RU2445480C2 - Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата - Google Patents
Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2445480C2 RU2445480C2 RU2009112275/06A RU2009112275A RU2445480C2 RU 2445480 C2 RU2445480 C2 RU 2445480C2 RU 2009112275/06 A RU2009112275/06 A RU 2009112275/06A RU 2009112275 A RU2009112275 A RU 2009112275A RU 2445480 C2 RU2445480 C2 RU 2445480C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air inlet
- engine
- inlet channel
- air
- filter element
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 7
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims description 7
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- XQUPVDVFXZDTLT-UHFFFAOYSA-N 1-[4-[[4-(2,5-dioxopyrrol-1-yl)phenyl]methyl]phenyl]pyrrole-2,5-dione Chemical compound O=C1C=CC(=O)N1C(C=C1)=CC=C1CC1=CC=C(N2C(C=CC2=O)=O)C=C1 XQUPVDVFXZDTLT-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 229920003192 poly(bis maleimide) Polymers 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000004069 differentiation Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
- F02C7/052—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with dust-separation devices
-
- 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
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T137/00—Fluid handling
- Y10T137/8593—Systems
- Y10T137/86493—Multi-way valve unit
- Y10T137/86847—Pivoted valve unit
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filtering Of Dispersed Particles In Gases (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Processes For Solid Components From Exhaust (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устройству для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата. Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю, содержащему воздушный входной канал (4), который проходит между внешней поверхностью (5) летательного аппарата и двигателем (3а, 3b), расположенным во внутренней области, причем воздушный входной канал (4) начинается от воздушных входных отверстий (2а, 2b), расположенных в области внешней поверхности (5), при этом с целью реализации концепции двухпутевого воздушного потока, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b) ведет из другой точки на внешней поверхности (5) к двигателю (3а, 3b), причем дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b) содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент (9а, 9b) крышки входного отверстия, кроме того, подача воздуха к двигателю (3а, 3b) в случае блокировки в воздушном входном отверстии (2а, 2b) переключается на дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') в соответствии с устройством управления. Изобретение позволяет простыми техническими средствами обеспечить минимальный износ двигателя. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к устройству для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата, содержащему входной канал первичного воздуха, который проходит между внешней поверхностью летательного аппарата и воздушным входным отверстием двигателя, который расположен во внутренней части, причем входной канал первичного воздуха в области внешней поверхности содержит фильтрующий элемент крышки входного отверстия.
Область применения настоящего изобретения относится, главным образом, к летательному аппарату в виде вертолетов. Для приведения во вращение несущего винта двигатель размещен в секции вертолета. Двигатель сконструирован как двигатель внутреннего сгорания, который принимает воздух, который требуется для горения, из окружающей среды. Для этой цели устройство, соответствующее настоящему изобретению, для подачи воздуха для горения расположено между двигателем и входным воздушным отверстием секции вертолета.
Базовое устройство известно из патента WO 2007/090011 А2. Оно содержит воздушный входной канал, который проходит между внешней поверхностью вертолета и двигателем, который расположен внутри, причем воздушный входной канал содержит фильтрующий элемент крышки входного отверстия, который расположен заподлицо с внешней поверхностью вертолета. В этой конструкции фильтрующий элемент крышки входного отверстия следует контуру внешней поверхности и содержит сменный плоский корпус фильтра, который удерживается посредством замкнутой соединительной рамы, полученной из металла, и который на обеих сторонах содержит защитную решетку. Фильтрующий элемент крышки входного отверстия фильтрует воздух, поступающий из окружающей среды, который потребляется двигателем, для предотвращения проникновения посторонних предметов и частиц грязи в двигатель по воздушному входному каналу. Через некоторый период времени корпус фильтра фильтрующего элемента крышки входного отверстия обычно блокируется и требует очистки.
После этого он может снова быть размещен в соединительной раме. Соединительную раму используют для гарантии требуемой конфигурации корпуса фильтра и, таким образом, его функционирования даже при высоких скоростях потока (расхода) воздуха из окружающей среды.
При реализации фильтрующего элемента крышки входного отверстия для двигателей, предохраняемых по причинам, связанным с надежностью, всегда необходимо гарантировать, чтобы обледенение на корпусах фильтров и в воздушном входном канале поддерживалось в допустимых пределах. Установка фильтрующего элемент крышки входного отверстия, который используют для предотвращения преждевременного износа двигателя в результате эрозии, всегда является далеко идущим вмешательством в концепцию воздушного входного канала. Как правило, только один воздушный входной канал будет доступен для подачи воздуха для горения к двигателю. В таком одном входном воздушном канале двигателя потери рабочих характеристик вследствие потери давления в результате установки корпуса фильтра выше по технологической цепочке практически будут неизбежными. В частности, особенно опасные состояния возникают, когда обледенение корпуса фильтра приводит в результате к полной непроницаемости воздуха.
В патенте US 4190217 описано устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата, в котором вышеупомянутая проблема решается в том отношении, что в области фильтрующего элемента крышки входного отверстия предусмотрен дополнительный впускной клапан. Если фильтрующий элемент крышки входного отверстия засорен, то этот впускной клапан открывается для приведения к возникновению воздушного потока замены, который, однако, в таком случае не будет фильтроваться, к двигателю. Однако эта крайняя мера связана с недостатком в том отношении, что износ двигателя не может быть предотвращен. Если возникает вышеупомянутая аварийная ситуация и если в то же самое время воздух из окружающей среды сильно загрязнен крупными частицами грязи, то аварийный режим может непосредственно привести к ситуации, в которой двигатель подвергается значительному повреждению.
Из предшествующего уровня техники также известно, что вместо обеспечения впускного клапана, который расположен за впускным фильтрующим элементом, обеспечивается такая конструкция фильтрующего элемента, чтобы он опрокидывался, так что зазор, образующийся между указанным фильтрующим элементом и внешней поверхностью, делает возможным аварийную подачу нефильтрованного воздуха для горения. Чаще всего это в результате приводит к большим потерям впуска к двигателю. Поскольку всегда необходимо гарантировать, что доступные летно-технические характеристики превышают максимальную массу вертолета, эта потеря впуска является ограничивающим фактором.
Таким образом, объектом настоящего изобретения является создание эффективного устройства для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата, причем устройство простыми техническими средствами гарантирует минимальный износ двигателя, тогда как в аварийном режиме, тем не менее, обеспечивает адекватную подачу воздуха.
Эту задачу решают на основе устройства, соответствующего отличительной части пункта 1 формулы изобретения в связи с его отличительными элементами. Последующие зависимые пункты формулы изобретения описывают выгодные усовершенствования настоящего изобретения.
Настоящее изобретение включает в себя техническое описание, в соответствии с которым для реализации концепции двухпутевого воздушного потока предусмотрен, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал, который ведет из другой точки на внешней поверхности к области воздушного входного отверстия, причем воздушный входной канал содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент крышки входного отверстия, при этом подача к двигателю в случае блокировки во входном канале первичного воздуха переключается к дополнительному воздушному входному каналу в соответствии с устройством управления.
Решение, соответствующее настоящему изобретению, обеспечивает преимущество, в частности, в виде дополнительного воздушного входного канала, другими словами, резервного воздушного входного канала, который может содержать фильтрующий элемент крышки входного отверстия, подобно входному каналу первичного воздуха, при этом в случае аварийной ситуации адекватное количество воздуха для горения может достигать двигателя. Эта мера улучшает надежность функционирования вертолета, поскольку рабочие характеристики двигателя гарантируются в каждом случае. Для реализации меры, соответствующей настоящему изобретению, необходимо только закрепить дополнительный фильтрующий элемент крышки входного отверстия в соответствующем положении на внешней поверхности секции летательного аппарата и соединить его с воздушным входным отверстием двигателя посредством воздушного входного канала.
В соответствии с мерой, которая улучшает настоящее изобретение, предлагается, чтобы устройство управления для переключения подачи воздуха открывало соответствующий впускной клапан в виде, по меньшей мере, одного дополнительного воздушного входного канала. В этой конструкции впускной клапан может быть расположен в области между воздушным входным каналом и воздушным входным отверстием двигателя. С одной стороны, возможно проектирование устройства управления для переключения в качестве автоматического электронного устройства управления так, чтобы, как только датчик детектирует блокировку в фильтрующем элементе крышки входного отверстия, указанное устройство управления автоматически открывало впускной клапан для дополнительного воздушного входного канала. С другой стороны можно также только передавать сигнал ситуации блокировки в кабину летательного аппарата так, чтобы пилот мог открыть впускной клапан дополнительного воздушного входного канала путем ручного вмешательства.
Впускной клапан может быть сконструирован в соответствии со следующими альтернативными вариантами осуществления.
Предлагается, чтобы впускной клапан двигался вдоль рельсовой направляющей посредством гидравлического цилиндра или электрического линейного привода между открытым положением и закрытым положением, как плоский золотниковый клапан. Эта конструкция показала себя особенно надежной и могла быть реализована простыми техническими средствами. В качестве альтернативы этому предложению предлагается, чтобы впускной клапан крепился с возможностью поворота на шарнире. Такая конструкция особенно пригодна в тех случаях, где ограничено пространство. Однако шарнирный впускной клапан должен быть размещен так, чтобы он открывался в направлении потока воздуха для горения для поддерживания открытого состояния благодаря всасывающему эффекту двигателя.
В соответствии с дополнительной мерой, которая улучшает настоящее изобретение, предлагается, чтобы блокировка входного канала первичного воздуха определялась посредством датчика давления, который размещен в определенном положении и который соединен с электронным устройством управления, причем датчик давления может быть расположен в области воздушного входного отверстия двигателя. Любое увеличение засорения фильтрующего элемента крышки входного отверстия до блокировки воздушного потока приводит в результате к падению давления в воздушном входном канале ниже по технологической цепочке, причем падение давления может быть определено посредством датчика давления. Это значение может быть сравнено в электронном устройстве управления с определенным пороговым значением давления, которое было установлено в указанном устройстве управления. Как только заданное пороговое значение давления было достигнуто, имеет место передача сигнала для выполнения соединения дополнительного воздушного входного канала. В автоматическом варианте последующее соединение имеет место автоматически. Вместо обеспечения датчика давления, который сконструирован в виде датчика абсолютного давления, можно использовать дифференциальный датчик давления для вышеупомянутой цели, причем дифференциальный датчик давления осуществляет текущий контроль перепада давлений между воздушным входным каналом и окружающей средой, и как только определенный перепад давлений был достигнут, то в соответствии с настоящим изобретением подаются сигналы и/или инициируется переключение. Ручное или автоматическое соединение второго воздушного канала также может быть осуществлено комбинированным образом в зависимости от рабочего состояния. Если до полного засорения фильтрующего элемента крышки входного отверстия дополнительно соединяется второй входной канал, то поток воздуха, проходящий вокруг летательного аппарата, гарантирует, что имеется отрицательное давление, и подача воздуха по альтернативному маршруту гарантирует, что имеется положительное давление у фильтрующего элемента крышки входного отверстия, которое вызывает восстановительный эффект как результат изменения в направлении воздуха.
Поскольку представляет интерес конструкция воздушного входного канала, возможны также альтернативные варианты осуществления настоящего изобретения.
В качестве предпочтительного варианта осуществления предлагается, чтобы два дополнительных воздушных входных канала, каждый с соответствующим концевым фильтрующим элементом крышки входного отверстия, были расположены друг против друга на обеих продольных сторонах внешней поверхности, причем продольные стороны проходят вдоль всего летательного аппарата. Такая конструкция особенно пригодна в случае меньших вертолетов, поскольку боковые поверхности секции двигателя, как правило, обеспечивают достаточно места для размещения дополнительных фильтрующих элементов крышки входного отверстия. Кроме того, такая конструкция и размещение обеспечивает возможность довольно коротких воздушных входных каналов к двигателю. В такой конструкции воздушные входные каналы могут быть разъемно соединены с противопожарной перегородкой, которая с целью безопасности предпочтительно непосредственно соединена с двигателем, что минимизирует расходы на установку.
В соответствии с еще одним другим вариантом осуществления, который пригоден, в частности, для больших вертолетов, один дополнительный воздушный входной канал для каждого двигателя с соответствующим концевым фильтрующим элементом крышки входного отверстия размещен в верхней части внешней поверхности вертолета. В частности, область внешней поверхности, которая непосредственно прилегает к выходящему валу несущего винта, пригодна в качестве точки выхода этого дополнительного отдельного воздушного входного канала.
Безусловно, представляется также возможным комбинирование двух вышеупомянутых предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения.
Поскольку воздушный входной канал, как правило, проходит смежно двигателю, предлагается, чтобы указанный воздушный входной канал был получен из высокотермостойкого бисмалеимидного материала или смеси материала с его компонентом и добавки дополнительных материалов, в частности углеродных волокон. Помимо его высокой термостойкости этот материал обладает никой удельной массой и может быть просто адаптирован к различным конфигурациям воздушных входных каналов.
Безусловно, сохраняется возможность комбинирования меры, соответствующей настоящему изобретению двухпутевой подачи воздушного потока со стандартными обходными клапанами для подачи нефильтрованного обходного воздуха. Однако такой обходной клапан должен быть использован только при абсолютной аварийной ситуации так, чтобы избежать, если это вообще возможно, какого-либо потребления нефильтрованного воздуха для горения в двигателе.
Дополнительные преимущества, характеристики и варианты применения настоящего изобретения приведены в следующем описании, сделанном в связи с характерными вариантами осуществления, иллюстрируемыми на сопроводительных чертежах.
В описании, в формуле изобретения, в реферате и в сопроводительных чертежах используются термины и соответствующие ссылочные номера, используемые в списке ссылочных номеров, приведенном ниже.
Сопроводительные чертежи иллюстрируют следующее:
фиг.1 - вид сверху секции вертолета с направленным распространением двухпутевого воздушного потока с использованием двух воздушных входных каналов, на иллюстрации показанных в их закрытом состоянии;
фиг.2 - вид сверху секции вертолета с направленным распространением двухпутевого воздушного потока с использованием двух воздушных входных каналов, на иллюстрации показанных в их открытом состоянии;
фиг.3 - частичный поперечный разрез детали вертолета в области двигателя с направленным распространением двухпутевого воздушного потока, соответствующим дополнительному варианту осуществления настоящего изобретения.
В следующем описании и в сопроводительных чертежах с целью предотвращения повторения подобные ссылочные номера использованы для идентичных компонентов, при этом не требуется обеспечения дополнительной дифференциации.
В соответствии с фиг.1 в верхней части секции 1 вертолета имеется левое воздушное входное отверстие 2a и правое воздушное входное отверстие 2b, расположенное рядом с ним, причем оба воздушных входных отверстия используют при нормальной работе. Из окружающей среды поток воздух для горения поступает в двигатель 3a и двигатель 3b, расположенные внутри секции 1. Входной канал 4 первичного воздуха, который начинается у воздушных впускных отверстий 2a и 2b, проходит через коробку передач (не показанную подробно на иллюстрации) вертолета.
Для реализации концепции двухпутевого воздушного потока помимо воздушного входного канала 4, который ведет в центральный канал 7 вблизи двигателя, два дополнительных воздушных входных канала 8а и 8b, каждый с соответствующим фильтрующим элементом 9a и 9b крышки входного отверстия, расположены друг против друга на обеих продольных сторонах вертолета, продольные стороны которого проходят вдоль всей секции 1. Два воздушных входных канала 8a и 8b содержат высокотермостойкий бисмалеимидный материал, а на их концах, противоположных соответствующим фильтрующим элементам 9a или 9b крышек входных отверстий, они содержат впускные клапаны 10a или 10b.
Во время нормальной работы два впускных клапана 10a и 10b остаются в закрытом положении, как показано на иллюстрации.
В соответствии с фиг.2 два впускных клапана 10a и 10b находятся в их открытом положении, в котором в качестве заместителя подают сжатый воздух (см. стрелки) по центральному каналу 7 к двигателю 3a, 3b. В этом характерном варианте осуществления два впускных клапана 10a и 10b являются подвижными вдоль рельсовой направляющей посредством гидравлических цилиндров (не показанных) между открытым положением и закрытым положением.
Начиная от воздушного входного отверстия 2a и 2b, воздух для горения, направляемый посредством воздушного входного канала 4, проходит за коробку 12 передач вертолета и через центральный канал 7 к двигателю 3a и 3b.
В случае аварийной ситуации, например блокировки воздушных входных отверстий 2a, 2b, два клапана 10a и 10b открываются, так что воздух для горения, требуемый двигателем 3a, 3b, может подаваться по воздушным входным каналам 8a и 8b.
В дополнительном характерном варианте осуществления, иллюстрируемом на фиг.3, показан только один дополнительный воздушный входной канал 8' для каждого двигателя с соответствующим концевым фильтрующим элементом 9' крышки входного отверстия на внешней поверхности 5 секции 1 (только частично показанной на иллюстрации). В этой конструкции воздушный входной канал 8' разъемно соединен с противопожарной перегородкой 11, которая закреплена на двигателе 3'. Воздушный входной канал 8' по существу имеет коробчатую конфигурацию и находится между внешней поверхностью 5 и коробкой передач 12.
В этом характерном варианте осуществления впускной клапан 10' с возможностью поворота соединен с воздушным входным каналом 8' посредством шарнира. Когда фильтрующий элемент 9' входного отверстия блокируется, впускной клапан 10' открывается как результат приведения в движение, так что в качестве заместителя воздух для горения может поступать в двигатель 3' по дополнительным воздушным входным каналам 2' и 8'. Это состояние блокировки или повышенного засорения фильтрующего элемента 9' крышки затем детектируется посредством датчика 13 давления, который размещен на воздушном входном канале 8'.
Фильтрующий элемент 9' крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму 14, которая окружает плоский корпус 15 фильтра. Корпус фильтра содержит защитную решетку 16, по меньшей мере, на внешней стороне.
СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ НОМЕРОВ
1 - секция
2 - воздушное входное отверстие
3 - двигатель
4 - воздушный входной канал
5 - внешняя поверхность
7 - центральный канал
8 - воздушный входной канал
9 - фильтрующий элемент крышки входного отверстия
10 - впускной клапан
11 - противопожарная перегородка
12 - коробка передач
13 - датчик давления
14 - соединительная рама
15 - корпус фильтра
16 - защитная решетка.
Claims (17)
1. Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю (3а, 3b) летательного аппарата, содержащее воздушный входной канал (4), который проходит между внешней поверхностью (5) летательного аппарата и двигателем (3а, 3b), расположенным во внутренней области, причем воздушный входной канал (4) начинается от воздушных входных отверстий (2а, 2b), расположенных в области внешней поверхности (5), отличающееся тем, что, с целью реализации концепции двухпутевого воздушного потока, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') ведет из другой точки на внешней поверхности (5) к двигателю (3а, 3b), при этом подача воздуха к двигателю (3а, 3b) в случае блокировки в воздушных входных отверстиях (2а, 2b) переключается на дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') в соответствии с устройством управления.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство управления для переключения подачи воздуха открывает соответствующий впускной клапан (10а, 10b; 10'), каждый посредством, по меньшей мере, одного дополнительного воздушного входного канала (8а, 8b; 8').
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что впускной клапан (10а, 10b) является подвижным вдоль рельсовой направляющей посредством гидравлического цилиндра или электрического линейного привода между открытым положением и закрытым положением.
4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что впускной клапан (10') крепится так, чтобы поддаваться повороту на шарнире.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блокировка воздушного входного отверстия (2а, 2b) поддается определению посредством датчика (13) давления, который размещен в этом положении и который соединен с электронным устройством управления, посредством определенного порогового значения давления.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что два дополнительных воздушных входных канала (8а, 8b), каждый с соответствующими концевыми фильтрующими элементами (9а, 9b) крышки входного отверстия, расположены друг против друга на обеих продольных сторонах внешней поверхности (5), продольные стороны которой проходят вдоль всего летательного аппарата.
7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что один дополнительный воздушный входной канал (8') для каждого двигателя с соответствующим концевым фильтрующим элементом (9') крышки входного отверстия расположен в верхней части внешней поверхности (5).
8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один воздушный входной канал (8') для каждого двигателя разъемно соединен с противопожарной перегородкой (11), которая прикреплена к двигателю (3').
9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один воздушный входной канал (8а, 8b) содержит высоко термостойкий бисмалеидный материал.
10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один воздушный входной канал (8а, 8b) содержит высокотермостойкий бисмалеидный материал.
11. Устройство по п.7, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.
12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.
13. Устройство по п.9, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.
14. Устройство по п.10, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.
15. Устройство по п.1, отличающееся тем, что дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент (9а, 9b) крышки входного отверстия.
16. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждое воздушное входное отверстие (2а, 2b) содержит дополнительный фильтрующий элемент крышки входного отверстия.
17. Вертолет с двигателем, приводящим во вращение несущий винт, который содержит устройство для подачи воздуха для горения по одному из предшествующих пп.1-16.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102008017962.0 | 2008-04-08 | ||
| DE200810017962 DE102008017962B4 (de) | 2008-04-08 | 2008-04-08 | Vorrichtung zur Zuführung von Verbrennungsluft zu einem Triebwerk eines Luftfahrzeuges |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009112275A RU2009112275A (ru) | 2010-10-10 |
| RU2445480C2 true RU2445480C2 (ru) | 2012-03-20 |
Family
ID=41173244
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009112275/06A RU2445480C2 (ru) | 2008-04-08 | 2009-04-03 | Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8096499B2 (ru) |
| CN (1) | CN101554924B (ru) |
| DE (1) | DE102008017962B4 (ru) |
| IT (1) | IT1393869B1 (ru) |
| RU (1) | RU2445480C2 (ru) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101892907B (zh) * | 2010-06-12 | 2013-10-09 | 上海电力学院 | 燃气轮机进气道复合式锁合消音装置 |
| EP2853493B1 (en) * | 2013-09-30 | 2016-08-10 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Helicopter with engine air intakes |
| US9574497B2 (en) * | 2013-10-08 | 2017-02-21 | Bell Helicopter Textron Inc. | Engine mounted inlet plenum for a rotorcraft |
| US9586692B2 (en) * | 2014-04-14 | 2017-03-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Engine inlet configuration |
| CN204197303U (zh) * | 2014-11-06 | 2015-03-11 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种引气口盖 |
| US11077957B2 (en) * | 2017-01-23 | 2021-08-03 | Textron Innovations Inc. | Selectable barrier filtration system |
| US11117677B2 (en) | 2017-04-28 | 2021-09-14 | Donaldson Company, Inc. | Aircraft filter system with airspeed compensation |
| US10889384B2 (en) * | 2017-09-20 | 2021-01-12 | Textron Innovations Inc. | Rotorcraft engine inlet configuration to optimize performance in both hover and high speed flight |
| US10899467B2 (en) * | 2018-03-30 | 2021-01-26 | Gulfstream Aerospace Corporation | Engine inlet cover detection system and method |
| US11713692B2 (en) * | 2018-06-22 | 2023-08-01 | Textron Innovations Inc. | Real time engine inlet barrier filter condition monitor |
| FR3111947B1 (fr) * | 2020-06-30 | 2022-05-27 | Airbus Helicopters | système et procédé de filtration d’air à media filtrant autonettoyant pour un moteur d’un aéronef |
| EP4305653A1 (en) | 2021-03-12 | 2024-01-17 | Essex Industries, Inc. | Rocker switch |
| US11688568B2 (en) | 2021-03-15 | 2023-06-27 | Essex Industries, Inc. | Five-position switch |
| WO2022260630A1 (en) * | 2021-06-08 | 2022-12-15 | Tusas- Turk Havacilik Ve Uzay Sanayii Anonim Sirketi | An air supply system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2745605A1 (fr) * | 1996-03-01 | 1997-09-05 | Aerospatiale | Dispositif d'injection de combustible pour statoreacteur d'aeronef |
| RU2209330C2 (ru) * | 2000-08-28 | 2003-07-27 | Аэроспасьяль Матра Миссиль | Система перекрытия для отверстия канала (варианты), прямоточный воздушно-реактивный двигатель и ракета |
| RU38218U1 (ru) * | 2003-12-23 | 2004-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Устройство для подготовки и подачи топливовоздушной смеси в камеру сгорания |
| RU2287742C2 (ru) * | 2003-09-02 | 2006-11-20 | Снекма Моторс | Система впрыска топливовоздушной смеси, оснащенная средствами генерирования холодных плазм |
| RU2316668C1 (ru) * | 2006-05-05 | 2008-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе и устройство для его осуществления |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3016109A (en) * | 1958-03-17 | 1962-01-09 | United Aircraft Corp | Air filter |
| US3329377A (en) * | 1965-10-11 | 1967-07-04 | United Aircraft Canada | Protection for aircraft engines against snow, ice and airborne particles |
| GB1212875A (en) * | 1967-12-21 | 1970-11-18 | Rolls Royce | Aircraft |
| US4171112A (en) * | 1977-07-29 | 1979-10-16 | Rolls-Royce Limited | V.S.T.O.L. aircraft with control means for maintaining substantially equal thrust on both sides of the aircraft |
| US4190217A (en) | 1977-12-05 | 1980-02-26 | Avco Corporation | Filter system for agricultural aircraft |
| DE3709924A1 (de) * | 1987-03-26 | 1988-10-13 | Porsche Ag | Flugzeug, vorzugsweise hubschrauber |
| US6595742B2 (en) * | 2000-10-02 | 2003-07-22 | Westar Corporation | Aircraft engine air filter and method |
| US6702873B2 (en) * | 2002-04-23 | 2004-03-09 | The Boeing Company | High particle separation efficiency system |
| DE10361644B4 (de) * | 2003-12-30 | 2008-08-07 | Airbus Deutschland Gmbh | Luftleitklappe eines Luftfahrzeuges mit Regelung der auf sie wirkenden Druckkräfte, und Stauluftsystem mit einer solchen Luftleitklappe |
| US6990798B2 (en) * | 2004-04-14 | 2006-01-31 | Pratt & Whitney Corp. | Hybrid inlet |
| WO2007090011A2 (en) | 2006-01-30 | 2007-08-09 | Aerospace Filtration Systems, Inc. | Engine air intake barrier filter system for aircraft |
-
2008
- 2008-04-08 DE DE200810017962 patent/DE102008017962B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-04-03 RU RU2009112275/06A patent/RU2445480C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-04-06 IT ITTO2009A000260A patent/IT1393869B1/it active
- 2009-04-07 CN CN200910133159XA patent/CN101554924B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-04-08 US US12/420,165 patent/US8096499B2/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2745605A1 (fr) * | 1996-03-01 | 1997-09-05 | Aerospatiale | Dispositif d'injection de combustible pour statoreacteur d'aeronef |
| RU2209330C2 (ru) * | 2000-08-28 | 2003-07-27 | Аэроспасьяль Матра Миссиль | Система перекрытия для отверстия канала (варианты), прямоточный воздушно-реактивный двигатель и ракета |
| RU2287742C2 (ru) * | 2003-09-02 | 2006-11-20 | Снекма Моторс | Система впрыска топливовоздушной смеси, оснащенная средствами генерирования холодных плазм |
| RU38218U1 (ru) * | 2003-12-23 | 2004-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Устройство для подготовки и подачи топливовоздушной смеси в камеру сгорания |
| RU2316668C1 (ru) * | 2006-05-05 | 2008-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе и устройство для его осуществления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE102008017962B4 (de) | 2012-09-06 |
| US20100065139A1 (en) | 2010-03-18 |
| US8096499B2 (en) | 2012-01-17 |
| RU2009112275A (ru) | 2010-10-10 |
| IT1393869B1 (it) | 2012-05-11 |
| DE102008017962A1 (de) | 2009-12-03 |
| CN101554924A (zh) | 2009-10-14 |
| ITTO20090260A1 (it) | 2009-10-09 |
| CN101554924B (zh) | 2013-12-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2445480C2 (ru) | Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата | |
| US7530228B2 (en) | Integrated turbocharger lubricant filter system | |
| EA029974B1 (ru) | Фильтрующая система для воздухозаборника авиационного двигателя, содержащий ее летательный аппарат и способ переоснащения воздухозаборника авиационного двигателя фильтрующей системой | |
| US8439295B2 (en) | Aircraft engine inlet pivotable barrier filter | |
| KR101509093B1 (ko) | 오일 증기 분리기 | |
| US6640792B2 (en) | Air/oil coalescer with an improved centrifugally assisted drainage | |
| EP1847458B1 (en) | Diffusing air inlet door assembly | |
| US9902500B2 (en) | Aircraft with an engine having a by-pass air inlet opening and a bleed air outlet | |
| CA2706211C (en) | Air filtration system for gas turbine engine pneumatic system | |
| EP3385510A1 (en) | Control method for operating a precooler in an aircraft and aircraft engine | |
| CA2935754C (en) | Fuel filter and bypass valve arrangement | |
| EP2412421B1 (en) | Air control valve | |
| US20170014745A1 (en) | Separating Module, Line Module, and Ventilation Device | |
| CA2510218A1 (en) | Hingeless flapper valve for flow control | |
| EP1892378A1 (de) | Gasturbine | |
| US20150344141A1 (en) | Filters for aircraft engine inlets | |
| CN110030054A (zh) | 一种内燃机并联式机油滤芯转接装置 | |
| EP4108896A2 (en) | Air filtration system and method for compressor bleed valve | |
| EP3412878B1 (en) | Oil filtration system | |
| DE102011078816B3 (de) | Elektrisch angetriebene Vakuumpumpe eines Kraftfahrzeuges | |
| IT201800007172A1 (it) | Separatore rotante per il filtraggio della miscela di gas e olio in sospensione presente nel basamento motore | |
| CN109964037A (zh) | 用于商用车的螺杆式压缩机系统 | |
| CN109790840A (zh) | 用于商用车的螺杆式压缩机系统 | |
| JP2008064005A (ja) | 黒煙燃焼促進システム | |
| US20110283679A1 (en) | Particulate filter system having a variable degree of separation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130404 |