RU2489323C2 - Система генерации мощности для интеграции в систему самолета - Google Patents
Система генерации мощности для интеграции в систему самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2489323C2 RU2489323C2 RU2011138959/11A RU2011138959A RU2489323C2 RU 2489323 C2 RU2489323 C2 RU 2489323C2 RU 2011138959/11 A RU2011138959/11 A RU 2011138959/11A RU 2011138959 A RU2011138959 A RU 2011138959A RU 2489323 C2 RU2489323 C2 RU 2489323C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- power supply
- opening
- aircraft
- supply system
- closing
- Prior art date
Links
- 238000010248 power generation Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 230000004044 response Effects 0.000 claims abstract description 7
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 17
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 5
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 claims description 4
- 238000005422 blasting Methods 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 9
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000005283 ground state Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000036962 time dependent Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03D—WIND MOTORS
- F03D9/00—Adaptations of wind motors for special use; Combinations of wind motors with apparatus driven thereby; Wind motors specially adapted for installation in particular locations
- F03D9/30—Wind motors specially adapted for installation in particular locations
- F03D9/32—Wind motors specially adapted for installation in particular locations on moving objects, e.g. vehicles
-
- 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
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
- B64D41/007—Ram air turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03D—WIND MOTORS
- F03D1/00—Wind motors with rotation axis substantially parallel to the air flow entering the rotor
- F03D1/04—Wind motors with rotation axis substantially parallel to the air flow entering the rotor having stationary wind-guiding means, e.g. with shrouds or channels
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03D—WIND MOTORS
- F03D17/00—Monitoring or testing of wind motors, e.g. diagnostics
-
- 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
- B64D2241/00—NACA type air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03D—WIND MOTORS
- F03D9/00—Adaptations of wind motors for special use; Combinations of wind motors with apparatus driven thereby; Wind motors specially adapted for installation in particular locations
- F03D9/20—Wind motors characterised by the driven apparatus
- F03D9/25—Wind motors characterised by the driven apparatus the apparatus being an electrical generator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2220/00—Application
- F05B2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2240/00—Components
- F05B2240/90—Mounting on supporting structures or systems
- F05B2240/92—Mounting on supporting structures or systems on an airbourne structure
- F05B2240/921—Mounting on supporting structures or systems on an airbourne structure kept aloft due to aerodynamic effects
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/70—Wind energy
- Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/70—Wind energy
- Y02E10/728—Onshore wind turbines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Lock And Its Accessories (AREA)
- Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационным системам электроснабжения. Система (Р) предназначена для увеличения мощности системы электроснабжения самолета и состоит из: устройства (10) обеспечения мощности, имеющего проходящий между двумя отверстиями (4; 5, 85, 95) на фюзеляже (R) самолета (F) канал (К); расположенной в канале (К) турбины (12) с генератором (14); перекрывающего устройства (6) для перекрывания переднего отверстия (4); открывающего и закрывающего устройства (61) и деблокирующего устройства (62), которое соединено с перекрывающим устройством (6) и блокирует его, когда на него подается ток с первой интенсивностью сигнала или деблокирует его, когда на него подается ток со второй интенсивностью сигнала, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой на предварительно заданную величину. Функционально связанное с открывающим и закрывающим устройством (61) приводное устройство (41, 42) для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для него, функционально связанное с устройством (25) контроля генерирования мощности устройство (27) переключения открывания, которое по управляющей линии (62а) функционально связано с деблокирующим устройством (62), которое в ответ на полученный от устройства (25) контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности управляет деблокирующим устройством (62) с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство (6). Повышается надежность электроснабжения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Эта заявка на патент испрашивает приоритет немецкой патентной заявки DE 102009010243.4-22 и предварительной заявки США на патент 61/154,990, которые были обе поданы 24.02.2009. За счет сделанной таким образом ссылки раскрытия этих заявок на патент содержатся в настоящей заявке на патент. Изобретение относится к системе генерации мощности для интеграции в систему самолета.
Система генерации мощности может быть выполнена, прежде всего, в виде первичной системы генерации мощности или в виде системы генерации мощности для обеспечения надежности.
Из общего уровня техники известны самолеты с устройством генерирования аварийного питания (тока) или, в общем, устройством генерации мощности для обеспечения надежности, которое имеет держатель и установленный на его конце пропеллер для получения электрической энергии. Такие устройства также называются турбиной «ram air» (турбиной, работающей на воздухе воздухозаборника). Держатель встроен в фюзеляже или на крыле самолета с возможностью откидывания и в нормальном режиме эксплуатации самолета находится в убранном состоянии. В аварийной ситуации с падением имеющейся в распоряжении энергии держатель с пропеллером может быть выпущен для генерирования энергии.
Из общего уровня техники известны самолеты с вспомогательным устройством генерирования энергии (APU (Auxiliary power unit) - ВСУ), которое является комбинацией турбины и генератора для генерирования тока, например, для снабжения систем самолета при стоянке самолета на земле и, как вариант, для генерирования сжатого воздуха для запуска двигателей. Для этого турбина вспомогательного устройства генерирования энергии расположена в проточном канале между воздухозаборником и газоотводным каналом в конусе хвоста.
Из DE 102006003138 А1 известна система обеспечения мощности для интеграции в систему самолета, которая имеет устройство обеспечения мощности для обеспечения надежности в виде агрегата аварийного обеспечения мощности. Между двумя отверстиями в фюзеляже проходит канал с, при рассмотрении в продольном направлении самолета, передним отверстием и задним отверстием. В канале расположена турбина, к которой подсоединен генератор. На переднем отверстии предусмотрено перемещаемое с помощью приводимого в действие электромеханическим образом открывающего и закрывающего устройства между закрытым и открытым положением перекрывающее устройство для перекрытия отверстия в закрытом положении перекрывающего устройства. Для этого приводное устройство для генерирования открывающего или закрывающего сигнала функционально связано с открывающим и закрывающим устройством.
Публикация US 6272838 В1, публикация ЕР 1767455 А2, публикация US 6247668 В1 и публикация US 7222819 В1 описывают соответственно системы управления для впускного клапана ВСУ.
GB 2419640 описывает ВСУ, которая предусмотрена для того, чтобы в полете, например, в состоянии неработающего двигателя временно вырабатывать энергию. Для этого ВСУ расположена в трубопроводе, в который через впуск, который может закрываться и открываться клапаном, может проникать подпорный воздух для привода ВСУ.
Задача изобретения заключается в том, чтобы создать систему обеспечения мощности для интеграции в систему самолета, с помощью которой при оптимальном использовании ресурсов обеспечивается достаточная надежность при предоставлении мощности для эксплуатации потребителями.
Эта задача решена с помощью признаков пункта 1 формулы изобретения. Другие формы осуществления указаны в ссылающихся на него зависимых пунктах.
Согласно изобретению, прежде всего, предусмотрена система обеспечения мощности для интеграции в систему самолета, которая имеет:
- устройство обеспечения мощности для обеспечения надежности, имеющее: проходящий между двумя отверстиями на фюзеляже самолета канал с, при рассмотрении в продольном направлении самолета, передним и задним отверстием, расположенную в канале турбину с подсоединенным к ней генератором, перемещаемое между закрытым и открытым положением перекрывающее устройство для перекрытия переднего отверстия в его закрытом положении, открывающее и закрывающее устройство, и деблокирующее устройство, которое соотнесено с перекрывающим устройством, и которое выполнено таким образом, что оно блокирует перекрывающее устройство, когда на него подается ток с первой интенсивностью сигнала или силой тока, и деблокирует перекрывающее устройство, когда на него подается ток со второй интенсивностью сигнала или силой тока, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой интенсивности сигнала по меньшей мере на предварительно заданную величину,
- по меньшей мере одно функционально связанное с открывающим и закрывающим устройством приводное устройство для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для него,
- функционально связанное с устройством контроля генерирования мощности устройство переключения открывания, которое по управляющей линии функционально связано с деблокирующим устройством, и которое выполнено таким образом, что оно в исходном состоянии электрически управляет деблокирующим устройством с помощью первой интенсивности сигнала, при которой оно блокирует перекрывающее устройство, и что в ответ на принятый от устройства контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности оно электрически управляет деблокирующим устройством с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство.
В соответствии с одной конструктивной формой системы обеспечения мощности согласно изобретению деблокирующее устройство выполнено таким образом, что оно является управляемым электромагнитным образом.
Перекрывающее устройство может быть выполнено в виде крышки, которая с помощью шарнира шарнирно присоединена к фюзеляжу таким образом, что шарнир расположен на, при рассмотрении в продольном направлении самолета, задней стороне отверстия. Крышка может быть выполнена таким образом, что силы ветра в полете отжимают крышку в открытое состояние против удерживающих сил первого или же второго открывающего и закрывающего устройства.
По меньшей мере одно приводное устройство может быть, прежде всего, выполнено с возможностью приведения в действие вручную, при этом оно для генерирования открывающего или закрывающего сигнала при приведении его в действие вручную посредством соответственно соединительной линии соединено с приводимыми в действие электромеханическим образом открывающими и закрывающими устройствами.
Деблокирующее устройство может иметь сдвигающее устройство, которое сдвигает перекрывающее устройство в его открытое положение, когда оно находится в своем деблокированном состоянии. Деблокирующее устройство может иметь пиротехническое устройство, которое функционально связано с устройством переключения открывания по управляющей линии и выполнено таким образом, что оно срабатывает, когда оно электрически управляет деблокирующим устройством с помощью второй интенсивности сигнала. Пиротехническое устройство может иметь генератор или подрывное устройство. При выполнении деблокирующего устройства с пиротехническим устройством при его срабатывании деблокирующее устройство остается разомкнутым. Если эта ситуация возникает в полете, перекрывающее устройство в полете более не закрывается. При этом вторая интенсивность сигнала может быть связана с аварийной ситуацией, при которой открытие перекрывающего устройства должно происходить с большой надежностью. Тогда закрытие перекрывающего устройства происходит на земле вручную с помощью заряда пиротехнического устройства.
В соответствии с одной формой осуществления изобретения заднее отверстие канала может быть образовано выходом на хвостовой части фюзеляжа самолета.
В соответствии с еще одной формой осуществления изобретения в хвостовой части самолета может быть встроена вспомогательная турбина, которая расположена между впускным трубопроводом с впускным отверстием на фюзеляже и выпускным трубопроводом, при этом выпускной трубопровод в пределах хвостовой области фюзеляжа сведен вместе со вторым участком канала посредством соединительного участка, так что второе отверстие второго участка канала является выходом выпускного трубопровода.
В соответствии с одной формой осуществления изобретения, прежде всего, предусмотрено, что
- на заднем отверстии расположено второе, перемещаемое между закрытым и открытым положением перекрывающее устройство для его перекрытия в закрытом положении, что с перекрывающим устройством соотнесены второе открывающее и закрывающее устройство и второе деблокирующее устройство, которое соотнесено с перекрывающим устройством и выполнено таким образом, что оно блокирует перекрывающее устройство, когда на него подается ток с первой силой тока, и деблокирует перекрывающее устройство, когда на него подается ток со второй силой тока, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой интенсивности сигнала по меньшей мере на предварительно заданную величину,
- система обеспечения мощности имеет по меньшей мере одно приводное устройство для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для второго открывающего и закрывающего устройства, которое соотнесено со вторым перекрывающим устройством,
- устройство переключения открывания по управляющей линии функционально связано со вторым деблокирующим устройством и выполнено таким образом, что в исходном состоянии оно электрически управляет вторым деблокирующим устройством с помощью первой интенсивности сигнала, при которой оно блокирует перекрывающее устройство, и что в ответ на принятый от устройства контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности оно электрически управляет вторым деблокирующим устройством с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство.
В этой форме осуществления системы обеспечения мощности согласно изобретению деблокирующее устройство может быть выполнено таким образом, что оно является управляемым электромагнитным образом.
При этом может быть предусмотрено, что второе перекрывающее устройство имеет крышку, которая посредством плоского шарнира установлена таким образом, что крышка закрывает второе отверстие, когда крышка находится в ее закрытом положении, и что плоский шарнир расположен на стороне, которая, при рассмотрении в принятом направлении потока обтекающего фюзеляж воздуха, образует заднюю сторону отверстия, так что в открытом положении второй крышки ее внутренняя сторона обращена от потока. Крышка может быть выполнена таким образом, что силы ветра в полете отжимают крышку в открытое состояние против удерживающих сил первого или же второго открывающего и закрывающего устройства.
В соответствии с одной формой осуществления системы обеспечения мощности согласно изобретению перекрывающее устройство выполнено в виде крышки, которая шарнирно присоединена посредством шарнира к фюзеляжу таким образом, что шарнир расположен на, при рассмотрении в продольном направлении самолета, задней стороне отверстия, а крышка выполнена таким образом, что силы ветра в полете отжимают крышку в открытое состояние против удерживающих сил первого или же второго открывающего и закрывающего устройства.
В общем, по меньшей мере одно приводное устройство может быть выполнено с возможностью приведения в действие вручную, при этом для генерирования открывающего или закрывающего сигнала при его ручном управлении оно соединено соединительной линией с открывающим и закрывающим устройством.
Далее формы осуществления изобретения описываются на прилагаемых фигурах. Показано на:
Фиг.1: схематическое изображение в разрезе бокового краевого участка фюзеляжа самолета с функциональной схемой одной формы осуществления изобретения с выполненными с возможностью приведения в действие электромеханическим образом открывающими и закрывающими устройствами и выполненными с возможностью приведения в действие электромагнитным образом деблокирующими устройствами,
Фиг.2: схематическое изображение разреза через хвостовую деталь с первой конструктивной формой для интеграции вспомогательного устройства генерирования энергии в хвостовую деталь, на котором открывающие и закрывающие устройства и деблокирующие устройства не показаны,
Фиг.3: схематическое изображение разреза через хвостовую деталь со второй конструктивной формой для интеграции вспомогательного устройства генерирования энергии в хвостовую деталь, на котором открывающие и закрывающие устройства и деблокирующие устройства не показаны.
На фиг.1 схематически показан разрез вдоль участка обшивки 1 фюзеляжа фюзеляжа R самолета F вместе с функциями одной конструктивной формы системы Р обеспечения мощности согласно изобретению. В фюзеляж R интегрирован проточный канал К, который образован из первого участка К1 с участком 2 вхождения и второго участка К2 с участком 3 выхождения. Участок 3 выхождения при рассмотрении в продольном направлении L самолета расположен за участком 2 вхождения. В том месте, в котором участок 2 вхождения входит в фюзеляж R, в фюзеляже R выполнено входное отверстие или первое отверстие 4. Аналогичным образом, в месте, в котором участок 3 выхождения выходит в фюзеляж R, в фюзеляже R выполнено выходное отверстие или второе отверстие 5.
На первом отверстии 4 расположено первое перекрывающее устройство 6, которое может иметь, прежде всего, первую крышку 16, которая посредством плоского шарнира 8 выполнена и расположена таким образом, что первая крышка 16 закрывает первое отверстие 4, когда первая крышка 16 находится в своем закрытом положении, и что первая крышка 16 открывается в ту сторону 4а первого отверстия 4, или же что плоский шарнир 8 расположен на стороне, которая при рассмотрении в принятом направлении S потока обтекающего фюзеляж R воздуха образует заднюю сторону первого отверстия 4. То есть, первая крышка 16 открывается таким образом, что в открытом положении первой крышки 16 ее внутренняя сторона 16а обращена к потоку S. В этом состоянии внутренняя сторона 16а служит в качестве стенки для введения возникающего вдоль внешней стороны R1 фюзеляжа и на отверстии 4 потока S1 в первый участок К1 канала. В качестве альтернативы этому, первое перекрывающее устройство может быть также выполнено из шибера.
Аналогичным образом, в представленной конструктивной форме на втором отверстии 5 расположено второе перекрывающее устройство, которое может, прежде всего, иметь вторую крышку 17. Согласно одной форме осуществления изобретения аналогичным образом посредством плоского шарнира 9 второе перекрывающее устройство 7 выполнено и расположено таким образом, что вторая крышка 17 закрывает второе отверстие 5, когда вторая крышка 17 находится в своем закрытом положении, и что вторая крышка 17 открывается в ту сторону 5а второго отверстия 5, или же что плоский шарнир 9 расположен на той стороне, которая при рассмотрении в принятом направлении S потока обтекающего фюзеляж R воздуха образует переднюю сторону второго отверстия 5. То есть, вторая крышка 17 открывается таким образом, что в открытом положении второй крышки 17 ее внутренняя сторона 17а обращена к вытекающему через второе отверстие 5 воздуху S2, а внешняя сторона 17b крышки обращена к обтекающему фюзеляж потоку S. То есть, крышка в своем открытом положении усиливает вытекание воздуха из второго участка К2 канала. В качестве альтернативы этому, второе перекрывающее устройство также может быть выполнено из шибера.
Согласно еще одной форме осуществления изобретения второе перекрывающее устройство 7 может быть выполнено таким образом, что оно может иметь вторую крышку 17, которая посредством плоского шарнира 9 выполнена и расположена таким образом, что крышка 17 закрывает второе отверстие 5, когда крышка находится в своем закрытом положении, и что крышка 17 открывается в ту сторону отверстия 5, или же что плоский шарнир 9 расположен на той стороне, которая при рассмотрении в направлении S потока обтекающего фюзеляж R воздуха образует заднюю сторону отверстия 5. То есть, вторая крышка открывается таким образом, что в открытом положении второй крышки 17 ее внутренняя сторона 5а обращена к потоку S.
В качестве альтернативы, может быть предусмотрено, что на втором отверстии 5 не расположено никакого перекрывающего устройства или не расположено перекрывающего устройства такого вида.
Между первым участком К1 и вторым участком К2 интегрировано устройство 10 генерации мощности для обеспечения надежности в качестве части системы Р обеспечения мощности. Устройство 10 генерации мощности для обеспечения надежности имеет корпус 11 турбины, турбину 12 и подсоединенный к ней посредством соответствующей оси 13 вращения генератор 14. Когда в режиме аварийного обеспечения мощности первая крышка 16 и вторая крышка 17 находятся в их открытом положении, поток воздуха движется через корпус 11 турбины и, тем самым, приводит в действие турбину и, вследствие этого, генератор 14. Генерированная в результате этого в аварийном режиме обеспечения мощности мощность по электрическому проводу 15 подводится на систему Р обеспечения мощности и согласно одной форме осуществления изобретения - на устройство 20 распределения мощности системы Р обеспечения мощности.
Факультативно, предусмотренное как составная часть системы Р обеспечения мощности устройство 20 распределения мощности функционально связано с устройствами 31, 32 первичного генерации мощности и с устройством 10 обеспечения мощности для обеспечения надежности для того, чтобы принимать соответственно генерированные ими мощности и из них выдавать заданную выходную мощность на потребители системы самолета.
В режиме первичного снабжения по меньшей мере одно устройство генерирования первичной мощности или несколько устройств 31, 32 генерирования первичной мощности системы 30 первичного генерации мощности системы самолета генерируют электрическую мощность. В одной форме осуществления изобретения одно устройство генерирования первичной мощности имеет или устройства 31, 32 генерирования первичной мощности имеют, соответственно по меньшей мере один генератор, который соединен с выходным валом двигателя.
Система Р обеспечения мощности согласно изобретению, наряду с устройством 20 распределения мощности, имеет также функционально связанное с ним по линии 25а устройство 25 контроля генерирования мощности и функционально связанное с ним по линии 27а устройство 27 переключения открывания.
Кроме того, система Р обеспечения мощности согласно изобретению имеет по меньшей мере одно приводное устройство 41, 42, которое связано соответственно с одним управляющим устройством 43. В показанной на фигуре 1 конструктивной форме системы Р обеспечения мощности предусмотрено два приводных устройства 41, 42. С управляющим устройством 43, кроме того, функционально связана система 44 управления полетом.
С первой крышкой 16 взаимодействуют первое открывающее и закрывающее устройство 61 и первое деблокирующее устройство 62. Также, со второй крышкой 17 взаимодействуют второе открывающее и закрывающее устройство 71 и второе деблокирующее устройство 72. Открывающие и закрывающие устройства 61, 71, оба по соответственно одной сигнальной линии 61а или же 71а, функционально связаны с управляющим устройством 43. Предпочтительно, открывающие и закрывающие устройства 61, 71 выполнены соответственно как электромеханические деблокирующие устройства и имеют по одному электромеханическому сервоприводу 63, 73.
Открывающие и закрывающие устройства 61, 71 на основе соответствующего генерированного управляющим устройством 43 командного сигнала приводятся в действие таким образом, что соответствующая крышка 16 или же 17 может открываться или закрываться. Этот командный сигнал генерируется управляющим устройством 43 на основе приводных команд, которые посылаются от приводного устройства на управляющее устройство 43, когда переданные от системы 44 управления полетом на управляющее устройство 43 данные их допускают. Для этой цели управляющее устройство 43 может иметь контрольную функцию с условной логикой. Согласно одной форме осуществления изобретения первое приводное устройство 41 может быть ручным приводным переключателем, который расположен в области кабины самолета F. Управляющее устройство 43 может быть выполнено таким образом, что в ответ на приводной сигнал оно генерирует командный сигнал на открывание или закрывание первого и второго открывающего и закрывающего устройства 61, 71 и посылает его на указанное устройство, когда имеются предварительно заданные, хранящиеся в памяти управляющего устройства 43 рабочие состояния и, прежде всего, наземные состояния, что определяется путем сравнения переданных от системы 44 управления полетом на управляющее устройство 43 данных. Для этого управляющее устройство 43 имеет проверочную функцию, которая при поступлении приводной команды от приводного устройства 41, 42 проверяет, имеются ли подлежащие выполнению для выполнения соответствующей приводной команды условия. Например, условием может быть наличие контакта самолета с землей или надежного эксплуатационного состояния самолета на земле. Это условие, альтернативно или дополнительно, может быть данным в результате принижения максимальной высоты полета. Факультативно, в качестве альтернативы или дополнительно может быть предусмотрено, что условием может быть принижение скорости турбинного колеса турбины 11, так что условие считается выполненным, если скорость турбинного колеса турбины 11 меньше предварительно заданной предельной величины. В этой форме осуществления изобретения предусмотрено, что скорость турбинного колеса турбины 11 от системы 44 управления полетом по соответствующему функциональному соединению между турбиной 11 и системой 44 управления полетом посылается как входной сигнал от системы 44 управления полетом на управляющее устройство 43. Посредством этого может быть обеспечено, что открывание или закрывание первого и второго открывающего закрывающего устройства 61,71 фактически может происходить только в целях техобслуживания или для генерации мощности, когда основные двигатели самолета не работают.
Второе приводное устройство 42 может быть, прежде всего, ручным переключателем на модуле техобслуживания самолета или ручным переключателем для наземного и/или обслуживающего персонала.
Первое и второе деблокирующее устройство 62, 72 соответственно активируются, то есть приводятся в состояние, в котором они деблокируют первое и второе перекрывающее устройство 6 или же 7 или крышки 16 или же 17, если устройство 25 контроля генерирования мощности устанавливает, что устройство 20 распределения мощности боле не в состоянии получать или выдавать минимальную заданную мощность и передавать ее на потребители системы самолета. В этом случае устройство 25 контроля генерирования мощности посылает на устройство 27 переключения открывания деблокирующую команду или деблокирующий сигнал. Устройство 27 переключения открывания выполнено таким образом, что в ответ на прием такой деблокирующей команды оно обесточивает исполнительный орган 62b первого деблокирующего устройства 62 и исполнительный орган 72b второго деблокирующего устройства 72 или подает на него лишь относительно незначительную силу тока. Исполнительные органы первого и второго деблокирующих устройств 62, 72 выполнены соответственно как электромагнитные деблокирующие устройства, которые блокируют первое перекрывающее устройство 6 или же второе перекрывающее устройство 7, если исполнительные органы 62b, 72b первого перекрывающего устройства 6 или же второго перекрывающего устройства 7 не получают соответственно никакого электрического сигнала, или на них подается лишь относительно незначительная сила тока. Наоборот, первое и второе деблокирующее устройство 62, 72 деблокирует первое перекрывающее устройство 6 или же второе перекрывающее устройство 7 только, если на исполнительные органы 62b, 72b первого перекрывающего устройства 6 или же второго перекрывающего устройства 7 подается соответственно предварительно заданный электрический сигнал, или если на них подается сигнал, который превышает предварительно заданную силу тока, при которой исполнительные органы 62b, 72b приводятся соответственно в их блокирующее состояние. Относительно незначительная сила тока для блокировки исполнительных органов 62b, 72b может быть предусмотрена, прежде всего, так, что она должна быть по меньшей мере на одну предварительно заданную величину меньше, чем сила тока, при которой исполнительные органы 62b, 72b деблокируют. Предварительно заданная величина может, прежде всего, составлять 30% силы дока блокировки или более.
В качестве альтернативы этому, также может быть предусмотрено, что деблокирующая команда от устройства 25 контроля генерирования мощности посылается прямо на первое и второе деблокирующее устройство 62, 72, которые, в свою очередь, на основе указанных выше условий посылают командные сигналы на исполнительные органы 62b или же 72b.
В результате этого выполнения системы Р обеспечения мощности перекрывающие устройства 6, 7 могут быть открыты приводными устройствами 41, 42 только тогда, когда это допускает система 44 управления полетом. В зависимости от формы осуществления изобретения это имеет место, прежде всего, в режиме наземной эксплуатации или до момента вскоре после взлета самолета или к концу фазы полета. Но, с другой стороны, первое перекрывающее устройство 6, а в другой форме осуществления изобретения и второе перекрывающее устройство 7, может быть выполнено таким образом, что они открываются, когда на исполнительные органы 62b, 72b подается командный сигнал предварительно заданной силы тока.
Для этого исполнительные органы 62b, 72b могут иметь сдвигающее устройство, с помощью которого первое перекрывающее устройство 16 и/или второе перекрывающее устройство 17 сдвинуты в их открытое положение. Для этой цели, в качестве альтернативы или дополнительно, также может быть установлено пиротехническое устройство соответствующих размеров, которое может быть выполнено, например, из газогенератора или подрывного устройства, на соответствующем перекрывающем устройстве 6, 7 или исполнительных органах 62b, 72b, которое соответственно активируется при деблокирующем сигнале, и на основе этого приводят первое и/или второе деблокирующее устройство 62 или же 72 в деблокированное состояние.
В качестве альтернативы или дополнительно, первое перекрывающее устройство или первая крышка 16 или также второе перекрывающее устройство или вторая крышка 17 могут быть выполнены таким образом, что силы ветра в полете отжимают в открытое состояние по меньшей мере первое перекрывающее устройство или первую крышку 16 против удерживающих сил первого или же второго открывающего и закрывающего устройства 71.
Согласно альтернативной форме осуществления изобретения может быть предусмотрено, что устройство 27 переключения открывания по соединительной линии 43а функционально связано с управляющим устройством 43. Кроме того, при этом устройство 27 переключения открывания выполнено с логической функцией или сравнительной функцией таким образом, что оно посылает деблокирующую команду на первое и второе деблокирующее устройство 62, 72 только тогда, когда управляющее устройство 43 генерирует командный сигнал на открывание или закрывание первого и второго открывающего и закрывающего устройства 61, 71 и посылает или послало на них, так что являются данными описанные условия для отправки командного сигнала. Таким образом открывание соответствующего перекрывающего устройства 6, 17 поддерживается открыванием или закрыванием первого и второго открывающего и закрывающего устройства 61, 71.
В конструктивной форме второго перекрывающего устройства 7, в которой вторая крышка 17 открывается таким образом, что в открытом положении второй крышки 17 ее внутренняя сторона 5а обращена к потоку S, при деблокировании второго перекрывающего устройства 7 в полете оно силами ветра перемещается в его открытое положение.
В еще одной форме осуществления изобретения, в качестве альтернативы или дополнительно к указанной выше форме осуществления, минимальная площадь поперечного сечения второго участка К2 канала меньше, чем минимальная площадь поперечного сечения первого участка К1 канала. В форме осуществления изобретения со вторым перекрывающим устройством 7 для второго участка К2 канала таким образом второе перекрывающее устройство 7 в результате возникающего в полете в связи с открыванием первого перекрывающего устройства 16 внутреннего давления в канале К открывается.
Для установления необходимости в дополнительном потреблении энергии устройство 25 контроля генерирования мощности получает от устройства 20 распределения мощности параметры мощности и, прежде всего, зависящие от времени величины мощности от устройств 31, 32 первичного генерации мощности. Устройство 25 контроля генерирования мощности имеет контрольную функцию, которая из полученных параметров мощности и величин мощности от устройств 31, 32 первичного генерации мощности определяет необходимый подвод мощности через устройство 10 генерации мощности для обеспечения надежности. Это происходит, прежде всего, из сравнения заданной мощности с производимой устройствами 31, 32 первичного генерации мощности фактической мощностью.
Для контроля наличия мощности для устройства 20 распределения мощности устройство 25 контроля генерирования мощности, в качестве альтернативы или дополнительно, может иметь функцию, с помощью которой распознается эффект Ленца, то есть специфический всплеск напряжения на генераторах, чтобы установить потерю мощности или отказ генератора. При этом, в качестве альтернативы или дополнительно, предварительно заданное изменение мощности, которое характерно для соответствующего генератора, в состоянии перехода от работоспособности к отказу генератора может быть сохранено в памяти, и в контрольном устройстве 25 генерации мощности может быть интегрирована функция распознания функционирования, которая сравнивает ход функционирования в случае отказа с фактически проявляющимся изменением мощности и генерирует деблокирующий сигнал и посылает его на устройство 27 переключение открывания, если таким образом констатируется совпадение или сходство между этими сигналами.
В еще одной форме осуществления изобретения второй участок К2 канала не закрывается вторым перекрывающим устройством 7. На фигуре 2 показана форма осуществления изобретения, в которой второй участок К2 канала участком трубопровода 83 на конусной части H1 хвоста Н самолета выходит выходным отверстием 85. В общем, второй участок К2 канала может выходить выходным отверстием 85 на участке поверхности хвоста Н, который при рассмотрении в проходящем от хвоста Н к головной части самолета продольном направлении L фюзеляжа R расположен за устройством 10 генерации мощности для обеспечения надежности.
В еще одной форме осуществления изобретения хвост Н или же система Р обеспечения мощности может иметь установленную в хвосте Н вспомогательную турбину или вспомогательную силовую установку (ВСУ) 90, которая расположена между впускным трубопроводом 91 с впускным отверстием 91а и выпускным трубопроводом 92. В остальном, система Р обеспечения мощности может быть выполнена в соответствии с одной из конструктивных форм согласно изобретению. При этом выпускной трубопровод 92 в пределах хвостовой области Н фюзеляжа R может быть сведен вместе со вторым участком К2 канала посредством соединительного участка 97. Вспомогательная турбина или вспомогательная силовая установка ВСУ (фигуры 2 и 3) установлена в хвостовой области самолета и предусмотрена, прежде всего, для наземной эксплуатации самолета. При этом вспомогательная турбина или вспомогательная силовая установка ВСУ предусмотрена и устроена, прежде всего, для запуска двигателей самолета и имеет устройство генерации мощности, а также функциональную связь с двигателями самолета для передачи генерированной мощности на них. Выход 95 выпускного трубопровода 93 из фюзеляжа R может быть, прежде всего, расположен в конусной части H1 хвоста или на ней сбоку, но, при рассмотрении в продольном направлении L за вспомогательной турбиной или вспомогательной силовой установкой (ВСУ).
ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
| F | Самолет |
| Н | Хвост самолета F |
| H1 | Конусная часть H1 хвоста Н |
| K | Проточный канал |
| K1 | Первый участок |
| K2 | Второй участок |
| L | Продольное направление самолета |
| Р | Система обеспечения мощности |
| R | Фюзеляж |
| R1 | Внешняя сторона фюзеляжа |
| S | Направление потока |
| S1 | Поток |
| S2 | Вытекающий воздух |
| 1 | Обшивка фюзеляжа |
| 2 | Участок вхождения |
| 3 | Участок выхождения |
| 4 | Входное отверстие или первое отверстие |
| 4а | Сторона первого отверстия 4 |
| 5 | Выходное отверстие или второе отверстие |
| 5а | Сторона 5а второго отверстия 5 |
| 6 | Первое перекрывающее устройство |
| 7 | Второе перекрывающее устройство |
| 8 | Плоский шарнир |
| 9 | Плоский шарнир |
| 10 | Устройство генерации мощности для обеспечения надежности |
| 15 | Электрический провод |
| 16 | Первая крышка |
| 16а | Внутренняя сторона |
| 17 | Вторая крышка |
| 17а | Внутренняя сторона |
| 17b | Внешняя сторона |
| 20 | Устройство распределения мощности |
| 25 | Устройство контроля генерирования мощности |
| 27 | Устройство переключения открывания |
| 30 | Первичная система генерации мощности |
| 31, 32 | Устройства первичного генерации мощности |
| 41, 42 | приводные устройства |
| 43 | Управляющее устройство |
| 44 | Система управления полетом |
| 61 | Первое открывающее и закрывающее устройство |
| 62 | Первое деблокирующее устройство |
| 62b | Исполнительный орган |
| 71 | Второе открывающее и закрывающее устройство |
| 72 | Второе деблокирующее устройство |
| 72b | Исполнительный орган |
| 83 | Участок трубопровода на конусной части H1 хвоста |
| 85 | Выход |
| 93 | Участок трубопровода на конусной части H1 хвоста |
| 90 | Установленная в хвосте Н вспомогательная турбина или вспомогательная силовая установка (ВСУ) |
| 91 | Впускной трубопровод |
| 91а | Впускное отверстие |
| 92 | Выпускной трубопровод |
| 93 | Выпускной трубопровод |
| 95 | Выход |
| 97 | Соединительный участок. |
Claims (14)
1. Система (Р) обеспечения мощности для интеграции в систему самолета, имеющая:
- устройство (10) обеспечения мощности для обеспечения надежности, имеющее проходящий между двумя отверстиями (4; 5, 85, 95) на фюзеляже (R) самолета (F) канал (К) с, при рассмотрении в продольном направлении (L) самолета, передним отверстием (4) и задним отверстием (5), расположенную в канале (К) турбину (12) с подсоединенным к ней генератором (14), выполненное с возможностью перемещения между закрытым и открытым положениями перекрывающее устройство (6) для перекрывания переднего отверстия (4) в его закрытом положении, открывающее и закрывающее устройство (61) и деблокирующее устройство (62), которое соотнесено с перекрывающим устройством (6) и выполнено таким образом, что оно блокирует перекрывающее устройство (6), когда на него подается ток с первой интенсивностью сигнала, и деблокирует перекрывающее устройство (6), когда на него подается ток со второй интенсивностью сигнала, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой интенсивности сигнала на предварительно заданную величину,
- по меньшей мере одно функционально связанное с открывающим и закрывающим устройством (61) приводное устройство (41, 42) для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для него,
- функционально связанное с устройством (25) контроля генерирования мощности устройство (27) переключения открывания, которое по управляющей линии (62а) функционально связано с деблокирующим устройством (62) и выполнено таким образом, что оно в исходном состоянии электрически управляет деблокирующим устройством (62) с помощью первой интенсивности сигнала, при которой оно блокирует перекрывающее устройство (6), и что оно в ответ на полученный от устройства (25) контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности электрически управляет деблокирующим устройством (62) с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство (6).
- устройство (10) обеспечения мощности для обеспечения надежности, имеющее проходящий между двумя отверстиями (4; 5, 85, 95) на фюзеляже (R) самолета (F) канал (К) с, при рассмотрении в продольном направлении (L) самолета, передним отверстием (4) и задним отверстием (5), расположенную в канале (К) турбину (12) с подсоединенным к ней генератором (14), выполненное с возможностью перемещения между закрытым и открытым положениями перекрывающее устройство (6) для перекрывания переднего отверстия (4) в его закрытом положении, открывающее и закрывающее устройство (61) и деблокирующее устройство (62), которое соотнесено с перекрывающим устройством (6) и выполнено таким образом, что оно блокирует перекрывающее устройство (6), когда на него подается ток с первой интенсивностью сигнала, и деблокирует перекрывающее устройство (6), когда на него подается ток со второй интенсивностью сигнала, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой интенсивности сигнала на предварительно заданную величину,
- по меньшей мере одно функционально связанное с открывающим и закрывающим устройством (61) приводное устройство (41, 42) для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для него,
- функционально связанное с устройством (25) контроля генерирования мощности устройство (27) переключения открывания, которое по управляющей линии (62а) функционально связано с деблокирующим устройством (62) и выполнено таким образом, что оно в исходном состоянии электрически управляет деблокирующим устройством (62) с помощью первой интенсивности сигнала, при которой оно блокирует перекрывающее устройство (6), и что оно в ответ на полученный от устройства (25) контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности электрически управляет деблокирующим устройством (62) с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство (6).
2. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что деблокирующее устройство (62) выполнено с возможностью приведения в действие электромагнитным образом.
3. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что перекрывающее устройство (6) выполнено в виде крышки (16), которая шарнирно присоединена к фюзеляжу (R) посредством шарнира (8) таким образом, что шарнир расположен на, при рассмотрении в продольном направлении (L) самолета (F), задней стороне отверстия (4), и крышка (16) выполнена таким образом, что силы ветра в полете отжимают крышку (6) в открытое состояние против удерживающих сил первого или же второго открывающего и закрывающего устройства (61).
4. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно приводное устройство (41, 42) выполнено с возможностью приведения в действие вручную, и оно для генерирования открывающего или закрывающего сигнала при ручном приведении его в действие посредством соответственно соединительной линии (61а) соединено с приводимыми в действие электромеханическим образом открывающими и закрывающими устройствами (61).
5. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что деблокирующее устройство (62) имеет сдвигающее устройство, которое сдвигает перекрывающее устройство (6) в его открытое положение, когда оно находится в его деблокированном состоянии.
6. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что деблокирующее устройство (62) имеет пиротехническое устройство, которое посредством управляющей линии (62а) функционально связано с устройством (27) переключения открывания и выполнено таким образом, что оно срабатывает, когда оно электрически управляет деблокирующим устройством (62) с помощью второй интенсивности сигнала.
7. Система (Р) обеспечения мощности по п.6, отличающаяся тем, что пиротехническое устройство имеет газогенератор или подрывное устройство.
8. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что заднее отверстие (5) канала (К) образовано выходом (85) на хвосте (Н) фюзеляжа (R) самолета.
9. Система (Р) обеспечения мощности по п.1, отличающаяся тем, что в хвосте (Н) самолета (F) встроена вспомогательная турбина (90), которая расположена между впускным трубопроводом (91) с впускным отверстием (91а) на фюзеляже (R) и выпускным трубопроводом (92), и что выпускной трубопровод (92) в пределах хвостовой области (Н) фюзеляжа (R) сведен вместе со вторым участком (К2) канала посредством соединительного участка (97), так что второе отверстие (5) второго участка (К2) канала является выходом (95) выпускного трубопровода (92).
10. Система (Р) обеспечения мощности, которая содержит устройство (10) обеспечения мощности для обеспечения надежности, имеющее проходящий между двумя отверстиями (4; 5, 85, 95) на фюзеляже (R) самолета (F) канал (К) с, при рассмотрении в продольном направлении (L) самолета, передним отверстием (4) и задним отверстием (5), расположенную в канале (К) турбину (12) с подсоединенным к ней генератором (14),
при этом на заднем отверстии (5) расположено второе выполненное с возможностью перемещения между закрытым и открытым положениями перекрывающее устройство (7) для перекрывания его в закрытом состоянии, что с перекрывающим устройством (7) соотнесены второе открывающее и закрывающее устройство (71) и второе деблокирующее устройство (72), которое соотнесено с перекрывающим устройством (7) и выполнено таким образом, что оно блокирует перекрывающее устройство (7), когда на него подается ток с первой силой тока, и деблокирует перекрывающее устройство (7), когда на него подается ток со второй силой тока, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой интенсивности сигнала по меньшей мере на предварительно заданную величину,
при этом система (Р) обеспечения мощности имеет по меньшей мере одно приводное устройство (42) для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для второго открывающего и закрывающего устройства (72), которое соотнесено со вторым перекрывающим устройством (7),
при этом устройство (27) переключения открывания по управляющей линии (72а) функционально связано со вторым деблокирующим устройством (72) и выполнено таким образом, что оно в исходном состоянии электрически управляет вторым деблокирующим устройством (72) с помощью первой интенсивности сигнала, при которой оно блокирует перекрывающее устройство (7), и что в ответ на полученный от устройства (25) контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности оно электрически управляет вторым деблокирующим устройством (72) с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство (7).
при этом на заднем отверстии (5) расположено второе выполненное с возможностью перемещения между закрытым и открытым положениями перекрывающее устройство (7) для перекрывания его в закрытом состоянии, что с перекрывающим устройством (7) соотнесены второе открывающее и закрывающее устройство (71) и второе деблокирующее устройство (72), которое соотнесено с перекрывающим устройством (7) и выполнено таким образом, что оно блокирует перекрывающее устройство (7), когда на него подается ток с первой силой тока, и деблокирует перекрывающее устройство (7), когда на него подается ток со второй силой тока, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой интенсивности сигнала по меньшей мере на предварительно заданную величину,
при этом система (Р) обеспечения мощности имеет по меньшей мере одно приводное устройство (42) для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для второго открывающего и закрывающего устройства (72), которое соотнесено со вторым перекрывающим устройством (7),
при этом устройство (27) переключения открывания по управляющей линии (72а) функционально связано со вторым деблокирующим устройством (72) и выполнено таким образом, что оно в исходном состоянии электрически управляет вторым деблокирующим устройством (72) с помощью первой интенсивности сигнала, при которой оно блокирует перекрывающее устройство (7), и что в ответ на полученный от устройства (25) контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности оно электрически управляет вторым деблокирующим устройством (72) с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство (7).
11. Система (Р) обеспечения мощности по п.10, отличающаяся тем, что второе деблокирующее устройство (72) выполнено с возможностью приведения в действие электромагнитным образом.
12. Система (Р) обеспечения мощности по п.10, отличающаяся тем, что второе перекрывающее устройство (7) имеет крышку (17), которая с помощью плоского шарнира (9) установлена таким образом, что крышка закрывает второе отверстие (5), когда крышка (17) находится в ее закрытом положении, и что плоский шарнир (9) расположен на стороне, которая, при рассмотрении в принятом направлении (S) потока обтекающего фюзеляж (R) воздуха, образует переднюю сторону отверстия (5), так что в открытом положении второй крышки (7) ее внутренняя сторона (5а) обращена от потока (S).
13. Система (Р) обеспечения мощности по п.11, отличающаяся тем, что перекрывающее устройство (6) выполнено в виде крышки (16), которая посредством шарнира (8) шарнирно присоединена к фюзеляжу (R) таким образом, что шарнир расположен на, при рассмотрении в продольном направлении (L) самолета (F), задней стороне отверстия (4), а крышка (16) выполнена таким образом, что силы ветра в полете отжимают крышку (6) в открытое состояние против удерживающих сил второго открывающего и закрывающего устройства (71).
14. Система (Р) обеспечения мощности по п.10, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно приводное устройство (41, 42) выполнено с возможностью приведения в действие вручную, и что оно для генерирования открывающего или закрывающего сигнала при его ручном приведении в действие посредством соединительной линии (71а) соединено со вторым открывающим и закрывающим устройством (71).
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15499009P | 2009-02-24 | 2009-02-24 | |
| DE102009010243A DE102009010243A1 (de) | 2009-02-24 | 2009-02-24 | Leistungserzeugungs-Vorrichtung sowie Rumpf-Bauteil mit einer solchen Leistungserzeugungs-Vorrichtung |
| US61/154,990 | 2009-02-24 | ||
| DE102009010243.4 | 2009-02-24 | ||
| PCT/EP2010/001151 WO2010097213A2 (de) | 2009-02-24 | 2010-02-24 | Leistungserzeugungs-system zur integration in einer flugzeugsystem |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011138959A RU2011138959A (ru) | 2013-04-10 |
| RU2489323C2 true RU2489323C2 (ru) | 2013-08-10 |
Family
ID=42371675
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011138959/11A RU2489323C2 (ru) | 2009-02-24 | 2010-02-24 | Система генерации мощности для интеграции в систему самолета |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8967530B2 (ru) |
| EP (1) | EP2401203B1 (ru) |
| JP (1) | JP5216146B2 (ru) |
| CN (1) | CN102333699B (ru) |
| BR (1) | BRPI1008282A2 (ru) |
| CA (1) | CA2753122A1 (ru) |
| DE (1) | DE102009010243A1 (ru) |
| RU (1) | RU2489323C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010097213A2 (ru) |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102009010243A1 (de) | 2009-02-24 | 2010-09-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Leistungserzeugungs-Vorrichtung sowie Rumpf-Bauteil mit einer solchen Leistungserzeugungs-Vorrichtung |
| FR2946955B1 (fr) * | 2009-06-17 | 2012-09-21 | Airbus | Aeronef pourvu d'un systeme de pile a combustible. |
| US9285196B2 (en) | 2011-05-13 | 2016-03-15 | Gordon Harris | Ground-projectile guidance system |
| US20120301273A1 (en) * | 2011-05-24 | 2012-11-29 | Justak John F | Adjustable exhaust apparatus for a ram air turbine generating system |
| ES2398316B1 (es) * | 2011-07-18 | 2014-04-29 | Airbus Operations, S.L. | Sistema versátil de potencia en aeronaves |
| US8678310B2 (en) * | 2011-08-22 | 2014-03-25 | Honeywell International Inc. | Ducted ram air generator assembly |
| US9051057B2 (en) * | 2011-12-28 | 2015-06-09 | Embraer S.A. | Aircraft air inlet diverter assemblies with improved aerodynamic characteristics |
| US20130181448A1 (en) * | 2012-01-17 | 2013-07-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric actuators in aircraft systems |
| FR2993536B1 (fr) * | 2012-07-23 | 2015-03-20 | Hispano Suiza Sa | Dispositif d'alimentation de secours pour aeronef et aeronef pourvu d'un tel dispositif |
| US9371739B2 (en) | 2013-01-04 | 2016-06-21 | Raytheon Company | Power producing device with control mechanism |
| US9416730B2 (en) * | 2013-01-31 | 2016-08-16 | The Boeing Company | Bi-directional ventilation systems for use with aircraft and related methods |
| FR3003845B1 (fr) | 2013-04-02 | 2016-04-15 | Labinal | Systeme de recuperation et de conversion d'energie cinetique et d'energie potentielle en energie electrique pour aeronef |
| WO2017035126A1 (en) | 2015-08-24 | 2017-03-02 | Leigh Aerosystems Corporation | Ground-projectile guidance system |
| WO2017062563A1 (en) * | 2015-10-08 | 2017-04-13 | Leigh Aerosystems Corporation | Ground-projectile system |
| FR3042237B1 (fr) * | 2015-10-09 | 2017-11-03 | Labinal Power Systems | Dispositif d'actionnement pour systeme d'eolienne de secours d'aeronef |
| US10273823B2 (en) * | 2016-05-20 | 2019-04-30 | United Technologies Corporation | Inlet door state control system |
| CN106285795A (zh) * | 2016-09-05 | 2017-01-04 | 中国商用飞机有限责任公司 | 冲压空气涡轮发电系统 |
| US10232951B2 (en) | 2017-02-20 | 2019-03-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for selecting an opening angle of an auxiliary power unit inlet door |
| US10118715B2 (en) | 2017-02-20 | 2018-11-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for auxiliary power unit inlet door testing |
| US10435168B2 (en) | 2017-02-20 | 2019-10-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for controlling a position of an auxiliary power unit inlet door |
| US10239632B2 (en) | 2017-02-20 | 2019-03-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for controlling an auxiliary power unit inlet door |
| US20180257788A1 (en) * | 2017-03-09 | 2018-09-13 | United Technologies Corporation | Air intake assembly with horizontal door for an aircraft auxiliary power unit |
| EP3492386A1 (de) * | 2017-12-01 | 2019-06-05 | Dietmar Posch | Flugzeug mit stromversorgung |
| CN108275273B (zh) * | 2018-03-08 | 2024-04-02 | 东莞理工学院 | 无人机 |
| CN111268150B (zh) * | 2018-12-04 | 2023-01-24 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统 |
| DE102021113818B4 (de) | 2021-05-28 | 2023-06-15 | Elektro-Metall Export Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Flugzeug, insbesondere Passagier-Flugzeug |
| EP4282765A1 (en) * | 2022-05-27 | 2023-11-29 | Airbus Operations, S.L.U. | Auxiliary power unit system of an aircraft |
| CN114872908B (zh) * | 2022-06-08 | 2024-03-26 | 中国航空发动机研究院 | 一种喷管装置及航空发动机 |
| CN114954964B (zh) * | 2022-06-08 | 2024-04-16 | 中国航空发动机研究院 | 一种喷管装置及航空发动机 |
| US11784536B1 (en) | 2022-07-14 | 2023-10-10 | Daniel Webb | Method and apparatus for collecting thrust to generate power or useful energy |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1032033B (de) * | 1956-07-12 | 1958-06-12 | Plessey Co Ltd | Stauluftturbine als Kraftquelle fuer Hilfsapparate bei einem Gasturbinenflugzeug |
| SU1817623A1 (ru) * | 1991-04-29 | 1995-09-20 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Система электроснабжения летательного аппарата |
| EP1767455A2 (en) * | 2005-09-27 | 2007-03-28 | Honeywell International Inc. | Auxiliary power unit inlet door position control system and method |
| US7222819B1 (en) * | 2003-08-02 | 2007-05-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Aircraft ram air inlet with multi-member closure flap |
| DE102006003138A1 (de) * | 2006-01-24 | 2007-08-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Notversorgungsaggregat mit einer durch einen Luftstrom antreibbaren Staudruckturbine und mit einem Energiewandler für Luftfahrzeuge |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4418879A (en) * | 1980-12-29 | 1983-12-06 | The Boeing Company | Scoop and inlet for auxiliary power units and method |
| JPS57131845A (en) * | 1981-02-06 | 1982-08-14 | Nissan Motor Co Ltd | Ram rocket |
| US4456204A (en) * | 1981-09-29 | 1984-06-26 | The Boeing Company | Deployable inlet for aeroplane center boost engine |
| JPH1179096A (ja) * | 1997-09-04 | 1999-03-23 | Toyota Motor Corp | 航空機用揚力増加装置 |
| US6272838B1 (en) * | 1999-02-25 | 2001-08-14 | Alliedsignal, Inc. | Method and apparatus for controlling the inlet duct leading to an auxiliary power unit |
| US6247668B1 (en) * | 1999-07-15 | 2001-06-19 | The Boeing Company | Auxiliary power and thrust unit |
| GB9926354D0 (en) | 1999-11-08 | 2000-01-12 | Rolls Royce Plc | Power supply system for an aircraft |
| US6651929B2 (en) * | 2001-10-29 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| US7210653B2 (en) * | 2002-10-22 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Electric-based secondary power system architectures for aircraft |
| US7014144B2 (en) * | 2003-07-22 | 2006-03-21 | Honeywell International, Inc. | Dual action inlet door and method for use thereof |
| US7364116B2 (en) * | 2004-09-27 | 2008-04-29 | The Boeing Company | Automatic control systems for aircraft auxiliary power units, and associated methods |
| US7344107B2 (en) | 2004-10-26 | 2008-03-18 | The Boeing Company | Dual flow APU inlet and associated systems and methods |
| CN101176127B (zh) * | 2005-03-18 | 2011-06-15 | 盖特基普尔系统公司 | 用于监视和控制购物手推车的方法 |
| US7540142B2 (en) * | 2006-02-21 | 2009-06-02 | Honeywell International Inc. | Multiple auxiliary power unit system inlet ducts controlled by a single actuator |
| US7600714B2 (en) * | 2006-04-20 | 2009-10-13 | Honeywell International Inc. | Diffusing air inlet door assembly |
| JP2008080934A (ja) * | 2006-09-27 | 2008-04-10 | Honeywell Internatl Inc | 補助動力装置の取入口ドア位置制御の装置及び方法 |
| US7775147B2 (en) * | 2008-03-17 | 2010-08-17 | Raytheon Company | Dual redundant electro explosive device latch mechanism |
| US8141816B2 (en) * | 2008-04-30 | 2012-03-27 | Honeywell International Inc. | AFT inlet duct mounted door actuator |
| DE102009010243A1 (de) | 2009-02-24 | 2010-09-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Leistungserzeugungs-Vorrichtung sowie Rumpf-Bauteil mit einer solchen Leistungserzeugungs-Vorrichtung |
| US8882028B2 (en) * | 2009-09-21 | 2014-11-11 | Aerion Corporation | Aircraft emergency and backup secondary power apparatus |
-
2009
- 2009-02-24 DE DE102009010243A patent/DE102009010243A1/de not_active Withdrawn
-
2010
- 2010-02-24 CN CN201080009117.6A patent/CN102333699B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2010-02-24 RU RU2011138959/11A patent/RU2489323C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-02-24 CA CA2753122A patent/CA2753122A1/en not_active Abandoned
- 2010-02-24 JP JP2011550490A patent/JP5216146B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2010-02-24 BR BRPI1008282A patent/BRPI1008282A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2010-02-24 US US13/203,055 patent/US8967530B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2010-02-24 WO PCT/EP2010/001151 patent/WO2010097213A2/de active Application Filing
- 2010-02-24 EP EP10705825A patent/EP2401203B1/de not_active Not-in-force
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1032033B (de) * | 1956-07-12 | 1958-06-12 | Plessey Co Ltd | Stauluftturbine als Kraftquelle fuer Hilfsapparate bei einem Gasturbinenflugzeug |
| SU1817623A1 (ru) * | 1991-04-29 | 1995-09-20 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Система электроснабжения летательного аппарата |
| US7222819B1 (en) * | 2003-08-02 | 2007-05-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Aircraft ram air inlet with multi-member closure flap |
| EP1767455A2 (en) * | 2005-09-27 | 2007-03-28 | Honeywell International Inc. | Auxiliary power unit inlet door position control system and method |
| DE102006003138A1 (de) * | 2006-01-24 | 2007-08-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Notversorgungsaggregat mit einer durch einen Luftstrom antreibbaren Staudruckturbine und mit einem Energiewandler für Luftfahrzeuge |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8967530B2 (en) | 2015-03-03 |
| BRPI1008282A2 (pt) | 2016-03-15 |
| CN102333699A (zh) | 2012-01-25 |
| EP2401203B1 (de) | 2013-02-13 |
| JP5216146B2 (ja) | 2013-06-19 |
| US20120006938A1 (en) | 2012-01-12 |
| CN102333699B (zh) | 2015-06-03 |
| EP2401203A2 (de) | 2012-01-04 |
| CA2753122A1 (en) | 2010-09-02 |
| RU2011138959A (ru) | 2013-04-10 |
| JP2012518569A (ja) | 2012-08-16 |
| WO2010097213A3 (de) | 2010-11-25 |
| DE102009010243A1 (de) | 2010-09-02 |
| WO2010097213A2 (de) | 2010-09-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2489323C2 (ru) | Система генерации мощности для интеграции в систему самолета | |
| US8615982B2 (en) | Integrated electric variable area fan nozzle thrust reversal actuation system | |
| CN101946079B (zh) | 用于涡轮喷气发动机机舱的控制系统 | |
| RU2477380C2 (ru) | Система контроля и способ контроля | |
| CN110506156B (zh) | 推力反向器限流阀 | |
| US9448557B2 (en) | Method and system for controlling at least one actuator of the cowlings of a turbojet engine thrust inverter | |
| US8529196B2 (en) | Nacelle equipped with at least one excess pressure flap | |
| CN102395776B (zh) | 用于涡轮喷气发动机机舱的控制系统 | |
| US20150367945A1 (en) | Aircraft with an engine having a by-pass air inlet opening and a bleed air outlet | |
| CN101784448A (zh) | 用于控制涡轮喷气发动机舱整流罩的维修致动器的设备 | |
| CN101657629A (zh) | 安装有单门推力反向器系统的用于涡轮喷气发动机的机舱 | |
| US8684305B2 (en) | Device and method for controlling the power supply of at least one aircraft maintenance actuator | |
| CN102906407A (zh) | 包括推力反向设备和用于致动所述设备的系统的组件 | |
| US9051898B2 (en) | Thrust reversal device | |
| US9567096B2 (en) | Emergency power supply device for an aircraft and aircraft provided with such a device | |
| US8991151B2 (en) | Actuator system for a mobile panel of a nacelle of a turbojet | |
| CN103492676B (zh) | 推力反向器的第三锁定组件 | |
| US8590287B2 (en) | Device for opening and closing a thrust reverser door of a jet engine | |
| RU2456214C2 (ru) | Блокировочное устройство | |
| EP4296158A1 (en) | Variable fairing for a hydrogen duct system installation and uses of the same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180225 |