной на фиг.3.
Фиг.6 и 7 схематично изображают соответственно второй и третий примеры осуществления упомянутой противообледенительной системы.
Фиг.8 и 9 схематично изображают в разрезе два примера осуществления шарнирного соединения для противообледенительных систем, показанных на фиг.6 и 7.
Двухконтурный двигатель 1, схематично представленный на фиг.1, имеет продольную ось L-L и содержит, как известно, основной генератор горячего воздуха 2, вентилятор 3 и ступени компрессора 4. К двигателю 1 относятся и к нему прикрепляются сопловой узел 5, два боковых обтекателя 6 и 7 и обтекатель воздухозаборника 8.
Как схематично проиллюстрировано на фиг.1 и 2, обтекатель воздухозаборника 8 содержит внутренний боковой продольный трубопровод 9, содержащий на своем заднем конце, направленном к двигателю 1, соединительный элемент 10 и на своем переднем конце, размещенном в полой передней кромке 11 упомянутого обтекателя воздухозаборника, инжектор 12. Кроме того, на ступени компрессора 4 двигателя 1 размещено впускное отверстие для сжатого горячего воздуха 13, которое соединено с внутренним поперечным трубопроводом 14, который сам соединен посредством колена 15 и посредством взаимодействующих соединительных элементов 16, 17 с продольным трубопроводом 18, размещенным между вентилятором 3 и боковым обтекателем 6. Напротив соединительного элемента 17 продольный трубопровод 18 содержит дополнительный соединительный элемент 19, обращенный к соединительному элементу 10 продольного трубопровода 9.
Таким образом, когда дополнительные соединительные элементы 16 и 17, с одной стороны, и 10 и 19, с другой стороны, соединяются друг с другом, трубопроводы 9, 14 и 18 образуют контур циркуляции горячего воздуха прямоугольной конструкции, содержащий поперечный отвод 14 и продольный отвод 9, 18, и через данный контур проходит горячий воздух (например, при температуре 500°С), отбираемый в отверстии 13 из двигателя 1 и подаваемый до инжектора 12. Таким образом, упомянутый инжектор может выпускать данный сжатый горячий воздух (показанный пунктирными стрелками 20) внутрь передней кромки 11, чтобы предотвратить ее обледенение. На наружной поверхности обтекателя 8 имеется, по меньшей мере, одно отверстие 21 для удаления в атмосферу (показан стрелками 22) горячего воздуха, циркулировавшего внутри передней кромки 11 (уже при температуре, например, 200°С).
Как показано подробно и в увеличенном масштабе на фиг.2, полая передняя кромка 11 закрыта в задней части внутренней кольцевой перегородкой 23, так что внутри упомянутой передней кромки 11 образуется кольцевая периферийная камера 24. Инжектор 12 и соответствующий конец продольного трубопровода 9 зафиксированы к внутренней перегородке 23, и упомянутый инжектор, расположенный в упомянутой кольцевой камере 24, впрыскивает в нее сжатый горячий воздух 20. Отверстие 21 обеспечивает соединение упомянутой кольцевой камеры 24 с внешней атмосферой.
На противоположной стороне передней кромки 11 обтекатель воздухозаборника 8 перекрыт посредством внутренней кольцевой перегородки 25, через которую конец продольного трубопровода 9, который содержит соединительный элемент 10, проходит свободно с возможностью скольжения.
Таким образом, как схематично проиллюстрировано на фиг.3, контур циркуляции горячего воздуха 9, 14, 18 прямоугольной конструкции прикреплен к двигателю 1 на его концах посредством впускного отверстия 13 для сжатого воздуха и перегородки 23 и поддерживается со скольжением посредством перегородки 25 и, при необходимости, других промежуточных средств 26, например шарнирно-сочлененных тяг, которые не проиллюстрированы.
В соответствии с настоящим изобретением на поперечном отводе 14 установлено шарнирное устройство 27, содержащее два шаровых шарнира 28, 29, расположенных на расстоянии друг от друга и установленных соответственно на концах секции трубопровода 30, вставленной в трубопровод 14. Шаровые шарниры 28, 29 взаимодействуют соответственно со сферическими гнездами 31, 32, прикрепленными к трубопроводу 14.
Фиг.5 изображает пример практического осуществления шарнирного устройства 27. В данном примере сильфоны 33, 34 герметизации расположены соответственно между шаровым шарниром 28 и гнездом 31 и между шаровым шарниром 29 и гнездом 32.
Будет легко понять, что в эквивалентном описанному выше варианте шаровые шарниры 28, 29 могут быть прикреплены к трубопроводу 14, а сферические гнезда 31, 32 можно прикрепить к секции трубопровода 30.
Как схематично проиллюстрировано на фиг.4, когда через контур циркуляции горячего воздуха проходит горячий воздух, поперечный отвод 14 подвергается поперечному удлинению относительно газотурбинного двигателя 1, показанного стрелкой 35, при этом продольный отвод 9, 18 подвергается продольному удлинению, показанному стрелкой 36. В этом случае благодаря наличию шарнирного устройства 27 прямоугольная конструкция, образованная упомянутыми отводами 14 и 9, 18, деформируется, что устраняет избыточные напряжения, приложенные к впускному отверстию 13 сжатого воздуха и к перегородке 23.
В противообледенительной системе, схематично изображенной на фиг.6, также используются элементы 4, 9, 10, 12-20, 23 и 25-27, описанные применительно к фиг.3. Однако в системе, изображенной на фиг.6:
- продольный трубопровод 9 образован из двух элементов 9а, 9b, вставленных друг в друга с возможностью выдвижения и уплотнения, при этом элемент 9а прикреплен к перегородке 23 и инжектору 12, а элемент 9b соединен с соединительным элементом 10;
- продольный трубопровод 18 образован из двух элементов 18а, 18b, которые вставлены друг в друга с возможностью выдвижения и уплотнения, при этом элементы 18а и 18b соответственно соединены с соединительными элементами 19 и 17;
- продольный трубопровод 9а, 9b окружен жесткой в продольном направлении внешней защитной оболочкой 37, прикрепленной с одной стороны к перегородке 23 и с другой стороны к соединительному элементу 10;
- внешняя защитная оболочка 37 проходит свободно через перегородку 25 с возможностью скольжения;
- продольный трубопровод 18а, 18b окружен жесткой в продольном направлении внешней защитной оболочкой 38, прикрепленной с одной стороны к соединительному элементу 19 и с другой стороны к соединительному элементу 17;
- внешняя защитная оболочка 38 может скользить относительно промежуточного опорного средства 26; и
- поперечный трубопровод 14 окружен жесткой в продольном направлении внешней защитной оболочкой 39, прикрепленной с одной стороны к соединительному элементу 16 и с другой стороны к впускному отверстию для горячего воздуха 13 под давлением, причем упомянутая внешняя защитная оболочка 39 содержит сопряженное шарнирное устройство 40, расположенное и выполненное в соответствии с шарнирным устройством 27.
В варианте осуществления, проиллюстрированном на фиг.7, также имеются внешняя защитная оболочка 39 и шарнирное устройство 40. По сравнению с системой, проиллюстрированной на фиг.6, имеются следующие отличия:
- соединительные элементы 10 и 19 отсутствуют;
- внешние защитные оболочки 37 и 38 заменены единой жесткой в продольном направлении внешней защитной оболочкой 41, прикрепленной с одной стороны к перегородке 23 и с другой стороны к соединительному элементу 17; и
- внутренние элементы 9а, 9b и 18а, 18b продольных трубопроводов 9 и 18 заменены единым внутренним элементом трубопровода горячего воздуха, содержащим две части 42а, 42b, которые вставлены одна в другую и которые могут скользить относительно друг друга герметично, причем часть 42а соединена с инжектором 12, а часть 42b соединена с соединительным элементом 17.
Фиг.8 изображает пример комбинированной шарнирной системы 43, содержащей сопряженные шарнирные устройства 27 и 40 для противообледенительных систем, проиллюстрированных на фиг.6 и 7.
В комбинированной шарнирной системе 43 шарнирное устройство 27 аналогично устройству, описанному применительно к фиг.5. Что касается шарнирного устройства 40, то оно содержит два шаровых шарнира 44, 45, расположенных на расстоянии друг от друга, соответственно установленных на концах секции 46 защитной оболочки, которая вставлена в защитную оболочку 39 и которая охватывает секцию трубопровода 30. Шаровые шарниры 44, 45 соответственно взаимодействуют с цилиндрическими открытыми гнездами 47, 48, прикрепленными к упомянутой защитной оболочке 39.
Будет легко понять, что в результате создания соединительных средств 49 (например, типа, обозначенного ссылочным номером 53 на фиг.9) на внутренней защитной оболочке 39, выше и/или ниже по потоку от шарнирных устройств 27 и 40, можно отсоединить узел 44, 45, 46 от цилиндрических гнезд 47, 48 и, следовательно, получить доступ к шарнирному устройству 27, например, для проведения работ по техническому обслуживанию.
Фиг.9 изображает вариант 50 сопряженной шарнирной системы 43, проиллюстрированной на фиг.8. В данном варианте 50 шарнирное устройство 51, подобное шарнирному устройству 40, вставлено в трубопровод 14, тогда как шарнирное устройство 52, подобное шарнирному устройству 27, вставлено в защитную оболочку 39 посредством, по меньшей мере, одного быстроразъемного соединения 53.
В варианте 50 шарнирной системы шарнирное устройство 51 является не только легко доступным, но и съемным.
Claims (9)
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
средства (23) фиксации, расположенные в районе упомянутого инжектора (12) и предназначенные для фиксации 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, при этом упомянутое герметичное шарнирное устройство (27) содержит два взаимно закрепленных шаровых шарнира (28, 29), разнесенных вдоль упомянутого отвода контура циркуляции горячего воздуха.
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
средства (23) фиксации, расположенные в районе упомянутого инжектора (12) и предназначенные для фиксации 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, при этом упомянутое герметичное шарнирное устройство (27) содержит два взаимно закрепленных шаровых шарнира (28, 29), разнесенных вдоль упомянутого отвода контура циркуляции горячего воздуха.
2. Противообледенительная система по п.1, в которой каждый шарнирно-сочлененный 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).
3. Противообледенительная система по п.2, в которой упомянутый внешний элемент защитной оболочки является съемным.
4. Противообледенительная система по п.3, в которой, по меньшей мере, одно из шарнирных устройств (27) внутреннего элемента (14) и внешнего элемента является устройством разъемного шарового типа.
5. Противообледенительная система по п.4, в которой в каждом разъемном шаровом шарнирном устройстве упомянутый шаровой шарнир взаимодействует с цилиндрической поверхностью.
6. Противообледенительная система по п.1, в которой только упомянутый поперечный отвод упомянутого контура циркуляции горячего воздуха является шарнирно-сочлененным.
7. Противообледенительная система по п.2, 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;
в районе упомянутого инжектора два образующих элемента жестко соединены совместно с упомянутыми средствами фиксации; и
в районе 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.
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;
в районе упомянутого инжектора два образующих элемента жестко соединены совместно с упомянутыми средствами фиксации; и
в районе 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.
8. Противообледенительная система по п.2, 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; 18a, 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 (9a, 9b; 18a, 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 одна с другой таким образом, чтобы соответственно соединить их образующие элементы;
в районе упомянутого инжектора (12) два образующих элемента одной из двух секций жестко соединены совместно с упомянутыми средствами (23) фиксации; и
в районе 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 упомянутой другой секции и упомянутого поперечного отвода также прикреплены друг к другу.
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; 18a, 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 (9a, 9b; 18a, 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 одна с другой таким образом, чтобы соответственно соединить их образующие элементы;
в районе упомянутого инжектора (12) два образующих элемента одной из двух секций жестко соединены совместно с упомянутыми средствами (23) фиксации; и
в районе 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 упомянутой другой секции и упомянутого поперечного отвода также прикреплены друг к другу.
9. Противообледенительная система по п.1, в которой упомянутые средства фиксации содержат перегородку (23) перекрытия упомянутой полой передней кромки (11).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0602624A FR2898867B1 (fr) | 2006-03-27 | 2006-03-27 | Systeme pour le degivrage d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur. |
| FR0602624 | 2006-03-27 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008142426A RU2008142426A (ru) | 2010-05-10 |
| RU2413081C2 true 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) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2575676C2 (ru) * | 2013-07-05 | 2016-02-20 | Текспейс Аеро С.А. | Носовая часть рассекателя, содержащая лист, образующий поверхность для направления контура и выполняющий функцию противообледенительного канала |
| RU2577975C2 (ru) * | 2010-10-29 | 2016-03-20 | Эрсель | Конструкция передней кромки, в частности, для воздухозаборника гондолы двигателя летательного аппарата |
| RU2679581C2 (ru) * | 2014-03-13 | 2019-02-11 | Зе Боинг Компани | Устройство и способ для предотвращения образования льда на двигателе |
| RU2742203C1 (ru) * | 2019-12-26 | 2021-02-03 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Противообледенительная система предкрылков самолёта |
Families Citing this family (31)
| 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 |
| US8967528B2 (en) * | 2012-01-24 | 2015-03-03 | The Boeing Company | Bleed air systems for use with aircrafts and related methods |
| US8955794B2 (en) * | 2012-01-24 | 2015-02-17 | 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 |
| 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 |
| FR3109421B1 (fr) * | 2020-04-20 | 2022-03-18 | Safran Aircraft Engines | Raccord fluidique rotulant pour une turbomachine d’aeronef |
Family Cites Families (10)
| 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 |
| DE3912926A1 (de) * | 1988-04-21 | 1989-11-02 | Fuji Heavy Ind Ltd | Motorsteuervorrichtung fuer eine elektrische servolenkeinrichtung |
| 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 |
-
2006
- 2006-03-27 FR FR0602624A patent/FR2898867B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-03-22 DE DE602007006450T patent/DE602007006450D1/de active Active
- 2007-03-22 EP EP07731172A patent/EP1999019B1/fr active Active
- 2007-03-22 JP JP2009502139A patent/JP4934783B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-03-22 WO PCT/FR2007/000483 patent/WO2007110499A1/fr active Application Filing
- 2007-03-22 CA CA2641069A patent/CA2641069C/fr active Active
- 2007-03-22 BR BRPI0706823-9A patent/BRPI0706823A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-03-22 AT AT07731172T patent/ATE467558T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-03-22 CN CN200780010760.9A patent/CN101410299B/zh active Active
- 2007-03-22 RU RU2008142426/11A patent/RU2413081C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-03-22 US US12/280,104 patent/US8047470B2/en active Active
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 |
| RU2575676C2 (ru) * | 2013-07-05 | 2016-02-20 | Текспейс Аеро С.А. | Носовая часть рассекателя, содержащая лист, образующий поверхность для направления контура и выполняющий функцию противообледенительного канала |
| RU2679581C2 (ru) * | 2014-03-13 | 2019-02-11 | Зе Боинг Компани | Устройство и способ для предотвращения образования льда на двигателе |
| RU2742203C1 (ru) * | 2019-12-26 | 2021-02-03 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Противообледенительная система предкрылков самолёта |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ATE467558T1 (de) | 2010-05-15 |
| FR2898867A1 (fr) | 2007-09-28 |
| CN101410299B (zh) | 2014-10-15 |
| US20090020647A1 (en) | 2009-01-22 |
| JP2009531595A (ja) | 2009-09-03 |
| FR2898867B1 (fr) | 2008-12-19 |
| CA2641069C (fr) | 2013-10-15 |
| JP4934783B2 (ja) | 2012-05-16 |
| EP1999019B1 (fr) | 2010-05-12 |
| RU2008142426A (ru) | 2010-05-10 |
| WO2007110499A1 (fr) | 2007-10-04 |
| CA2641069A1 (fr) | 2007-10-04 |
| EP1999019A1 (fr) | 2008-12-10 |
| CN101410299A (zh) | 2009-04-15 |
| US8047470B2 (en) | 2011-11-01 |
| BRPI0706823A2 (pt) | 2011-04-05 |
| DE602007006450D1 (de) | 2010-06-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2413081C2 (ru) | Система для устранения обледенения обтекателя воздухозаборника для газотурбинного двигателя | |
| US8713944B2 (en) | High temperature manifolds for gas turbine engines | |
| US8037690B2 (en) | Fuel manifold for gas turbine engine | |
| RU2365773C1 (ru) | Противообледенительная система для передней кромки обтекателя воздухозаборника газотурбинного двигателя | |
| US8943827B2 (en) | Fuel air heat exchanger | |
| EP2865867B1 (en) | Enhanced fire protection for fuel manifold | |
| US6193192B1 (en) | Deicing device for a jet engine air inlet cowl | |
| EP2942509B1 (en) | A fuel manifold and fuel injector arrangment for a combustion chamber | |
| US10294865B2 (en) | Internal manifold with fuel inlet | |
| EP3705403B1 (en) | Inlet anti-ice double walled duct with supply line seal | |
| CN107191724B (zh) | 燃油总管组件及航空发动机 | |
| JP2006329425A (ja) | 伸縮継手及びそれを組立てる方法 | |
| EP3339609A1 (en) | Mounting assembly for gas turbine engine fluid conduit | |
| US10920613B2 (en) | Retention system for improved fire protection | |
| CN103228993A (zh) | 燃气轮机组件和为此的方法 | |
| CN108025514B (zh) | 用于加热部件给定区域的装置 | |
| US10767864B2 (en) | Turbine cooled cooling air by tubular arrangement | |
| US9488105B2 (en) | Gas turbine assembly and method therefor | |
| RU2742203C1 (ru) | Противообледенительная система предкрылков самолёта | |
| JP2016125666A (ja) | メタルタッチ式圧力開放弁の取付構造 | |
| CN116379474B (zh) | 一种航空发动机燃油喷嘴热防护结构 |
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 |