RU2567103C1 - Система энергетического обеспечения воздушного судна - Google Patents
Система энергетического обеспечения воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2567103C1 RU2567103C1 RU2014116203/11A RU2014116203A RU2567103C1 RU 2567103 C1 RU2567103 C1 RU 2567103C1 RU 2014116203/11 A RU2014116203/11 A RU 2014116203/11A RU 2014116203 A RU2014116203 A RU 2014116203A RU 2567103 C1 RU2567103 C1 RU 2567103C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- nacelle
- air flow
- bearing surface
- control unit
- Prior art date
Links
Landscapes
- Wind Motors (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к энергосистемам летательных аппаратов. Система энергетического обеспечения воздушного судна содержит консоль несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы. На нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом. Входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока. Механизмом регулирования воздушного потока последовательно соединен с вычислительным устройством и блоком управления. Достигается повышение уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения воздушного судна. 1 ил.
Description
Система энергетического обеспечения воздушного судна относится к области авиационной техники, а именно к устройствам преобразования энергии набегающего воздушного потока в электрическую энергию и реактивную тягу воздушного судна.
Управление энергетическими характеристиками системы энергообеспечения воздушного судна как правило осуществляется посредством регулирования входных воздухозаборных устройств набегающего воздушного потока. Известно (см. кн. Ю.Н. Нечаев, «Входные устройства сверхзвуковых самолетов», Воениздат СССР, М.: 1963 г., с. 115-118, 132-133) использование для этой цели передвижных регуляторов в виде вставок или рамп внутри входного устройства, что позволяет изменять его проходное горло, а следовательно, количество пропускаемого через него воздушного потока. Недостатком таких устройств является то, что они работоспособны только при встречном набегающем воздушном потоке, т.е. по направлению полета воздушного судна.
Известно также техническое решение (по патенту РФ №2 268 843 от 27.01.2006 г., МПК 7 В64С 5/18, B64D 27/18, 41/00 - Система энергетического обеспечения летательного аппарата - авторы: Милосердов В.П., Гридасов А.Я., Зледенный Н.П.), состоящее из консольной части несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы, энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом. При этом входная часть воздухозаборника проточной гондолы выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности.
В данной системе преобразование воздушного потока, набегающего перпендикулярно направлению полета воздушного судна, и вследствие этого управление напором воздушного потока не осуществляется, что существенно снижает ее эксплуатационную эффективность.
Технический результат предложенного технического решения заключается в повышении уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения воздушного судна за счет регулирования поступающего в систему воздушного потока.
Технический результат достигается тем, что в системе энергетического обеспечения воздушного судна, состоящей из консоли несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы, причем на нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления, энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом, входной части гондолы, выполненной в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности, отличающейся тем, что входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока, дополнительно введены последовательно соединенные вычислительное устройство и блок управления механизмом регулирования воздушного потока, при этом первый и второй входы вычислительного устройства соединены с датчиками статического давления, расположенными на верхней и нижней частях консоли несущей поверхности соответственно, а блок управления соединен с механизмом регулирования воздушного потока.
Сущность изобретения заключается в следующем. В известном устройстве для получения электрической энергии используется воздушный поток, перетекающий по нижней части хорды вдоль консоли несущей поверхности в сторону входного окна проточной гондолы. Напор проходящего через боковое окно воздушного потока не постоянен и зависит от градиента давления, возникающего в результате перепада статического давления на верхней и нижней частях консоли несущей поверхности, что в свою очередь определяется параметрами полета воздушного судна, такими как скорость, высота полета и т.п. Непостоянство скоростного напора воздушного потока на входе проточной гондолы приводит к увеличению нагрузки на элементы конструкции, что ведет к снижению уровня безопасности эксплуатации и конструкционной прочности системы энергетического обеспечения, т.е. к ее низкой эффективности.
В предлагаемом устройстве осуществляется регулирование скоростного напора воздушного потока на входе проточной гондолы, что достигается введением в систему вычислительного устройства, блока управления механизмом регулирования и механизма регулирования поступающего в систему воздушного потока.
В целом функциональная схема предлагаемой системы отличается только введением вычислительного устройства, блока управления механизмом регулирования и непосредственно механизмом регулирования воздушного потока, представленными на фигуре, где обозначены: 1 - датчики давления, 2 - вычислительное устройство, 3 - блок управления, 4 - механизм регулирования, PB, PH - давления на верхней и нижней частях несущей поверхности, PHOP - нормированное давление. Датчики давления 1 измеряют величину статического давления на верхней PB и нижней PH частях несущей поверхности. Вычислительное устройство 2 предназначено для вычисления разницы между показаниями датчиков давления 1, сравнения полученного значения с некоторой нормированной величиной PHOP и выдачи на блок управления 3 сигнала рассогласования. Блок управления 3 формирует управляющие сигналы и подает их на механизм регулирования 4, который предназначен для изменения проходного сечения входного окна воздухозаборника проточной гондолы. Вычислительное устройство 2 и блок управления 3 могут быть выполнены на базе известных радиотехнических устройств, механизм регулирования 4 может быть выполнен, например, в виде ирисовой диафрагмы (см. кн. Советский энциклопедический словарь/ Научно-редакционный совет: A.M. Прохоров и др. - М: «Советская энциклопедия», 1980, с.510).
Система энергетического обеспечения воздушного судна работает следующим образом.
В исходном состоянии, до момента включения системы энергетического обеспечения, входное окно проточной гондолы полностью перекрывается механизмом регулирования 4. При достижении необходимой для оптимальной работы системы величины давления PHOP система энергетического обеспечения запускается, и механизм регулирования 4 устанавливает необходимое, соответствующее значению PHOP, проходное сечение входного окна проточной гондолы. При изменении параметров полета или окружающей среды будет изменяться и значение разности давлений PH-PB. Вычислительное устройство 2 вычисляет значение разности статического давления на нижней PH и верхней PB частях несущей поверхности и сравнивает его с некоторым нормированным значением PHOP. Если избыточный воздушный поток, т.е. PH-PB>PHOP, то блок управления 3 выдает команду на механизм регулирования 4, который ограничивает воздушный поток, поступающий в гондолу, уменьшая проходное сечение входного окна гондолы. В случае если воздушного потока недостаточно (PH-PB<PHOP), механизм регулирования 4 по командам с блока управления 3 увеличивает проходное сечение входного окна гондолы, что обеспечивает постоянство скоростного напора воздушного потока, поступающего в проточную гондолу.
Claims (1)
- Система энергетического обеспечения воздушного судна, состоящая из консоли несущей поверхности воздушного судна с устройством локализации перетекания воздушного потока в виде проточной гондолы, причем на нижней и верхней частях консоли несущей поверхности установлены датчики статического давления, энергетического контура с генераторами электрической энергии и воздушно-реактивного двигателя с выходным соплом, входной части гондолы, выполненной в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности, отличающаяся тем, что входное окно проточной гондолы снабжено механизмом регулирования воздушного потока, дополнительно введены последовательно соединенные вычислительное устройство и блок управления механизмом регулирования воздушного потока, при этом первый и второй входы вычислительного устройства соединены с датчиками статического давления, расположенными на верхней и нижней частях консоли несущей поверхности соответственно, а блок управления соединен с механизмом регулирования воздушного потока.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014116203/11A RU2567103C1 (ru) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Система энергетического обеспечения воздушного судна |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014116203/11A RU2567103C1 (ru) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Система энергетического обеспечения воздушного судна |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2567103C1 true RU2567103C1 (ru) | 2015-10-27 |
Family
ID=54362509
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014116203/11A RU2567103C1 (ru) | 2014-04-22 | 2014-04-22 | Система энергетического обеспечения воздушного судна |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2567103C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2046735C1 (ru) * | 1992-07-30 | 1995-10-27 | Азриэль Ицкович Сарный | Летательный аппарат |
RU2268843C1 (ru) * | 2004-04-19 | 2006-01-27 | Тамбовский военный авиационный инженерный институт | Система энергетического обеспечения летательного аппарата |
EP2275346A2 (en) * | 2009-07-16 | 2011-01-19 | Rolls-Royce plc | Aircraft power management system |
-
2014
- 2014-04-22 RU RU2014116203/11A patent/RU2567103C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2046735C1 (ru) * | 1992-07-30 | 1995-10-27 | Азриэль Ицкович Сарный | Летательный аппарат |
RU2268843C1 (ru) * | 2004-04-19 | 2006-01-27 | Тамбовский военный авиационный инженерный институт | Система энергетического обеспечения летательного аппарата |
EP2275346A2 (en) * | 2009-07-16 | 2011-01-19 | Rolls-Royce plc | Aircraft power management system |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Stoll et al. | Drag reduction through distributed electric propulsion | |
EP1907279B1 (en) | An element for generating a fluid dynamic force | |
Gerontakos et al. | Dynamic stall flow control via a trailing-edge flap | |
US8152109B2 (en) | Method and system for controlling fluid flow in relation to a foil and harnessing energy therefrom | |
US7874525B2 (en) | Method and system for fully fixed vehicle control surfaces | |
RU2531432C2 (ru) | Способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлёта и посадки и летательный аппарат для его осуществления | |
Yuceil et al. | Active control of supersonic inlet unstart using vortex generator jets | |
Da et al. | Microjet flow control in an ultra-compact serpentine inlet | |
US20050258307A1 (en) | Jet engine nacelle for a supersonic aircraft | |
RU2567103C1 (ru) | Система энергетического обеспечения воздушного судна | |
Moshkov et al. | Effect of spacing between the pusher propeller and wing on environmental light aircraft noise | |
YANIKTEPE et al. | Aerodynamics and flow characteristics of X-45 delta wing planform | |
Traub et al. | Experimental evaluation of a self-contained circulation-control wing | |
Suñol et al. | Numerical analysis and UAV application of the ACHEON vectorial thrust nozzle | |
Tani et al. | An experimental study on gust load alleviation using passive ventilation wing concept | |
Saha et al. | Numerical investigation of gurney flap aerodynamics over a NACA 2412 airfoil | |
Saini et al. | Winglet Design and Analysis for Cessna 152-A Numerical Study | |
RU2789419C1 (ru) | Способ устранения колебаний скачка уплотнения на профиле крыла гражданского самолета при трансзвуковых скоростях полета | |
Jadhav et al. | Study of two-element airfoils for long endurance flight at low Reynolds Numbers | |
RU2282563C2 (ru) | Способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
RU2728960C1 (ru) | Кормовое крестообразное оперение подводного объекта | |
RU2268843C1 (ru) | Система энергетического обеспечения летательного аппарата | |
Gubanov et al. | Potential use of waverider and Busemann biplane in aerodynamic design of high-speed vehicles with air-breathing engines | |
Zhang et al. | Experimental and numerical study on aerodynamic noise reduction of cylindrical rod with bionic wavy surface | |
Prudhomme et al. | Flight Tests of Passive Flow Control for Acoustic Suppression |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170423 |