RU2631162C2 - Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством - Google Patents

Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2631162C2
RU2631162C2 RU2015103241A RU2015103241A RU2631162C2 RU 2631162 C2 RU2631162 C2 RU 2631162C2 RU 2015103241 A RU2015103241 A RU 2015103241A RU 2015103241 A RU2015103241 A RU 2015103241A RU 2631162 C2 RU2631162 C2 RU 2631162C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
turbine
generator
air intake
emergency power
Prior art date
Application number
RU2015103241A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015103241A (ru
Inventor
Жером МОРА
Original Assignee
Лабиналь Пауэр Системз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Лабиналь Пауэр Системз filed Critical Лабиналь Пауэр Системз
Publication of RU2015103241A publication Critical patent/RU2015103241A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2631162C2 publication Critical patent/RU2631162C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • 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
    • F03B—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS
    • F03B15/00—Controlling
    • F03B15/02—Controlling by varying liquid flow
    • F03B15/04—Controlling by varying liquid flow of turbines
    • F03B15/06—Regulating, i.e. acting automatically
    • F03B15/16—Regulating, i.e. acting automatically by power output
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
    • H02K7/18—Structural association of electric generators with mechanical driving motors, e.g. with turbines
    • H02K7/1807—Rotary generators
    • H02K7/1823—Rotary generators structurally associated with turbines or similar engines
    • 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
    • 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
    • Y02E10/20—Hydro energy
    • 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
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству аварийного питания для летательного аппарата. Устройство (3) аварийного питания для летательного аппарата (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал (5), турбину (25) и, по меньшей мере, одно устройство-генератор (31) энергии для летательного аппарата. Воздухозаборный канал (5), выполненный таким образом, что он обеспечивает прием относительного ветра V во время полета летательного аппарата. Турбина (25) расположена в указанном канале (5) так, что она может быть приведена в действие относительным ветром V, и связана с указанным устройством-генератором (31). Изобретение уменьшает массу летательного аппарата. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к устройству аварийного питания летательного аппарата и к летательному аппарату, снабженному таким устройством.
В целом известно, что управление самолетом, конкретно самолетом определенных габаритов, не может осуществляться исключительно механически до последнего аварийного оборудования и что требуется источник энергопитания, независимый от главной энергосистемы. Этот источник, автономный и без ограничения времени, должен поставлять достаточное количество энергии для обеспечения управления самолетом и для его безопасного приземления.
На современных самолетах система вспомогательного воздушного винта, так называемая турбина с приводом от набегающего потока RAT (англ. ram air turbine), используется, как правило, как источник энергии последнего аварийного оборудования. Эта система поставляет гидравлическую или электрическую энергию, или комбинацию этих двух энергий, которые обеспечивают энергопитанием критические элементы самолета.
Однако система RAT является относительно тяжелой и должна быть развернута, чтобы ее можно было использовать. Более того, она используется лишь в аварийных случаях, ее трудно протестировать, и она может содержать «спящие» отказы (невидимые сразу).
Изобретение ставит своей целью создание устройства аварийного питания для летательного аппарата, которое не требует развертывания механической системы и которое обеспечивает значительный выигрыш в массе самолета.
Предлагается устройство аварийного питания для летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал, выполненный для приема относительного ветра во время полета летательного аппарата, турбину, расположенную в указанном канале для ее приведения в действие относительным ветром, и, по меньшей мере, одно устройство-генератор энергии для летательного аппарата, причем указанная турбина связана с указанным устройством-генератором энергии с целью производства энергии для летательного аппарата, по меньшей мере, в условиях полета последнего.
Под относительным ветром следует понимать аэродинамический поток, созданный собственной скоростью самолета.
Эта конфигурация позволяет получить устройство аварийного питания для летательного аппарата, которое функционирует автономно и независимо от главной энергосистемы летательного аппарата, в полете, и которое может быть смонтировано на летательном аппарате без необходимости развертывания механической системы, такой как система RAT, содержащей жесткий и тяжелый передаточный механизм.
Указанная турбина и/или указанный генератор предпочтительно связан/ы или сопряжен/ы, по меньшей мере, с одним вспомогательным приводным устройством этой турбины и/или этого генератора с целью производства энергии для летательного аппарата во всех ситуациях его функционирования (в полете или на земле).
Предпочтительно, вспомогательное приводное устройство представляет собой устройство с трубкой Вентури, питаемое от источника воздуха, предпочтительно исходящего из летательного аппарата, расположенное или образованное в воздухозаборном канале для привода указанной турбины.
Это вспомогательное приводное устройство выполнено с возможностью быть подсоединенным к указанной турбине с целью приведения ее в действие или быть отсоединенным от нее.
Вспомогательное приводное устройство может быть подсоединено также к указанной турбине в условиях наземного положения летательного аппарата, когда турбина не может быть приведена в действие относительным ветром. Кроме того, вспомогательное приводное устройство может быть отключено от турбины в условиях нахождения летательного аппарата в полете, когда относительный ветер достаточен для привода турбины, чтобы развить достаточную скорость для подачи потребной энергии, при этом оно может быть подсоединено также к турбине в полете для увеличения приводной скорости турбины и увеличения подачи энергии на летательный аппарат.
Указанный канал содержит предпочтительно, по меньшей мере, одну створку впуска и/или выпуска воздуха, подвижную регулируемым образом между закрытым и открытым положением, предпочтительно полностью, причем эта створка позволяет регулировать скорость указанной турбины в соответствии с потребной энергией.
Предпочтительно, указанный воздухозаборный канал содержит лишь одну створку, либо створку впуска воздуха, либо створку выпуска воздуха.
Указанное устройство аварийного питания содержит предпочтительно блок управления, связанный с упомянутым устройством-генератором энергии для летательного аппарата, с упомянутым вспомогательным приводным устройством и упомянутой створкой впуска и/или выпуска воздуха, выполненной с возможностью управления устройством путем автоматического регулирования потребной энергии, то есть перемещением с целью регулирования створки впуска и/или выпуска воздуха, и осуществляя подключение/отключение вспомогательного приводного устройства с турбиной.
Предлагается также летательный аппарат, снабженный устройством аварийного питания, таким, как оно описано выше.
Устройство-генератор энергии предпочтительно представляет собой генератор электрической энергии для летательного аппарата и, в частности, один из главных генераторов летательного аппарата, который также используется как резервный источник электроэнергии для летательного аппарата.
Указанное вспомогательное приводное устройство может представлять собой электродвигатель летательного аппарата, силовой двигатель летательного аппарата или вспомогательную силовую установку ВСУ (англ. APU, auxiliary power unit) летательного аппарата.
Указанный генератор приводится в номинальном режиме от одного из главных источников питания летательного аппарата (двигатели летательного аппарата, система ВСУ) и, в аварийных ситуациях, независимо запускается от указанной турбины воздухозаборного канала, которая приводится в действие относительным ветром или аэродинамическим потоком, созданным собственной скоростью самолета. Эта конфигурация ограничивает риск «спящего» отказа совершенно независимого аварийного устройства, редко используемого и тестируемого.
Вспомогательное приводное устройство предпочтительно представляет собой устройство с трубкой Вентури, питаемое от источника воздуха летательного аппарата, расположенное или образованное в воздухозаборном канале для привода указанной турбины, причем источник воздуха представляет собой, например, устройство отбора воздуха или устройство кондиционирования воздуха летательного аппарата.
Воздухозаборный канал предпочтительно выполнен как устройство с трубкой Вентури, расположенное позади турбины относительно аэродинамического воздушного потока.
Это устройство с трубкой Вентури способно быть управляемым при функционировании посредством указанного блока управления, главным образом, в условиях наземного положения летательного аппарата, но как было уже сказано, оно может быть запущено также в полете для увеличения скорости турбины и, следовательно, производимой энергии.
Воздухозаборный канал предпочтительно содержит вход, образованный в корпусе фюзеляжа летательного аппарата, основную часть, образованную в корпусе фюзеляжа летательного аппарата, и выход, образованный в корпусе фюзеляжа летательного аппарата, причем указанный вход и/или указанный выход снабжен створкой выпуска воздуха, выходящей на поверхность корпуса фюзеляжа.
Эта конфигурация ограничивает аэродинамическое сопротивление, присущее устройству, так как основная часть воздухозаборного канала находится в корпусе фюзеляжа летательного аппарата.
Кроме того, вход воздухозаборного канала может быть соединен с системой отбора воздуха летательного аппарата, такой как система кондиционирования воздуха летательного аппарата.
Изобретение относится также к новому применению генератора электрической энергии для летательного аппарата, в частности одного из главных генераторов летательного аппарата, в качестве аварийного источника электрической энергии для летательного аппарата, причем указанный генератор выполнен с возможностью быть приводимым посредством, по меньшей мере, турбины, размещенной в воздухозаборном канале летательного аппарата для привода посредством относительного ветра при полете летательного аппарата и, в частности, посредством устройства аварийного питания, такого, как оно описано выше.
Ниже описан пример осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемый чертеж, на котором:
фиг. 1 представляет схематичное изображение в разрезе летательного аппарата, снабженного устройством аварийного питания, согласно форме осуществления изобретения.
Одинаковые или технически эквивалентные элементы обозначены одинаковыми цифровыми позициями, используемыми на чертеже.
Термины «верхний», «средний» и «нижний» относятся к относительному расположению в стандартной форме использования или монтажа.
Термины «продольный» и «поперечный» определяют элементы, которые соответственно простираются в данном направлении и в плоскости, перпендикулярной этому направлению
Со сноской на фиг. 1, летательный аппарат, содержащий устройство аварийного питания 3, такое, как оно представлено, включает воздухозаборный канал 5, расположенный вдоль корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата, по существу по продольной оси d летательного аппарата. Этот воздухозаборный канал 5 способен своим входом 9 улавливать аэродинамический поток или относительный ветер V во время полета летательного аппарата.
Канал 5 включает передний вход 9 (слева на чертеже), образованный в корпусе фюзеляжа 7 летательного аппарата, основную часть 11, образованную в корпусе фюзеляжа 7 летательного аппарата и сообщающуюся с входом 9, и выход 13, расположенный позади основной части 11 и сообщающийся с ней.
Вход 9 содержит трубчатую часть 15, обращенную внутрь корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата.
Выход 13 содержит трубчатую часть 17, обращенную наружу корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата и выходящую на поверхность корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата. Этот выход 13 содержит створку 19 выпуска воздуха, подвижную регулируемым образом посредством исполнительного органа 21 (например, типа силового цилиндра) между закрытым положением (обозначено штриховой линией), тангенциальным корпусу фюзеляжа 5 летательного аппарата, и открытым положением, выступающим относительно корпуса фюзеляжа 7 летательного аппарата (таким, как оно представлено).
Основная часть 11 воздухозаборного канала содержит расширяющуюся переднюю часть 23, в которой расположена турбина 25, и трубчатую заднюю часть 27 меньшего сечения, параллельную продольной оси d летательного аппарата и образующую трубку Вентури 28 в канале.
Воздухозаборный канал расположен здесь параллельно продольной оси летательного аппарата, но он мог бы быть также поперечным к продольной оси летательного аппарата.
Канал выброса воздуха 29, связанный с источником воздуха А летательного аппарата, таким как система отбора воздуха или кондиционирования воздуха летательного аппарата (не показана), расположен позади турбины 25 и в расширяющейся части 23 канала. Этот канал выброса воздуха 29 предусмотрен для образования воздушного потока, способного запустить турбину 25 во взаимодействии с трубкой Вентури 28.
Турбина 25, расположенная коаксиально с осью d корпуса фюзеляжа летательного аппарата, связана с генератором электрической энергии 31 летательного аппарата, в частности одним из главных генераторов летательного аппарата.
Генератор 31 может быть связан также, посредством соединительного устройства (не показано), например, типа колеса с обгонной муфтой, с одним из главных источников питания летательного аппарата, таким как двигатель или устройство ВСУ летательного аппарата (не показано), и приводится от этого двигателя, когда относительный ветер отсутствует или незначителен.
Подключение турбины к генератору позволяет постоянно контролировать, в соответствии с выработкой производимой энергии, что турбина работает. Таким образом, выявляются возможная неисправность в работе турбины или скрытый сбой устройства, если оно использовалось лишь в чрезвычайных ситуациях и, следовательно, весьма редко.
В итоге, генератор 31 приводится указанной турбиной 25 воздухозаборного канала, которая запускается относительным ветром или аэродинамическим потоком V, созданным собственной скоростью самолета в полете.
Блок управления 33, связанный с пультом управления летательного аппарата (не показан), с клапаном 35 питания канала выброса воздуха 29, с исполнительным органом 21 створки 19 выпуска воздуха и, при определенных обстоятельствах, с указанным соединительным устройством, управляет устройством аварийного питания 3. Этот блок управления 33 управляет устройством 3 путем автоматического регулирования потребной энергии для летательного аппарата, в соответствии с данной ситуацией летательного аппарата, а именно чрезвычайной ситуацией летательного аппарата. Этот блок управления 33 инициирует, таким образом, движение створки 19 выпуска воздуха и срабатывание клапана 35 канала выброса воздуха 29 с целью привода турбины 25 со скоростью, соответствующей потребной энергии генератора 31 для летательного аппарата, и конкретно в случае чрезвычайной ситуации.
Ниже описано функционирование устройства 3. Оно вытекает из предыдущего описания.
Рассматривается чрезвычайная ситуация в полете. Эта ситуация возникает, когда обнаруживается сбой в главном устройстве питания летательного аппарата. Переключение электропитания летательного аппарата на аварийную форму, вместе с подачей сигнала тревоги, осуществляется автоматически устройством энергоуправления (не показано) летательного аппарата, которое обнаруживает сбой в главном устройстве питания летательного аппарата.
В чрезвычайной ситуации летательного аппарата в полете относительный ветер V полета летательного аппарата приводит в действие турбину 25 и, соответственно, связанный с ней генератор 31 для выработки аварийной энергии для летательного аппарата. Если эта произведенная энергия недостаточна, блок управления 33 может открыть клапан 35 канала выброса воздуха от источника воздуха А, чтобы увеличить скорость турбины 25 и, соответственно, энергию, произведенную генератором 31.
Следует отметить, что при нормальном функционировании летательного аппарата устройство вырабатывает электрическую энергию в полете пуском турбины за счет относительного ветра, а на земле пуском турбины за счет подключения устройства с трубкой Вентури.
В рамках изобретения предусмотрены возможные варианты осуществления.
Так, в смысле изобретения, устройство аварийного питания для летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал 5, выполненный для приема относительного ветра V во время полета летательного аппарата, и турбину 25, расположенную в указанном канале для ее привода относительным ветром, причем указанная турбина связана, по меньшей мере, с одним устройством-генератором 31 энергии для летательного аппарата с целью выработки энергии для летательного аппарата, по меньшей мере, в условиях его полета.
Генератор, приводимый от турбины 25, может быть составной частью или может не входить в состав устройства аварийного питания 3, равно как и вспомогательное приводное устройство 28, 29 турбины, так что устройство 3 могло бы быть отключено и смонтировано на летательном аппарате как независимый блок.
Створка 37 впуска воздуха, обозначена штриховой линией, исполнительный орган которой не показан, также могла бы быть смонтирована на входе 9 воздухозаборного канала, причем эта створка может быть открыта блоком управления наружу, по стрелке, в тангенциальном положении относительно фюзеляжа, чтобы способствовать улавливанию воздуха в воздухозаборном канале. Управление устройством может осуществляться в этом случае створкой впуска и/или выпуска воздуха.
Вход воздухозаборного канала может быть соединен также с системой кондиционирования воздуха летательного аппарата или с иной системой отбора воздуха летательного аппарата.
Другая, уже упомянутая возможность состояла бы в том, чтобы механически связать генератор с устройством ВСУ или с одним из двигателей, посредством колеса с обгонной муфтой, что обеспечило бы привод генератора от двигателя, при нормальном функционировании, и его привод от турбины, в случае отказа.
Могут быть предусмотрены также другие формы для воздухозаборного канала.

Claims (9)

1. Устройство аварийного питания для летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один воздухозаборный канал (5), выполненный для приема относительного ветра V во время полета летательного аппарата, турбину (25), расположенную в указанном канале (5) для ее приведения в действие относительным ветром V, и, по меньшей мере, одно устройство-генератор (31) энергии для летательного аппарата, причем указанная турбина (25) связана с указанным устройством-генератором (31) энергии с целью производства энергии для летательного аппарата, по меньшей мере, в условиях полета последнего, в котором указанная турбина и/или указанный генератор связан/ы или сопряжен/ы, по меньшей мере, с одним вспомогательным приводным устройством (28, 29) этой турбины и/или этого генератора, причем указанное вспомогательное приводное устройство (28, 29) представляет собой устройство с трубкой Вентури (28), питаемое от источника воздуха (29), и расположено или образовано в воздухозаборном канале (5) для привода указанной турбины (25).
2. Устройство аварийного питания для летательного аппарата по п. 1, в котором указанное вспомогательное приводное устройство (28, 29) выполнено с возможностью быть подсоединенным к указанной турбине (25) с целью приведения ее в действие или быть отсоединенным от нее.
3. Устройство аварийного питания для летательного аппарата по п. 1, в котором указанный воздухозаборный канал (5) содержит, по меньшей мере, одну створку (19) впуска и/или выпуска воздуха, подвижную регулируемым образом между закрытым и открытым положением.
4. Устройство аварийного питания для летательного аппарата по п. 3, в котором указанное устройство аварийного питания (3) содержит блок управления (33), связанный с устройством-генератором (31) энергии для летательного аппарата, с упомянутым вспомогательным приводным устройством (28, 29) и упомянутой створкой (19) впуска и/или выпуска воздуха, выполненной с возможностью управления устройством (3) путем автоматического регулирования потребной энергии.
5. Летательный аппарат, снабженный устройством аварийного питания (3) по п. 1, в котором устройство-генератор (31) энергии представляет собой генератор электрической энергии летательного аппарата.
6. Летательный аппарат по п. 5, в котором вспомогательное приводное устройство (28, 29) представляет собой устройство с трубкой Вентури (28), питаемое от источника воздуха (29) летательного аппарата и расположенное или образованное в воздухозаборном канале (5) для привода указанной турбины (25).
7. Летательный аппарат по п. 5, в котором воздухозаборный канал (5) содержит вход (9), образованный в корпусе фюзеляжа (7) летательного аппарата, основную часть (11), образованную в корпусе фюзеляжа (7) летательного аппарата, и выход (13), образованный в корпусе фюзеляжа, причем указанный вход и/или указанный выход снабжен створкой (19, 37) выпуска воздуха и выходит на поверхность корпуса фюзеляжа (7).
8. Летательный аппарат по п. 5, в котором указанный генератор связан с устройством ВСУ летательного аппарата или с двигателем, посредством колеса с обгонной муфтой, чтобы обеспечить привод генератора от двигателя, в нормальном режиме, и оставить его приводимым от турбины, в случае отказа.
9. Применение генератора (31) электрической энергии для летательного аппарата (1), в качестве аварийного источника электроэнергии для летательного аппарата, причем указанный генератор (31) выполнен с возможностью быть приводимым посредством, по меньшей мере, турбины (25), расположенной в воздухозаборном канале (5) летательного аппарата для привода посредством относительного ветра V при полете летательного аппарата, в котором указанная турбина (25) и/или указанный генератор (31) связан/ы или сопряжен/ы, по меньшей мере, с одним вспомогательным приводным устройством (28, 29) этой турбины и/или этого генератора, причем указанное вспомогательное приводное устройство (28, 29) представляет собой устройство с трубкой Вентури (28), питаемое от источника воздуха (29) и расположенное или образованное в воздухозаборном канале (5) для привода указанной турбины (25).
RU2015103241A 2012-07-23 2013-07-11 Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством RU2631162C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1257113A FR2993536B1 (fr) 2012-07-23 2012-07-23 Dispositif d'alimentation de secours pour aeronef et aeronef pourvu d'un tel dispositif
FR1257113 2012-07-23
PCT/FR2013/051669 WO2014016492A1 (fr) 2012-07-23 2013-07-11 Dispositif d'alimentation de secours pour aeronef et aeronef pourvu d'un tel dispositif

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015103241A RU2015103241A (ru) 2016-09-20
RU2631162C2 true RU2631162C2 (ru) 2017-09-19

Family

ID=46963917

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015103241A RU2631162C2 (ru) 2012-07-23 2013-07-11 Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9567096B2 (ru)
EP (1) EP2874882B1 (ru)
CN (1) CN104487346B (ru)
BR (1) BR112015001346B1 (ru)
CA (1) CA2879186C (ru)
FR (1) FR2993536B1 (ru)
RU (1) RU2631162C2 (ru)
WO (1) WO2014016492A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105173090A (zh) * 2015-07-31 2015-12-23 江苏宏基环电有限公司 一种飞机空调系统
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
CN114893342B (zh) * 2022-05-18 2024-06-18 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种进气式垂直轴冲压空气涡轮应急能源系统
US11784536B1 (en) 2022-07-14 2023-10-10 Daniel Webb Method and apparatus for collecting thrust to generate power or useful energy

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US4477040A (en) * 1978-10-19 1984-10-16 Grumman Aerospace Corporation Aircraft wind energy device
US5309029A (en) * 1993-06-18 1994-05-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Aircraft power unit with elective mechanical coupling
RU2302978C1 (ru) * 2006-04-17 2007-07-20 Лаврент Оганеси Маноян Самолет, использующий в полете несколько видов двигателей
RU2402463C2 (ru) * 2006-01-24 2010-10-27 Эйрбас Дойчланд Гмбх Аварийный источник энергоснабжения для воздушного судна, снабженный турбиной с приводом от набегающего потока воздуха и преобразователем энергии

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1121367A (zh) * 1993-04-16 1996-04-24 威廉·R·贝德 太阳能文氏管涡轮机
US6127758A (en) * 1997-09-17 2000-10-03 Alliedsignal Inc. Ram air turbine system
US7210653B2 (en) * 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US6776002B1 (en) * 2003-04-25 2004-08-17 Northrop Grumman Corporation Magnetically coupled integrated power and cooling unit
DE10335482B4 (de) * 2003-08-02 2008-04-03 Airbus Deutschland Gmbh Staulufteinlass eines Flugzeuges
DE102008028987A1 (de) * 2008-06-20 2009-12-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turboproptriebwerk mit einer Vorrichtung zum Erzeugen eines Kühlluftstroms
US8192158B1 (en) * 2008-12-12 2012-06-05 Mainstream Engineering Corp. Apparatus and method to increase total-to-static pressure ratio across a turbine
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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US4477040A (en) * 1978-10-19 1984-10-16 Grumman Aerospace Corporation Aircraft wind energy device
US5309029A (en) * 1993-06-18 1994-05-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Aircraft power unit with elective mechanical coupling
RU2402463C2 (ru) * 2006-01-24 2010-10-27 Эйрбас Дойчланд Гмбх Аварийный источник энергоснабжения для воздушного судна, снабженный турбиной с приводом от набегающего потока воздуха и преобразователем энергии
RU2302978C1 (ru) * 2006-04-17 2007-07-20 Лаврент Оганеси Маноян Самолет, использующий в полете несколько видов двигателей

Also Published As

Publication number Publication date
CN104487346A (zh) 2015-04-01
EP2874882B1 (fr) 2016-09-07
EP2874882A1 (fr) 2015-05-27
RU2015103241A (ru) 2016-09-20
FR2993536B1 (fr) 2015-03-20
US9567096B2 (en) 2017-02-14
FR2993536A1 (fr) 2014-01-24
BR112015001346B1 (pt) 2021-10-05
CA2879186C (fr) 2020-01-21
US20150239571A1 (en) 2015-08-27
WO2014016492A1 (fr) 2014-01-30
BR112015001346A2 (pt) 2018-03-20
CA2879186A1 (fr) 2014-01-30
CN104487346B (zh) 2016-11-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2657083C2 (ru) Система для рекуперации и преобразования кинетической энергии и потенциальной энергии в качестве электрической энергии для летательного аппарата
JP6609566B2 (ja) マルチエンジンヘリコプターの待機状態にあるターボシャフトエンジンを支援する方法、および待機状態になることが可能な少なくとも１つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターの推進システムのアーキテクチャ
JP5216146B2 (ja) 航空機システムに一体化するための発電システム
US8882028B2 (en) Aircraft emergency and backup secondary power apparatus
US9957060B2 (en) Deployable inlet scoop for an inboard ram air turbine
US9726112B2 (en) Reverse flow gas turbine engine airflow bypass
EP2347956B1 (en) Auxiliary power unit (apu) of an aircraft
RU2631162C2 (ru) Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством
EP3321184B1 (en) Fan module with adjustable pitch blades and power system
EP3315747A1 (en) Fan module with rotatable vane ring power system
US20160009409A1 (en) Structure for providing an aircraft with emergency electric power
US20160075442A1 (en) Auxilliary power and thrust unit drive system
US8297039B2 (en) Propulsion engine
US9284063B2 (en) Tail cone driven emergency power generating system
EP3034395B1 (en) Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction
US20150298797A1 (en) Aircraft Having A System For Influencing The Yaw Moment And A Method For Influencing The Yaw Moment Of An Aircraft
JP2018500234A (ja) エネルギー回収システムを使用する航空機
US20130175388A1 (en) Method and device for driving at least one landing gear wheel of an aircraft by means of a wheel motor
EP3088734A1 (en) Dual power source auxiliary power system for an aircraft
RU2624488C1 (ru) Электролет маноян
US20240175400A1 (en) Hybrid-electric propulsion system equipped with a coupler for switching between modes of operation
GB2553493A (en) Unitary exhaust

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner