RU2657083C2 - Система для рекуперации и преобразования кинетической энергии и потенциальной энергии в качестве электрической энергии для летательного аппарата - Google Patents

Система для рекуперации и преобразования кинетической энергии и потенциальной энергии в качестве электрической энергии для летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2657083C2
RU2657083C2 RU2015146660A RU2015146660A RU2657083C2 RU 2657083 C2 RU2657083 C2 RU 2657083C2 RU 2015146660 A RU2015146660 A RU 2015146660A RU 2015146660 A RU2015146660 A RU 2015146660A RU 2657083 C2 RU2657083 C2 RU 2657083C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
casing
aircraft
turbine
air intake
electric energy
Prior art date
Application number
RU2015146660A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015146660A (ru
Inventor
Серж РОК
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 RU2015146660A publication Critical patent/RU2015146660A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2657083C2 publication Critical patent/RU2657083C2/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K16/00—Arrangements in connection with power supply of propulsion units in vehicles from forces of nature, e.g. sun or wind
    • 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
    • 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
    • F03D1/00—Wind motors with rotation axis substantially parallel to the air flow entering the rotor 
    • F03D1/06—Rotors
    • 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
    • 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
    • F03D9/10—Combinations of wind motors with apparatus storing energy
    • 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
    • F03D9/10—Combinations of wind motors with apparatus storing energy
    • F03D9/11—Combinations of wind motors with apparatus storing energy storing electrical energy
    • 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
    • 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
    • B64D2041/002—Mounting arrangements 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
    • F05B2220/00—Application
    • F05B2220/30—Application in turbines
    • F05B2220/31—Application in turbines in ram-air turbines ("RATS")
    • 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
    • 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
    • Y02E70/00—Other energy conversion or management systems reducing GHG emissions
    • Y02E70/30—Systems combining energy storage with energy generation of non-fossil origin
    • 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
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к системе генерирования электрической энергии для летательного аппарата. Система (20) содержит обтекатель (21), содержащий по меньшей мере одну турбину (22), размещенную в передней части (21a) обтекателя (21), и генератор (23) электрической энергии, соединенный с упомянутой турбиной. Передняя часть (21a) обтекателя (21) снабжена средствами (26) впуска воздуха, которые являются подвижными между открытым положением, в котором турбина (22) подвержена потоку воздуха снаружи обтекателя (21), и закрытым положением, в котором турбина (22) скрывается внутри обтекателя (21). Изобретение служит уменьшению аэродинамического лобового сопротивления и увеличивает возможность рекуперации кинетической и потенциальной энергии. 2 н. и 10 з.п. ф-лы,7 ил.

Description

Уровень техники изобретения
Настоящее изобретение относится к генерированию электрической энергии в летательном аппарате посредством рекуперации кинетической энергии и потенциальной энергии.
Когда самолет набирает высоту и скорость, он увеличивает свою кинетическую энергию Ec и свою потенциальную энергию Ep, которые могут быть вычислены, соответственно, из следующих формул:
Ec=½mv2
Ep=mgh
где m - это масса самолета, v - это скорость самолета, g - ускорение под действием силы тяжести (9,81 м/с2) и h - это высота самолета относительно земли.
Во время стадии набора высоты самолет увеличивает свою скорость так, чтобы переходить от скорости взлета около 230 километров в час (км/ч) к крейсерской скорости, лежащей в диапазоне приблизительно от 500 км/ч до 800 км/ч (от 0,82 до 0,84 числа Маха), тем самым, предоставляя возможность себе накапливать очень большое количество кинетической энергии. Что касается потенциальной энергии, современные самолеты совершают рейсы на высоте около 12000 метров (м).
Во время стадии снижения, вследствие кинетической энергии и потенциальной энергии, которые были накоплены, пилоту необходимо управлять скоростью самолета так, чтобы избегать превышения критической скорости или ограничения числа Маха, называемых максимальной рабочей предельной скоростью или числом Маха (VMO/MMO), за которыми самолет может испытывать серьезное повреждение.
Тем не менее, и парадоксально, во время этапов снижения, пилот зачастую вынужден увеличивать скорость вращения двигателя для того, чтобы иметь достаточную энергию для поддержания давления и кондиционирования воздуха в салоне, а также для работы электрических устройств на борту. В таких обстоятельствах, пилот увеличивает скорость вращения двигателя для того, чтобы покрывать потребности в электрической и пневматической энергии, в то же время применяя воздушные тормоза для того, чтобы не допускать превышения максимальной рабочей предельной скорости или числа Маха (VMO/MMO). Это решение является неудовлетворительным, поскольку оно ведет к избыточному расходу топлива в двигателях, даже если они работают на низкой скорости во время этой стадии полета (снижение).
Следовательно, существует необходимость иметь источник энергии в летательном аппарате, который подходит для подачи электрической энергии и выполняет это независимо от скорости вращения двигателя. Эта необходимость особенно важна, поскольку предложения, выдвигаемые в настоящее время, чтобы заменять гидравлическое средство, используемое большинством функций самолета (например, выпуск шасси, торможение и т.д.), средством, которое является полностью электрическим, в частности, в целях облегчения общего веса самолета.
Также известно оборудование законцовок крыльев самолетов кожухами, которые имеют практически форму баков на законцовках крыльев для того, чтобы уменьшать негативные действия турбулентности законцовки крыла (завихрения), причем эти кожухи служат для того, чтобы ограничивать лобовое сопротивление и, следовательно, ограничивать потери энергии законцовки крыла.
Цель и сущность изобретения
С этой целью, изобретение предоставляет систему генерирования электрической энергии для летательного аппарата, система содержит кожух, имеющий форму бака на законцовке крыла и содержащий по меньшей мере одну турбину, размещенную в передней части кожуха, и генератор электрической энергии, соединенный с упомянутой турбиной, причем передняя часть кожуха снабжена средствами впуска воздуха, которые являются подвижными между открытым положением, в котором турбина подвержена воздействию внешнего потока воздуха, и закрытым положением, в котором турбина скрыта внутри кожуха, средства впуска воздуха содержат заслонки или планки, которые подвижным образом закреплены между носом и корпусом кожуха.
Таким образом, летательный аппарат, имеющий по меньшей мере одну такую систему, имеет источник энергии, который подходит для подачи дополнительной электрической энергии независимо от энергии, подаваемой посредством двигателя. Соответствующие системы изобретения могут быть установлены, например, на концах крыльев самолета и/или на концах одной или более частей его хвостового оперения.
Когда средства впуска воздуха системы изобретения находятся в закрытом положении, система изобретения является целиком обтекаемой и не вызывает какого-либо продольного лобового сопротивления во время стадий взлета, набора высоты и крейсерского полета. Во время стадии снижения средства впуска воздуха системы помещаются в открытое положения с тем, чтобы предоставлять возможность наружному воздуху приводить в действие турбину и связанный с ней генератор, чтобы вырабатывать электричество посредством рекуперации кинетической и потенциальной энергии летательного аппарата. Средства впуска воздуха могут также быть установлены в открытое положение во время стадий взлета, набора высоты и крейсерского полета, в случае, когда это необходимо, например, в случае отказа одного или более двигателей или их генераторов.
За счет системы генерирования электрической энергии изобретения, больше нет какой-либо необходимости увеличивать скорость вращения двигателя выше его нормальной скорости во время стадии снижения, делая, таким образом, возможной в каждом полете экономию 1-3% расхода топлива, в зависимости от достигнутой высоты и скорости в конце крейсерского полета.
Согласно первой характеристике системы изобретения, средства впуска воздуха содержат заслонки, закрепленные шарнирным образом к носу кожуха, заслонки опускаются в открытое положение средств впуска воздуха и удерживаются выровненными с корпусом кожуха в закрытом положении средств впуска воздуха.
Согласно второй характеристике системы изобретения средства впуска воздуха содержат планки или дроссельные элементы, поворотным образом закрепленные между носом и корпусом кожуха, планки проходят перпендикулярно относительно поверхности кожуха в открытом положении средств впуска воздуха и удерживаются параллельно с поверхностью кожуха в закрытом положении средств впуска воздуха.
В обоих обстоятельствах элементы впуска воздуха целиком встроены в кожух системы, когда они находятся в закрытом положении, тем самым, не увеличивая лобовое сопротивление в результате локальной турбулентности.
Согласно третьей характеристике системы изобретения, она дополнительно содержит средство сохранения для сохранения электрической энергии, выработанной посредством генератора электрической энергии. Таким образом, некоторая или вся электрическая энергия, выработанная посредством системы изобретения, может быть сохранена и использоваться впоследствии по запросу. Средство сохранения электрической энергии может быть выбрано по меньшей мере из одного средства сохранения электрической энергии, выбранного по меньшей мере из одного из следующих средств: аккумуляторная батарея; суперконденсатор; и маховик.
Согласно четвертой характеристике изобретения, система включает в себя отверстия в задней части кожуха, предоставляющие возможность воздушному потоку, протекающему внутри кожуха, выпускаться и охлаждать силовую электронику, связанную с генератором электричества, а также охлаждать средство сохранения электрической энергии, в частности, когда оно состоит из аккумуляторов, которые могут нагреваться, в то время как они заряжаются.
Согласно пятой характеристике изобретения, турбина имеет лопатки с изменяемым углом установки, таким образом, делая возможным управление скоростью вращения турбины как функцией скорости воздушного потока, ударяющего турбину, и, таким образом, делая возможным регулировку частоты генератора электричества.
Изобретение также предоставляет летательный аппарат, включающий в себя по меньшей мере одну систему изобретения. Летательный аппарат может, в частности, соответствовать самолету, имеющему соответствующую систему изобретения на конце каждого из своих крыльев и/или на конце одной или более частей своего хвостового оперения.
В первом аспекте летательного аппарата изобретения он включает в себя устройство управления, чтобы побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха по меньшей мере во время стадии снижения летательного аппарата. Летательный аппарат может, таким образом, иметь дополнительный источник электрической энергии, доступной во время стадий снижения, без необходимости увеличивать скорость вращения двигателя, как это обычно происходит во время такой стадии.
Во втором аспекте летательного аппарата изобретения он включает в себя устройство управления, чтобы автоматически побуждать открытие средств впуска воздуха в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата и/или генератора по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата.
В третьем аспекте летательного аппарата изобретения, системы генерирования электрической энергии могут также управляться вручную посредством кнопки управления или переключателя, размещенного в кабине самолета. Пилот или второй пилот может, таким образом, действовать вручную, чтобы побуждать открытие средств впуска воздуха, и может, таким образом, следовательно, побуждать выработку электрической энергии, когда это желательно, в частности, в случае аварии (полный отказ одного или более основных двигателей или потеря генерирования электричества в одном или более двигателях) или при электрической аварии в самолете.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества изобретения очевидны из последующего описания конкретных вариантов осуществления изобретения, предоставленных в качестве неограничивающих примеров и со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг. 1 - это схематичный перспективный вид самолета, оборудованного системами генератора электрической энергии в варианте осуществления изобретения;
Фиг. 2 - это схематичный вид в разрезе системы генерирования электрической энергии на фиг. 1 в закрытом положении в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
Фиг. 3 - это схематичный вид в разрезе системы генерирования электрической энергии на фиг. 1 в открытом положении в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
Фиг. 4A и 4B - это схематичные виды в разрезе, показывающие систему генерирования электрической энергии в закрытом положении в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения; и
Фиг. 5A и 5B - это схематичные виды в разрезе, показывающие систему генерирования электрической энергии в открытом положении в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения.
Подробное описание вариантов осуществления
Фиг. 1 показывает самолет 10, который включает в себя, в соответствии с вариантом осуществления изобретения, две системы 20 генерирования электрической энергии, размещенных соответственно на концах крыльев 11 и 12. Каждая система 20 содержит обтекатель 21, соответствующий в этом примере кожуху, имеющей форму бака на законцовке крыла и тот же тип, что и установленные на концы крыльев самолета или ракеты для того, чтобы уменьшать или "разрушать" турбулентность (завихрения) на законцовке крыла и уменьшать мешающее аэродинамическое лобовое сопротивление вследствие такой турбулентности. Форма обтекателя практически является формой бака на законцовке крыла или овоидом, который сужается до большей или меньшей степени в зависимости от размера и формы крыла, на котором система изобретения должна быть установлена. Любая другая форма, служащая уменьшению аэродинамического лобового сопротивления, может быть использована. Кроме того, или вместо двух систем 20 генерирования электрической энергии, размещенных на концах крыльев, самолет может также иметь одну или более систем 20, размещенных на концах частей хвостового оперения самолета, как показано на фиг. 1.
Как показано на фиг. 2, внутри своего обтекателя 21, каждая система 20 содержит турбину 22, имеющую свой вал 220, соединенный с ротором (не показан) генератора 23 электричества. Генератор 23 электричества является вращательной машиной, например, генератором переменного тока. В описываемом в настоящий момент примере вал 220 соединяется с генератором 23 электричества через понижающий редуктор 231.
Поскольку скорость турбины может изменяться значительно в зависимости от изменений в скорости самолета, система 20 также имеет регулятор 24, соединенный с выводом 230 генератора электричества. Регулятор 24 служит для преобразования переменного напряжения с изменяющейся амплитудой, создаваемого генератором, в переменное напряжение с постоянной амплитудой и/или напряжение постоянного тока (DC). В описываемом в настоящий момент примере регулятор 24 выполняет обе эти функции, и с этой целью он имеет первый вывод 241, доставляющий переменное напряжение с постоянной амплитудой, которое используется для ввода непосредственно в основную сеть 13 подачи электрической энергии самолета, и второй вывод 242, доставляющий постоянный ток и для использования в перезарядке элементов 25 хранения электрической энергии, в частности, аккумуляторов, которые могут состоять из никель-кадмиевых или литий-ионных аккумуляторных батарей. В различных вариантах осуществления элементы хранения электрической энергии могут также быть сформированы посредством суперконденсаторов или маховиков. Электрическая энергия, сохраненная в элементе 25, вводится по запросу через вывод 251 во вспомогательную сеть 14 подачи электрической энергии самолета.
Электрическая энергия, непосредственно доступная с вывода 241 регулятора, или энергия, ранее сохраненная в элементах 25 хранения и доступная на выводе 251, может быть использована во время стадий снижения для того, чтобы питать множество устройств самолета, таких как, в частности:
поддерживающие давление салона самолета;
осуществляющие воздушное кондиционирование салона;
противообледенительные маты для обогрева передних кромок крыльев;
электрическая система выпуска шасси;
электрический тормоз.
Каждая система 20 генерирования электрической энергии также имеет средства впуска воздуха в передней части 21a обтекателя 21, причем эти средства впуска воздуха являются подвижными между открытым положением, в котором турбина 22 подвержена воздействию потока воздуха снаружи обтекателя (фиг. 3), и закрытым положением, в котором турбина скрывается внутри обтекателя (фиг. 2).
В описываемом в настоящий момент варианте осуществления средства впуска воздуха состоят из заслонок или крышек 26 изогнутой формы, которые размещаются между носом 210 и корпусом 211 обтекателя 21. Расположенный выше по потоку конец 261 каждой заслонки 26 закреплен к носу 210 через шарнирное соединение 262, в то время как расположенный ниже по потоку конец 263 каждой заслонки 26 свободен. Расположенный ниже по потоку конец 263 представляет собой часть 2630 изогнутой формы, который давит на расположенный выше по потоку конец 2110 корпуса 211, когда заслонки 26 находятся в закрытом положении, как показано на фиг. 2. Для того, чтобы уменьшать потенциальное лобовое сопротивление вследствие турбулентности, создаваемой в зазоре, присутствующем между заслонками и обтекателем, расположенная выше по потоку кольцеобразная уплотнительная прокладка 264 размещается в части, расположенной между носом 210 и расположенным выше по потоку концом 261 заслонок 26, а расположенная ниже по потоку кольцеобразная уплотнительная прокладка 265 размещается между расположенным выше по потоку концом 2110 корпуса 211 и расположенными ниже по потоку концами 263 заслонок 26.
В описываемом в настоящий момент примере заслонки 26 удерживаются и перемещаются между закрытым положением и открытым положением посредством приводов 27, каждый закреплен на одном конце к внутренней стенке обтекателя 21, а на другом конце к заслонке 26 через рычажный механизм 28. В закрытом положении средства впуска воздуха, как показано на фиг. 2, приводы 27 оказывают осевое давление на вал 281 рычажного механизма 28 с тем, чтобы удерживать заслонки 26 в закрытом положении через шарнирно закрепленные рычаги 282, соединенные с противоположным концом вала 281. В открытом положении средства впуска воздуха, как показано на фиг. 3, приводы 27 оказывают тяговое усилие на вал 281 для того, чтобы побуждать его втягиваться вниз по потоку и опускать заслонки 26.
В варианте осуществления, показанном на фиг. 2 и 3, вал 281 рычажного механизма 28 проходит через центр турбины 22. Вал 281 поддерживается внутренней частью 212 обтекателя, которая имеет осесимметричную форму с целью направления наружного воздушного потока, проникающего в обтекатель 21, к лопаткам турбины 22. Внутренняя часть 212 обтекателя также поддерживает шариковый подшипник 213 для турбины 22. На своей задней части турбина 22 включает в себя шестерню 221, которая зацепляется с валом 220 турбины 22, и которая смещена относительно ее оси.
Посредством воздействия на приводы 27 возможно побуждать заслонки открываться и закрываться и, следовательно, генерировать или не генерировать электрическую энергию посредством системы 20. Таким образом, когда средства впуска воздуха приводятся в открытое положение, как показано на фиг. 3, заслонки 26 опускаются внутрь обтекателя 21, тем самым, предоставляя возможность наружному воздушному потоку F, протекающему поверх обтекателя 21, входить внутрь обтекателя и приводить во вращение турбину 22, которая, посредством своего соединения с генератором 23 электричества, предоставляет возможность выработки электрической энергии. Когда нет необходимости генерировать электрическую энергию посредством системы 20 и/или во время стадий взлета, набора высоты или крейсерского полета, заслонки 26 удерживаются в закрытом положении средств впуска воздуха, как показано на фиг. 2, для того, чтобы уменьшать аэродинамическое лобовое сопротивление. В этом положении заслонки помещаются на одной оси с обтекаемой формой обтекателя 21, тем самым, полностью скрывая турбину 22 внутри обтекателя, вместе со всеми другими элементами, используемыми для генерирования и сохранения электрической энергии. Следовательно, в закрытом положении средств впуска воздуха, заслонки 26 не создают продольное лобовое сопротивление, при этом система 20 тогда действует полностью так, чтобы уменьшать турбулентность на законцовке крыла.
Задняя часть 21b обтекателя 21 имеет отверстия, которые сформированы в этом примере посредством жалюзийных решеток или вентиляционных отверстий 29, предоставляющих возможность потоку воздуха, втянутого внутрь обтекателя 21, выходить из него, когда средства впуска воздуха открыты. Это устраняет повышение давления внутри обтекателя 21. Кроме того, поток воздуха, протекающего таким образом внутри обтекателя 21, служит для охлаждения силовой электроники, связанной с генератором электричества, а также для охлаждения средства хранения электрической энергии, в частности, когда оно состоит из аккумуляторов, которые могут нагреваться во время заряда. Отверстия могут быть постоянными, или они могут быть закрываемыми по команде.
В варианте осуществления системы 120 генерирования электрической энергии в соответствии с изобретением, как показано на фиг. 4A, 4B, 5A и 5B, средства впуска воздуха могут состоять из планок или дроссельных элементов 126, проходящих между носом 1210 и корпусом 1211 обтекателя 121. Более точно, расположенные выше по потоку и ниже по потоку концы 1261 и 1262 каждой планки 126 закреплены соответственно к носу 1210 и корпуса 1211 через поворотные соединения 1212 и 1213. В описываемом в настоящий момент примере каждая планка соединяется с поворотной остью 1281 посредством тяги 1282. Поворот оси 1281, и, следовательно, поворот планки 126, приводится в действие посредством привода 127, соединенного на одном из своих концов с противоположным свободным концом оси 1281, а на другом своем конце с внутренней стенкой обтекателя 121. Другие части системы 120 генерирования электрической энергии идентичны частям вышеописанной системы 20 и не описываются снова, в целях упрощения.
Посредством воздействия на приводы 127 возможно открывать и закрывать заслонки и, следовательно, генерировать или не генерировать электрическую энергию посредством системы 120. Таким образом, когда средства впуска воздуха приводятся в открытое положение, как показано на фиг. 5A и 5B, привод 127 задействуется, чтобы поворачивать ось 1281 и, следовательно, поворачивать валы планок 126 так, что они занимают положение, показанное на фиг. 5B. Это положение планок 126 предоставляет возможность наружному потоку воздуха F, протекающему поверх обтекателя 121, входить внутрь обтекателя и приводить во вращение турбину 122, которая, посредством своего вала 1220, соединенного с генератором электричества (не показан на фиг. 5A), служит для производства электрической энергии. На фиг. 5B может быть видно, что планки 126 представляют хорошую аэродинамическую прозрачность (т.е. низкое лобовое сопротивление), когда они находятся в своем открытом положении.
Когда нет необходимости в генерировании электрической энергии посредством системы 120, и/или во время стадий взлета, набора высоты или крейсерского полета, планки 126 удерживаются в закрытом положении средств впуска воздуха, как показано на фиг. 4A и 4B. В этом положении заслонки помещаются на одной оси с обтекаемой формой обтекателя 121, тем самым, полностью скрывая турбину 122 внутри обтекателя, вместе со всеми другими элементами, используемыми для генерирования и сохранения электрической энергии. Следовательно, в закрытом положении средства впуска воздуха, планки 126 не создают продольное лобовое сопротивление, при этом система 120 тогда действует полностью так, чтобы уменьшать турбулентность на законцовке крыла.
Для того чтобы управлять скоростью вращения турбины в системе генерирования электрической энергии изобретения как функцией скорости воздушного потока, входящего в турбину, турбина может иметь лопатки с изменяемым углом установки, при этом угол установки лопаток увеличивается, когда скорость воздушного потока высокая, и уменьшается, когда скорость воздушного потока более низкая.
Система(ы) генерирования электрической энергии изобретения могут управляться автоматически посредством системы управления (бортового компьютера) самолета. Система управления самолета может быть запрограммирована, в частности, чтобы:
побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха по меньшей мере во время стадии снижения летательного аппарата;
побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата; и
побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха в случае отказа генератора по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата.
Система(ы) генерирования электрической энергии могут также управляться вручную посредством кнопки управления или переключателя, размещенных в кабине самолета. Пилот или второй пилот может, таким образом, действовать вручную, чтобы открывать средства впуска воздуха, и, следовательно, вырабатывать электрическую энергию, всякий раз, когда они этого желают, в частности, в случае аварии (полный отказ одного или более основных двигателей или потеря выработки электричества от одного или более упомянутых двигателей) или при электрической аварии в самолете.
Таким образом, система генерирования электрической энергии изобретения преимущественно заменяет аварийные турбины с приводом от набегающего потока (RAT), которые существуют в настоящих самолетах, и которые в дополнение к тому, что являются тяжелыми и дорогостоящими, иногда представляют проблемы надежности.
В дополнение к вышеупомянутым преимуществам, система генерирования электрической энергии помещается в местах летательного аппарата, которые легко доступны, тем самым, значительно упрощая техническое обслуживание, в частности техническое обслуживание силовой электроники и средства хранения энергии, поскольку они непосредственно доступны, в то же время являясь изолированными от внутреннего пространства самолета, которое занято пассажирами, тем самым, предотвращая проникновение возможных вредных газов, например, формируемых в случае теплового пробоя одной или более аккумуляторных батарей, в салон самолета.

Claims (12)

1. Система (20) генерирования электрической энергии для летательного аппарата (10), при этом система содержит кожух (21), имеющий форму бака на законцовке крыла и содержит по меньшей мере одну турбину (22), размещенную в передней части (21a) кожуха (21), и генератор (23) электрической энергии, соединенный с упомянутой турбиной, причем передняя часть (21a) кожуха (21) снабжена средствами впуска воздуха, которые являются подвижными между открытым положением, в котором турбина (22) подвержена воздействию воздушного потока снаружи кожуха (21), и закрытым положением, в котором турбина (22) скрыта внутри кожуха (21), средство впуска воздуха содержит заслонки или планки, которые подвижным образом закреплены между носом (210) и корпусом (211) кожуха.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что средства впуска воздуха содержат заслонки (26), закрепленные шарнирным образом к носу (210) кожуха (21), причем заслонки (26) опущены в открытом положении средств впуска воздуха и удерживаются выровненными с корпусом (211) кожуха (21) в закрытом положении средств впуска воздуха.
3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что средства впуска воздуха содержат планки или дроссельные элементы (126), поворотным образом закрепленные между носом (1210) и корпусом (1211) кожуха (121), причем планки (126) проходят перпендикулярно относительно поверхности кожуха (121) в открытом положении средств впуска воздуха и удерживаются параллельно с поверхностью кожуха (121) в закрытом положении средств впуска воздуха.
4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит средства (25) хранения для хранения электрической энергии, произведенной посредством генератора (23) электрической энергии.
5. Система по п. 4, отличающаяся тем, что она включает в себя по меньшей мере одно средство (25) хранения электрической энергии, выбранное по меньшей мере из одного из следующих средств: аккумуляторная батарея; суперконденсатор; маховик.
6. Система по п. 1, отличающаяся тем, что она включает в себя отверстия (29) в задней части (21b) кожуха (21).
7. Система по п. 1, отличающаяся тем, что турбина (22) имеет лопатки с изменяемым углом установки.
8. Летательный аппарат (10), включающий в себя по меньшей мере одну систему (20; 120) генерирования электрической энергии по п. 1.
9. Летательный аппарат по п. 8, отличающийся тем, что он включает в себя устройство управления, чтобы побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха по меньшей мере во время стадии снижения летательного аппарата.
10. Летательный аппарат по п. 8, отличающийся тем, что он включает в себя устройство управления, чтобы автоматически побуждать открытие средств впуска воздуха в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата.
11. Летательный аппарат по п. 8, отличающийся тем, что он включает в себя устройство управления, чтобы побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха в случае отказа генератора по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата.
12. Летательный аппарат по п. 8, отличающийся тем, что он включает в себя устройство управления, предоставляющее возможность ручного открытия средств впуска воздуха в случае срочной потребности в электрической энергии.
RU2015146660A 2013-04-02 2014-04-01 Система для рекуперации и преобразования кинетической энергии и потенциальной энергии в качестве электрической энергии для летательного аппарата RU2657083C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1352953A FR3003845B1 (fr) 2013-04-02 2013-04-02 Systeme de recuperation et de conversion d'energie cinetique et d'energie potentielle en energie electrique pour aeronef
FR1352953 2013-04-02
PCT/FR2014/050775 WO2014162092A1 (fr) 2013-04-02 2014-04-01 Systeme de recuperation et de conversion d'energie cinetique et d'energie potentielle en energie electrique pour aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015146660A RU2015146660A (ru) 2017-05-11
RU2657083C2 true RU2657083C2 (ru) 2018-06-08

Family

ID=48521336

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015146660A RU2657083C2 (ru) 2013-04-02 2014-04-01 Система для рекуперации и преобразования кинетической энергии и потенциальной энергии в качестве электрической энергии для летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9828110B2 (ru)
EP (1) EP2981470B1 (ru)
CN (1) CN105228904B (ru)
BR (1) BR112015025209A2 (ru)
CA (1) CA2908469C (ru)
FR (1) FR3003845B1 (ru)
RU (1) RU2657083C2 (ru)
WO (1) WO2014162092A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170373560A1 (en) * 2014-08-15 2017-12-28 Mohamed Sharkas Mechanical Battery
US9646505B2 (en) * 2014-12-23 2017-05-09 Ge Aviation Systems Llc Method of automatically controlling the descent phase of an aircraft using aircraft avionics executing a descent algorithm
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
EP3341677A4 (en) 2015-08-24 2019-04-24 Leigh Aerosystems Corporation SYSTEM FOR GUIDING GROUND PROJECTILE
US10280786B2 (en) * 2015-10-08 2019-05-07 Leigh Aerosystems Corporation Ground-projectile system
US10227137B2 (en) * 2016-03-22 2019-03-12 Ge Aviation Systems Llc Hybrid power system for an aircraft
RU177509U1 (ru) * 2016-11-25 2018-02-28 Общество С Ограниченной Ответственностью "Ультраконденсаторы Феникс" Электропривод постоянного тока с системой аварийного питания
US10822100B2 (en) * 2017-06-26 2020-11-03 General Electric Company Hybrid electric propulsion system for an aircraft
EP3492386A1 (de) * 2017-12-01 2019-06-05 Dietmar Posch Flugzeug mit stromversorgung
EP3722787B1 (en) 2017-12-07 2024-03-27 Yokogawa Electric Corporation Spectroscopic analyzer
US11465769B2 (en) 2018-01-11 2022-10-11 Hamilton Sundstrand Corporation Electric aircraft having ram air turbines
US10322815B1 (en) 2018-03-22 2019-06-18 Hamilton Sundstrand Corporation Stored electrical energy assisted ram air turbine (RAT) system
CN111216901A (zh) * 2018-11-26 2020-06-02 本田技研工业株式会社 电源装置以及飞行体
EA039004B1 (ru) * 2019-04-01 2021-11-19 Игорь Павлович Константинов Установка воздушно-силовая для летательного аппарата
GB2587671A (en) * 2019-10-02 2021-04-07 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
GB2593416A (en) * 2019-10-02 2021-09-29 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
GB201915634D0 (en) * 2019-10-29 2019-12-11 Univ Coventry An aerodynamic device
WO2022093452A2 (en) * 2020-09-23 2022-05-05 Zsm Holdings Llc Ram air turbine installations for low speed flight
FR3123051A1 (fr) 2021-05-20 2022-11-25 Safran Aircraft Engines Procede et dispositif d’optimisation d’energie electrique d’un aeronef a motorisation hybride
CN113374629B (zh) * 2021-06-16 2023-01-03 上海汉未科技有限公司 一种弹载惯性控制风能采集转换装置及弹载电源
US20220250763A1 (en) * 2022-04-06 2022-08-11 Elijah Abron Charging Wing System for Aircraft
CN114893342A (zh) * 2022-05-18 2022-08-12 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

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5150859A (en) * 1986-12-22 1992-09-29 Sundstrand Corporation Wingtip turbine
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
US7922117B2 (en) * 2004-08-30 2011-04-12 Hamilton Sundstrand Corporation Primary panel and motor controller integration for aircraft power distribution system
US20130048780A1 (en) * 2011-08-22 2013-02-28 Honeywell International Inc. Ducted ram air generator assembly

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3066889A (en) * 1960-08-22 1962-12-04 Lockheed Aircraft Corp Vtol aircraft
US3130942A (en) * 1963-02-26 1964-04-28 United Aircraft Corp Boundary layer control
US4477040A (en) * 1978-10-19 1984-10-16 Grumman Aerospace Corporation Aircraft wind energy device
DE3208150C2 (de) * 1982-03-06 1983-12-22 Dr.Ing.H.C. F. Porsche Ag, 7000 Stuttgart Betätigungseinrichtung, insbesondere zur Inbetriebnahme einer Stauluftturbine eines Flugzeuges
US4917332A (en) * 1987-01-05 1990-04-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Wingtip vortex turbine
IT1219726B (it) * 1988-06-15 1990-05-24 Fimac Spa Turbina ad elevato rendimento,in particolare per lo sfruttamento di energia eolica per sorgenti ausiliarie di energia in impieghi aeronautici
US5297764A (en) * 1993-03-15 1994-03-29 Haney William R Air foil providing vortex attenuation
US5505587A (en) * 1995-01-05 1996-04-09 Northrop Grumman Corporation RAM air turbine generating apparatus
US5934612A (en) * 1998-03-11 1999-08-10 Northrop Grumman Corporation Wingtip vortex device for induced drag reduction and vortex cancellation
RU2001120111A (ru) * 1998-12-14 2003-04-10 Ричард ГЕТЗЛЕР (US) Турбина и турбогенератор с набегающим потоком воздуха
US7270214B1 (en) * 2004-06-16 2007-09-18 Westerngeco L.L.C. Method and apparatus for reducing and extracting wing-tip vortex energy
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
FR2913935B1 (fr) 2007-03-20 2009-05-15 Airbus France Sas Procede et dispositif de freinage aerodynamique a accumulation d'energie
FR2922520B1 (fr) * 2007-10-22 2010-04-23 Airbus France Procede de reduction de la trainee de compressibilite d'une voilure et conteneur mettant en oeuvre ce procede
GB2461057A (en) * 2008-06-19 2009-12-23 Rolls Royce Plc Ram air turbine
DE102009006242A1 (de) * 2009-01-27 2010-07-29 Friedrich Bock ASPG-AirStreamPowerGeneration
DE102009010243A1 (de) * 2009-02-24 2010-09-02 Airbus Deutschland Gmbh Leistungserzeugungs-Vorrichtung sowie Rumpf-Bauteil mit einer solchen Leistungserzeugungs-Vorrichtung
US20110033280A1 (en) * 2009-08-06 2011-02-10 Justak John F Hybrid ram air turbine with inlet guide vanes
US8814081B2 (en) * 2010-12-27 2014-08-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft and external pod for aircraft
US8653688B2 (en) * 2011-05-24 2014-02-18 Advanced Technologies Group, Inc. Submerged ram air turbine generating system
US20120301273A1 (en) * 2011-05-24 2012-11-29 Justak John F Adjustable exhaust apparatus for a ram air turbine generating system
US9371739B2 (en) * 2013-01-04 2016-06-21 Raytheon Company Power producing device with control mechanism
FR3030453B1 (fr) * 2014-12-19 2018-09-28 Airbus Operations Dispositif auxiliaire de puissance amovible pour aeronef et aeronef adapte a utiliser au moins un tel dispositif.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5150859A (en) * 1986-12-22 1992-09-29 Sundstrand Corporation Wingtip turbine
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
US7922117B2 (en) * 2004-08-30 2011-04-12 Hamilton Sundstrand Corporation Primary panel and motor controller integration for aircraft power distribution system
US20130048780A1 (en) * 2011-08-22 2013-02-28 Honeywell International Inc. Ducted ram air generator assembly

Also Published As

Publication number Publication date
EP2981470B1 (fr) 2017-06-21
RU2015146660A (ru) 2017-05-11
CA2908469C (fr) 2021-11-23
WO2014162092A1 (fr) 2014-10-09
US9828110B2 (en) 2017-11-28
EP2981470A1 (fr) 2016-02-10
US20160031567A1 (en) 2016-02-04
CN105228904A (zh) 2016-01-06
CA2908469A1 (fr) 2014-10-09
CN105228904B (zh) 2017-12-19
BR112015025209A2 (pt) 2017-07-18
FR3003845B1 (fr) 2016-04-15
FR3003845A1 (fr) 2014-10-03

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
US10435165B2 (en) Aircraft electrically-assisted propulsion control system
CA2975227C (en) System and method for augmenting a primary powerplant
EP3093235B1 (en) Aircraft
US10822100B2 (en) Hybrid electric propulsion system for an aircraft
US11845350B2 (en) Energy-harvesting spoiler on a wing of an aircraft
CA2870506C (en) An aircraft
CN108691653A (zh) 用于混合电力架构的电力分配系统和方法
GB2587669A (en) Systems and methods for aircraft
US9573697B2 (en) Energy recovery of an aircraft
US9957060B2 (en) Deployable inlet scoop for an inboard ram air turbine
US20210254556A1 (en) Excess thrust control for an aircraft
GB2489311A (en) Charging unit for hybrid electrically powered aircraft
Saad et al. A survey on the use of ram air turbine in aircraft
RU2631162C2 (ru) Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством
RU2686529C2 (ru) Бортовой ветрогенератор
RU166774U1 (ru) Электросамолет
RU2819821C1 (ru) Самолет
RU2624488C1 (ru) Электролет маноян
Haid et al. Innovative ram air turbine for airborne power generation
RU2242399C2 (ru) Теплолет

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner