RU2419578C1 - Устройство воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата - Google Patents
Устройство воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2419578C1 RU2419578C1 RU2009143347/11A RU2009143347A RU2419578C1 RU 2419578 C1 RU2419578 C1 RU 2419578C1 RU 2009143347/11 A RU2009143347/11 A RU 2009143347/11A RU 2009143347 A RU2009143347 A RU 2009143347A RU 2419578 C1 RU2419578 C1 RU 2419578C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- channel
- section
- passage
- air intake
- Prior art date
Links
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 12
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 230000011664 signaling Effects 0.000 description 1
- 239000006163 transport media Substances 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
- B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
-
- 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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Ventilation (AREA)
- Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к устройству воздухозаборника летательного аппарата. Устройство (1) воздухозаборника содержит канал (10) прохождения воздуха с отверстием (11) воздухозаборника для отбора потока (F) наружного воздуха. Устройство также содержит средства перекрытия с управляемым подвижным элементом, которые связаны с каналом, и средства управления управляемого подвижного элемента для изменения поперечного сечения канала в зависимости от скорости летательного аппарата. Средства управления образованы аэродинамической поверхностью, размещенной в канале прохождения воздуха, и способны создавать подъемную силу (Р) под действием потока (F) наружного воздуха, проходящего через канал прохождения воздуха. Технический результат заключается в уменьшении лобового сопротивления и уменьшении веса конструкции воздухозаборника летательного аппарата. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к устройству воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата, содержащему канал прохождения воздуха с отверстием воздухозаборника.
Известно, что такие устройства воздухозаборника широко используются в области аэронавтики, в частности, хотя и не только, с целью обновления воздуха в ограниченной зоне, содержащей оборудование, чувствительное к температуре, и/или опасную среду воспламеняемого или взрывчатого типа, которые требуют, чтобы зона постоянно проветривалась, с целью избежать любого риска нарушения работы оборудования или возникновения происшествия в окружающей среде.
В частности, это относится к многочисленным механическим и/или электрическим устройствам, выполненным в ограниченной кольцевой зоне между гондолой и наружным корпусом вентилятора и кожухом компрессора турбореактивного двигателя летательного аппарата. Такие устройства, как фадек (автономная электронно-цифровая система управления двигателем), коробка реле агрегатов (коробка приводов), топливный бак двигателя, гидравлические составные элементы и т.д., например, которые обычно закреплены вокруг наружного кожуха и таким образом лежат в ограниченной зоне, при этом вентилируются с помощью наружного воздуха, который входит в устройство через отверстие воздухозаборника, чтобы пройти по каналу, образованному в гондоле, и быть рассеянным в ограниченной зоне после выхода из канала. Устройства, а также любой масляный или другой пар, исходящий из этой зоны, вентилируются с помощью наружного свежего воздуха, рассеянного с помощью канала прохождения воздуха, способствуя обеспечению их правильной работы.
С целью соответствовать положениям существующего законодательства, которое требует, чтобы соответствующая ограниченная зона содержала соответствующее количество воздуха, обновляемого за единицу времени, канал прохождения воздуха устройства имеет заданное поперечное сечение, которое позволяет, чтобы достаточное количество воздуха проходило через канал и чтобы после выхода из канала в ограниченной зоне, содержащей устройства, которым необходима вентиляция, имелся обновленный воздух.
Однако, поскольку количество наружного воздуха, входящего в воздушный канал с заданным поперечным сечением, зависит, в частности, от параметров, связанных со скоростью летательного аппарата и высотой его полета, сложно для устройств, которые должны быть охлаждены, и для пара, который должен быть выпущен, быть оптимально провентилированными.
Проблема заключается в том, что, хотя наружный воздух, входящий в канал с заданным поперечным сечением устройства через отверстие воздухозаборника выше по потоку и выходящий ниже по потоку из этого канала, является достаточным по количеству, чтобы правильно вентилировать устройства, когда летательный аппарат рулит по земле, во время фазы взлета или стоянки и, следовательно, на низкой скорости, то когда летательный аппарат находится в крейсерском полете на максимальной скорости и на максимальной высоте, скорость потока воздуха, покидающего канал устройства по направлению к зоне, которая подлежит вентиляции, является, с другой стороны, слишком большой. Измерения показали, что на этой стадии полета воздух, циркулирующий в ограниченной зоне через канал устройства, обновлялся в два раза чаще, чем это требовалось. Кроме того, воздух, входящий в ограниченную зону, вызывает лобовое сопротивление, результатом которого является потеря скорости летательного аппарата и поэтому увеличение расхода топлива в упомянутом двигателе.
Чтобы устранить эти недостатки, в документах WO 2006/067296 и WO 2006/067299 описаны устройства воздухозаборника, содержащие средства перекрытия с управляемым подвижным элементом, при этом средства связаны с упомянутым каналом прохождения воздуха, и средства управления упомянутым подвижным элементом, которые приводятся в действие либо преднамеренно пилотом упомянутого летательного аппарата, либо, предпочтительно, автоматически. В последнем случае упомянутые средства управления содержат бак с изменяемым объемом - устройство цилиндр-поршень, уплотнительную манжету, гофрированную манжету, - который воспринимает все давление, оказываемое на упомянутый летательный аппарат текучей средой, в которой упомянутый летательный аппарат перемещается, и который соединен с упомянутым управляемым подвижным элементом. Однако, поскольку давление не является локально стабильным, эта система не может быть оптимальной. В дополнение, эти средства управления являются громоздкими по отношению к своему окружению и имеют тенденцию способствовать появлению явлений вибрации и дисбаланса, что требует, чтобы все оборудование было укреплено, таким образом оказывая значительное бремя на упомянутое устройство воздухозаборника. Теперь, чтобы ограничить потребление летательным аппаратом топлива, конструкторы летательных аппаратов предпринимают попытки создать более легкие системы.
Целью настоящего изобретения является предоставление решения этих недостатков, при этом изобретение относится к устройству воздухозаборника такой конструкции, которая позволяет оптимальную вентиляцию ограниченной зоны, подобной той, что описана выше в отношении турбореактивного двигателя, но которая также может быть зоной светосигнального оборудования, или подфюзеляжной зоной самолета (подфюзеляжный обтекатель), или в более общем случае любой в некоторой степени ограниченной и чувствительной к температуре зоной транспортного средства, в которой требуется обновление воздуха.
С этой целью согласно настоящему изобретению устройство воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата, содержит, по меньшей мере, один канал прохождения воздуха с отверстием воздухозаборника, который отбирает поток наружного воздуха, который входит в упомянутый канал на этом расположенном выше по потоку конце, через упомянутое отверстие воздухозаборника, причем упомянутое устройство содержит средства перекрытия с управляемым подвижным элементом, которые связаны с упомянутым каналом, и средства управления упомянутого управляемого подвижного элемента, чтобы изменять поперечное сечение упомянутого канала в зависимости от скорости упомянутого транспортного средства между минимальным поперечным сечением, которое разрешает минимальную скорость воздушного потока по направлению к упомянутой зоне, которая подлежит вентиляции, и максимальным поперечным сечением, которое разрешает максимальную скорость воздушного потока по направлению к упомянутой зоне, и отличается тем, что упомянутые средства управления образованы из аэродинамической поверхности, размещенной в упомянутом канале прохождения воздуха, и способно создавать подъемную силу под воздействием упомянутого потока наружного воздуха, проходящего через упомянутый канал прохождения воздуха.
Таким образом, поскольку подъемная сила пропорциональна скорости упомянутого потока наружного воздуха, проходящего через упомянутый канал (и поэтому скорости упомянутого транспортного средства), изобретение позволяет получить средства перекрытия, которые являются автоматическими в зависимости от скорости транспортного средства и способны изменять поперечное сечение упомянутого канала и изменять в зависимости от стадии полета летательного аппарата скорость потока воздуха, входящего в ограниченную зону, и поэтому осуществить лучшую вентиляцию рассматриваемых устройств.
Например, когда летательный аппарат совершает крейсерский полет (на максимальной скорости и на максимальной высоте), поперечное сечение упомянутого канала предпочтительно и автоматически уменьшается, чтобы создать разумную степень вентиляции устройств и таким образом ограничить величину лобового сопротивления, создаваемого на гондоле в целом воздухом, поглощаемым в ограниченной зоне. В отличие от этого, когда летательный аппарат рулит по земле или находится на стадии взлета (при низкой скорости), поперечное сечение канала автоматически открывается до его максимального значения за счет втягивания подвижного элемента упомянутых средств перекрытия таким образом, что максимальное количество воздуха может циркулировать через канал, и устройства, расположенные в ограниченной зоне, соответственно могут быть провентилированы.
Таким образом, в дополнение, благодаря изобретению количество воздуха, отбираемого устройством воздухозаборника, соразмеряется с каждой стадией полета, таким образом снижая ухудшение летно-технических характеристик летательного аппарата, вызываемое вентиляцией.
Предпочтительно, упомянутая аэродинамическая поверхность образована профильной деталью, расположенной поперек упомянутого канала. Деталь аэродинамического профиля, такая как эта, может содержать переднюю кромку, направленную в сторону упомянутого отверстия воздухозаборника, и заднюю кромку, направленную в сторону упомянутой ограниченной зоны.
Конечно, внутри упомянутого канала прохождения воздуха упомянутая аэродинамическая поверхность расположена в месте, в котором ее работа является лучшей. Таким образом, в зависимости от различных параметров, включая форму и размеры упомянутого отверстия воздухозаборника и упомянутого канала прохождения воздуха, упомянутая аэродинамическая поверхность может быть расположена рядом с упомянутым отверстием воздухозаборника или, альтернативно, может быть расположена на некоторой большей или меньшей глубине внутри упомянутого канала прохождения воздуха.
Кроме того, чтобы быть способным соразмерять характеристики упомянутой аэродинамической поверхности с целью соответствия обстоятельствам, является предпочтительным, чтобы кривизна профиля упомянутой аэродинамической поверхности была бы автоматически регулируемой таким образом, чтобы усилить действие упомянутых средств управления. Например, задняя кромка упомянутой аэродинамической поверхности может быть выполнена из двух материалов с различными коэффициентами термического расширения таким образом, чтобы создать вид биметаллической полоски. Таким образом, становится возможным, в случае летательного аппарата, увеличить кривизну профиля упомянутой аэродинамической поверхности и, следовательно, за счет этого увеличить подъемную силу, когда температура потока воздуха падает, то есть когда летательный аппарат набирает высоту. Максимальная кривизна и максимальная подъемная сила могут быть, таким образом, достигнуты, когда летательный аппарат находится в крейсерском полете.
Кроме того, упомянутый управляемый подвижный элемент может быть образован из упругой пластины, спонтанно давящей на стенку упомянутого канала прохождения воздуха, причем упомянутая пластина прикреплена одним из своих концов к упомянутому каналу, тогда как упомянутая аэродинамическая поверхность прикреплена к другому концу упомянутой упругой пластины.
Таким образом, когда упомянутая упругая пластина упругим образом отделена от стенки упомянутого канала, на которую она давит под действием подъемной силы, создаваемой упомянутой аэродинамической поверхностью, поперечное сечение канала уменьшается, создавая сокращенный поток вентиляционного воздуха по направлению к ограниченной кольцевой зоне, тогда как, когда пластина давит на стенку канала, поперечное сечение канала равно тогда своему максимальному значению, создавая максимальный поток вентиляционного воздуха по направлению к упомянутой зоне.
Конечно, подобное уменьшение поперечного сечения упомянутого канала зависит от скорости транспортного средства и может быть таким, что упомянутое сечение становится минимальным, разрешая минимальный поток вентиляционного воздуха. Предпочтительно, существует упор для отметки положения упомянутой упругой пластины, которое соответствует упомянутому минимальному поперечному сечению.
Предпочтительно, конец упомянутой упругой пластины, прикрепленной к упомянутому каналу, размещен рядом с упомянутым отверстием воздухозаборника.
Упомянутый канал прохождения воздуха, предпочтительно, может иметь прямоугольное поперечное сечение, при этом ширина упомянутой упругой пластины тогда соответствует ширине упомянутого прямоугольного поперечного сечения.
Чертежи позволяют легко понять, как изобретение может быть осуществлено. На фигурах одними и теми же ссылочными позициями обозначены элементы, которые являются подобными.
На фиг.1 схематично и частично в разрезе показана гондола турбореактивного двигателя с устройством воздухозаборника, обозначенного как А, согласно изобретению.
Фиг.2 представляет собой вид сзади в разрезе по II-II на фиг.1 упомянутой гондолы турбореактивного двигателя, демонстрирующий различные устройства, которым необходима вентиляция.
Фиг.3 представляет собой увеличенный продольный разрез одного, приведенного в качестве примера, варианта осуществления средств перекрытия согласно настоящему изобретению.
Фиг.4 представляет собой вид в направлении стрелки IV на фиг.3.
На фиг.5 показано на виде, подобном фиг.3, различное размещение аэродинамической поверхности устройства воздухозаборника согласно настоящему изобретению.
Фиг.6а и 6b представляют собой иллюстрацию изменения в кривизне профиля аэродинамической поверхности в зависимости от температуры.
Фиг.7 представляет собой увеличенный продольный разрез альтернативной формы варианта осуществления средств перекрытия согласно настоящему изобретению.
Устройство 1 воздухозаборника, согласно настоящему изобретению обозначенное прямоугольником А на фиг.1, выполнено в гондоле 2 двигателя, установленного на самолете (не показано). Как схематично показано на фиг.1 и 2, гондола 2 содержит, в обычном порядке, фронтальную часть 3 воздухозаборника для снабжения двигателя воздухом, промежуточную часть 4, окружающую наружный корпус 5 вентилятора 6, компрессоры двигателя и камеру сгорания и турбину, из которой выступает наружный кожух реактивного сопла 7 и его конус.
Различные механические и/или электрические устройства или детали оборудования 8 закреплены на наружном кожухе 5 вентилятора и компрессоров, то есть в ограниченной кольцевой зоне 9 между гондолой 2 и наружным кожухом 5 двигателя. На фиг.2 символически изображены некоторые из устройств 8, которые могут находиться в этой зоне 9, а именно автономная электронно-цифровая система 8А управления двигателем, коробка реле агрегатов 8В и топливный бак 8С двигателя.
Воздух в этой ограниченной зоне 9 обновляется, чтобы держать устройства 8 в соответствующем диапазоне температур, и позволяет им работать правильно за счет устройства 1 воздухозаборника, которое расположено над передней частью гондолы 2 и содержит для этой цели канал 10 прохождения воздуха, созданный в конструктивной стенке фронтальной части гондолы 2 и который размещает наружный воздух в сообщении с ограниченной зоной 9. Чтобы сделать это, канал 10 имеет выше по потоку отверстие 11 воздухозаборника и ниже по потоку диффузор 12 в сообщении с упомянутой зоной 9, выходящий в центральную часть 4 гондолы.
Канал 10 прохождения воздуха слегка наклонен по отношению к внешней поверхности фронтальной части гондолы 2 и направлен по направлению вниз по потоку к продольной оси двигателя с целью наилучшим образом отбирать и проводить свежий наружный воздух вдоль канала 10 и затем выгружать его тангенциально через диффузор 12 с двойным выпускным отверстием, как показано стрелкой f на фиг.2, с двух сторон кольцевой ограниченной зоны 9.
В примерах, показанных на фиг.3, 5 и 7, весь профиль канала 10 устройства 1 слегка развернут, это означает, что, сужаясь ниже по потоку от его тангенциального отверстия 11 воздухозаборника, он расширяется до некоторой степени в направлении диффузора 12, при этом его поперечное сечение становится прямоугольным. Канал 10 ограничен нижней стенкой 14, верхней стенкой 15 и двумя боковыми стенками 16 и 17.
Согласно настоящему изобретению поперечное сечение канала 10 становится регулируемым благодаря управляемым аэродинамическим способом средствам перекрытия, способным регулировать скорость потока вентиляционного воздуха, протекающего через канал 10 по направлению к ограниченной зоне 9, в зависимости от скорости самолета.
В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.3 и 4, упомянутые средства перекрытия содержат упругую пластину18 прямоугольной формы, один конец которой закреплен около отверстия 11 воздухозаборника, например, с использованием винтов 19 и при этом ширина ℓ которой слегка меньше, чем ширина L канала 10. Упругая пластина 18 размещена в упомянутом канале 10 и спонтанно давит на нижнюю стенку 14 канала.
На своем внутреннем конце, противоположном винтам 19, упругая пластина 18 несет деталь 20 аэродинамического профиля с помощью опор 21, которые удерживают упомянутую профильную деталь на расстоянии от упругой пластины 18.
Упомянутая деталь 20 аэродинамического профиля находится внутри упомянутого канала 10 и проходит поперек по отношению к нему. Она имеет переднюю кромку 22, направленную в сторону отверстия 11 воздухозаборника, заднюю кромку 23, направленную в сторону диффузора 12, верхнюю поверхность 24, обращенную к верхней стенке 15, и нижнюю поверхность 25, обращенную к нижней стенке 14.
Таким образом, когда самолет, несущий гондолу 2, движется вдоль, поток воздуха (обозначенный стрелкой F) входит в канал 10 через отверстие 11 воздухозаборника. Результатом этого является то, что этот воздушный поток F создает подъемную силу Р, приложенную к упомянутой детали 20 аэродинамического профиля, при этом эта подъемная сила Р старается, вопреки присущей упругой пластине 18 упругости, перемещать эту пластину от нижней стенки 14 ближе к верхней стенке 15.
Упругая пластина 18, следовательно, работает как заслонка.
Очевидно, деформация упругой пластины 18 в направлении перекрытия становится тем больше, чем больше подъемная сила Р, это означает, чем больше скорость самолета.
Максимальная степень, до которой канал 10 может быть перекрыт упругой пластиной 18, задана упором 26, например, состоящим из крюка, проходящего через нижнюю стенку 14 и способного взаимодействовать с ее стороной, противоположной каналу 10.
Таким образом, проходное сечение для воздушного потока F через канал 10 может изменяться в зависимости от скорости самолета между максимальным значением, при котором упругая пластина 18 прижата к нижней стенке 14, и минимальным значением, определенным упором 26.
Вариант осуществления изобретения по фиг.5 является во всех отношениях похожим на варианты осуществления изобретения по фиг.3 и 4 за исключением того, что касается места расположения детали 20 аэродинамического профиля. Конкретно в этом случае упомянутая деталь аэродинамического профиля, будучи расположенной в упомянутом канале 10, расположена скорее обращенной к отверстию 11 воздухозаборника, чем будучи расположенной относительно глубоко внутри канала 10, как показано на фиг.3. На фиг.3 и 5 показано, что положение детали 20 аэродинамического профиля в канале 10 может быть оптимизировано, чтобы соответствовать характеристикам воздушного потока F и, следовательно, в зависимости от отверстия 11 воздухозаборника и канала 10.
На фиг.6А и 6B показана деталь 20 аэродинамического профиля, задняя кромка 23 которой состоит из двух скрепленных пластин 23А и 23B, которые имеют различные коэффициенты термического расширения. Таким образом, как показано на фиг.6B, кривизна детали 20 аэродинамического профиля может увеличиваться, как только температура потока F наружного воздуха падает, причем возможно, чтобы эта кривизна была максимальной, когда летательный аппарат совершает крейсерский полет.
На фиг.7 показана альтернативная форма варианта осуществления изобретения, в котором упругая пластина 18 прикреплена к верхней стенке 15, при этом верхняя поверхность профильной детали 20 направлена в сторону нижней стенки 14. В этом варианте осуществления изобретения канал 10 перекрывается вниз, тогда как в примере на фиг.3 и 5 он перекрывается вверх.
Claims (9)
1. Устройство (1) воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата, содержащее, по меньшей мере, один канал (10) прохождения воздуха с отверстием (11) воздухозаборника, который отбирает поток (F) наружного воздуха, который входит в упомянутый канал на расположенном выше по потоку конце через упомянутое отверстие (11) воздухозаборника, причем упомянутое устройство содержит средства перекрытия с управляемым подвижным элементом, которые связаны с упомянутым каналом (10), и средства управления упомянутого управляемого подвижного элемента, чтобы изменять поперечное сечение упомянутого канала (10) в зависимости от скорости упомянутого транспортного средства между минимальным поперечным сечением, которое позволяет минимальную скорость воздушного потока в сторону упомянутой зоны (9), которая подлежит вентиляции, и максимальным поперечным сечением, которое разрешает максимальную скорость воздушного потока в сторону упомянутой зоны (9), в котором упомянутые средства управления образованы аэродинамической поверхностью, размещенной в упомянутом канале (10) прохождения воздуха и способно создавать подъемную силу (Р) под действием упомянутого потока (F) наружного воздуха, проходящего через упомянутый канал (10) прохождения воздуха.
2. Устройство по п.1, в котором упомянутая аэродинамическая поверхность образована профильной деталью (20), расположенной поперек упомянутого канала (10) прохождения воздуха.
3. Устройство по п.2, в котором упомянутая профильная деталь (20) содержит переднюю кромку (22), направленную к упомянутому отверстию (11) воздухозаборника, и заднюю кромку (23), направленную к упомянутой ограниченной зоне (9).
4. Устройство по п.1, в котором кривизна профиля упомянутой аэродинамической поверхности является автоматически регулируемой таким образом, чтобы усилить действие упомянутых средств управления.
5. Устройство по п.4, в котором упомянутая кривизна может быть отрегулирована в соответствии с температурой таким образом, что упомянутая кривизна увеличивается, когда температура упомянутого потока (F) наружного воздуха падает.
6. Устройство по п.1, в котором упомянутый управляемый подвижный элемент образован упругой пластиной (18), спонтанно давящей на стенку (14, 15) упомянутого канала (10) прохождения воздуха, при этом упомянутая упругая пластина (18) прикреплена одним из своих концов к упомянутому каналу (10), при этом упомянутая аэродинамическая поверхность прикреплена к другому концу упомянутой упругой пластины (18).
7. Устройство по п.6, в котором конец упомянутой упругой пластины (18), прикрепленный к упомянутому каналу (10) прохождения воздуха, размещен рядом с упомянутым отверстием (11) воздухозаборника.
8. Устройство по п.6, в котором упомянутый канал (10) прохождения воздуха имеет прямоугольное поперечное сечение, при этом ширина (l) упомянутой упругой пластины (18) соответствует ширине (L) упомянутого сечения упомянутого канала (10).
9. Устройство по п.1, в котором оно содержит упор (26) для отметки положения упомянутой упругой пластины (18), которое соответствует упомянутому минимальному поперечному сечению упомянутого канала (10) прохождения воздуха.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0702956A FR2915461B1 (fr) | 2007-04-24 | 2007-04-24 | Agencement d'entree d'air pour vehicule, notamment un aeronef. |
FR0702956 | 2007-04-24 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2419578C1 true RU2419578C1 (ru) | 2011-05-27 |
Family
ID=38617338
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009143347/11A RU2419578C1 (ru) | 2007-04-24 | 2008-04-14 | Устройство воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9422062B2 (ru) |
EP (1) | EP2148815B1 (ru) |
JP (1) | JP5119321B2 (ru) |
CN (1) | CN101687552B (ru) |
AT (1) | ATE499293T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0809712A2 (ru) |
CA (1) | CA2681931C (ru) |
DE (1) | DE602008005132D1 (ru) |
FR (1) | FR2915461B1 (ru) |
RU (1) | RU2419578C1 (ru) |
WO (1) | WO2008142289A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2806229C2 (ru) * | 2019-04-26 | 2023-10-30 | Сафран Насель | Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2915461B1 (fr) * | 2007-04-24 | 2009-06-05 | Airbus France Sas | Agencement d'entree d'air pour vehicule, notamment un aeronef. |
DE102008028799B4 (de) | 2008-06-17 | 2015-07-02 | Airbus Operations Gmbh | Druckausgleichs-Ventil zum Anordnen an einer Öffnung einer Rumpfschale eines Flugzeugs und Rumpfteil mit einem solchen Druckausgleichs-Ventil |
FR2936778B1 (fr) | 2008-10-07 | 2011-06-10 | Airbus France | Agencement d'entree d'air pour aeronef |
FR2971487B1 (fr) * | 2011-02-14 | 2013-11-29 | Airbus Operations Sas | Dispositif de ventilation d'un compartiment |
FR2982588B1 (fr) * | 2011-11-10 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Panneau composite a ecope de prelevement integree |
CN103523235B (zh) * | 2012-07-06 | 2015-12-02 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 飞机发动机舱进气道整流罩 |
FR3014846B1 (fr) * | 2013-12-16 | 2017-11-17 | Snecma | Systeme de prelevement de fluide |
US10059430B2 (en) | 2014-06-25 | 2018-08-28 | Gulfstream Aerospace Corporation | Aircraft air scoop systems with passive pneumatic actuators |
US9845144B2 (en) * | 2014-10-13 | 2017-12-19 | Gulfstream Aerospace Corporation | Aircraft and air exchange systems for ventilated cavities of aircraft |
CN104534943A (zh) * | 2015-01-07 | 2015-04-22 | 米向前 | 箭飞行稳定器 |
CN106274378B (zh) * | 2016-08-18 | 2018-04-13 | 博耐尔汽车电气系统有限公司 | 汽车空调hvac吹风模式的转换方法 |
CN106314084B (zh) * | 2016-08-18 | 2018-04-13 | 博耐尔汽车电气系统有限公司 | 一种汽车空调hvac导风板 |
US10829228B2 (en) * | 2017-01-17 | 2020-11-10 | Itt Manufacturing Enterprises, Llc | Fluid straightening connection unit |
US11035295B2 (en) | 2018-04-18 | 2021-06-15 | Lockheed Martin Corporation | Engine nacelle heat exchanger |
CN110901926B (zh) * | 2019-11-29 | 2021-10-08 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种冲压进气口空气流量调节装置 |
Family Cites Families (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB707881A (en) * | 1950-10-12 | 1954-04-28 | Rolls Royce | Improvements in or relating to aircraft |
US3446223A (en) * | 1966-02-04 | 1969-05-27 | Lockheed Aircraft Corp | Air intake for gas turbine engines |
US3618876A (en) * | 1969-12-22 | 1971-11-09 | Boeing Co | Aircraft engine leading edge auxiliary air inlet |
US3664612A (en) * | 1969-12-22 | 1972-05-23 | Boeing Co | Aircraft engine variable highlight inlet |
US3792584A (en) * | 1972-02-16 | 1974-02-19 | Boeing Co | Increased or variable bypass ratio engines |
GB1545365A (en) * | 1977-02-24 | 1979-05-10 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
US4174083A (en) * | 1977-04-29 | 1979-11-13 | The Boeing Company | Flow deflector for fluid inlet |
US4250703A (en) * | 1979-03-15 | 1981-02-17 | Avco Corporation | Swinging door particle separator and deicing system |
CA1116418A (en) * | 1979-07-18 | 1982-01-19 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Vane fairing for inertial separator |
US4418879A (en) * | 1980-12-29 | 1983-12-06 | The Boeing Company | Scoop and inlet for auxiliary power units and method |
US4844382A (en) * | 1983-10-19 | 1989-07-04 | Raisbeck Engineering, Inc. | Dual turning vane air inlet assembly |
DE3444822A1 (de) * | 1984-12-08 | 1986-06-12 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Regelbarer diffusor fuer einen lufteinlauf an einem flugzeug |
US4674704A (en) * | 1985-12-03 | 1987-06-23 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Direct air cooling system for airborne electronics |
US5088660A (en) * | 1989-08-04 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Bleed stability door |
GB9025023D0 (en) * | 1990-11-16 | 1991-01-02 | Rolls Royce Plc | Engine nacelle |
FR2763098B1 (fr) * | 1997-05-07 | 1999-06-11 | Snecma | Systeme d'admission d'air dans une veine de turbomachine |
US6050527A (en) * | 1997-12-19 | 2000-04-18 | The Boeing Company | Flow control device to eliminate cavity resonance |
US6851255B2 (en) * | 2002-12-18 | 2005-02-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Normally open reverse flow flapper valve |
US7014144B2 (en) * | 2003-07-22 | 2006-03-21 | Honeywell International, Inc. | Dual action inlet door and method for use thereof |
FR2861364B1 (fr) * | 2003-10-22 | 2006-02-03 | Airbus France | Dispositif de montage d'un carenage dispose entre une entree d'air d'un moteur d'aeronef et un mat. |
US7448219B2 (en) * | 2004-06-21 | 2008-11-11 | Boeing Co | Hingeless flapper valve for flow control |
FR2879564B1 (fr) * | 2004-12-20 | 2008-05-16 | Airbus France Sas | Agencement d'entree d'air de ventilation a element d'obturation mobile |
FR2879563B1 (fr) * | 2004-12-20 | 2008-07-11 | Airbus France Sas | Agencement d'entree d'air de ventilation |
US7331421B2 (en) * | 2005-03-30 | 2008-02-19 | The Boeing Company | Flow restrictors for aircraft inlet acoustic treatments, and associated systems and methods |
FR2897339B1 (fr) * | 2006-02-16 | 2008-04-11 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a ouverture laterale des capots |
GB2447228B8 (en) * | 2007-03-06 | 2009-03-04 | Gkn Aerospace Services Ltd | Thermal anti-icing system |
FR2915461B1 (fr) * | 2007-04-24 | 2009-06-05 | Airbus France Sas | Agencement d'entree d'air pour vehicule, notamment un aeronef. |
-
2007
- 2007-04-24 FR FR0702956A patent/FR2915461B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-04-14 WO PCT/FR2008/000516 patent/WO2008142289A2/fr active Application Filing
- 2008-04-14 DE DE602008005132T patent/DE602008005132D1/de active Active
- 2008-04-14 US US12/597,071 patent/US9422062B2/en active Active
- 2008-04-14 CA CA2681931A patent/CA2681931C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-14 AT AT08787950T patent/ATE499293T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-04-14 JP JP2010504781A patent/JP5119321B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-14 BR BRPI0809712-7A2A patent/BRPI0809712A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-04-14 RU RU2009143347/11A patent/RU2419578C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-04-14 CN CN200880013282.1A patent/CN101687552B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-14 EP EP08787950A patent/EP2148815B1/fr not_active Not-in-force
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2806229C2 (ru) * | 2019-04-26 | 2023-10-30 | Сафран Насель | Воздухозаборник для гондолы турбореактивного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2148815A2 (fr) | 2010-02-03 |
WO2008142289A2 (fr) | 2008-11-27 |
FR2915461A1 (fr) | 2008-10-31 |
CA2681931A1 (fr) | 2008-11-27 |
CA2681931C (fr) | 2015-09-15 |
FR2915461B1 (fr) | 2009-06-05 |
ATE499293T1 (de) | 2011-03-15 |
EP2148815B1 (fr) | 2011-02-23 |
JP5119321B2 (ja) | 2013-01-16 |
US20100087132A1 (en) | 2010-04-08 |
US9422062B2 (en) | 2016-08-23 |
WO2008142289A3 (fr) | 2009-01-29 |
CN101687552A (zh) | 2010-03-31 |
DE602008005132D1 (de) | 2011-04-07 |
JP2010525235A (ja) | 2010-07-22 |
BRPI0809712A2 (pt) | 2014-10-07 |
CN101687552B (zh) | 2015-08-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2419578C1 (ru) | Устройство воздухозаборника для транспортного средства, в частности для летательного аппарата | |
RU2363853C2 (ru) | Вентиляционное воздухозаборное устройство с подвижным перекрывающим средством | |
US8192147B2 (en) | Nacelle assembly having inlet bleed | |
US8425283B2 (en) | Ventilating air intake arrangement | |
US8398016B2 (en) | Air intake arrangement for an aircraft | |
US7810312B2 (en) | Heat exchanger arrangement | |
US8166768B2 (en) | Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows | |
EP2060489B1 (en) | Nacelle flow assembly | |
US7469529B2 (en) | Chevron-type primary exhaust nozzle for aircraft turbofan engine, and aircraft comprising such a nozzle | |
EP3092388B1 (en) | Cross-stream heat exchanger | |
CN101297107B (zh) | 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 | |
EP2681111B1 (en) | A draining device | |
US20180265208A1 (en) | Air intake structure and airflow control system | |
US5339622A (en) | Gas turbine engine with improved water ingestion prevention | |
US20150219013A1 (en) | Aircraft turbomachine assembly with reduced jet noise | |
US10408165B2 (en) | Device with gratings for ejecting microjets in order to reduce the jet noise of a turbine engine | |
US2841956A (en) | Combination variable area converging-diverging nozzle and thrust destroyer | |
JP6516450B2 (ja) | 航空機 | |
US3002716A (en) | Aircraft | |
US20130092754A1 (en) | Nacelle for a power plant with a variable-area fan nozzle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180415 |