RU2670711C1 - Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки - Google Patents

Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки Download PDF

Info

Publication number
RU2670711C1
RU2670711C1 RU2016122614A RU2016122614A RU2670711C1 RU 2670711 C1 RU2670711 C1 RU 2670711C1 RU 2016122614 A RU2016122614 A RU 2016122614A RU 2016122614 A RU2016122614 A RU 2016122614A RU 2670711 C1 RU2670711 C1 RU 2670711C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pressure
pipe
profile
nozzle
power plant
Prior art date
Application number
RU2016122614A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2670711C9 (ru
Inventor
Александр ЛЕОН
Жюльен ПАВИЙЕ
Жюльен СЕЙН-ЮРПАР
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2670711C1 publication Critical patent/RU2670711C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2670711C9 publication Critical patent/RU2670711C9/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1453—Drain masts
    • 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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/30—Preventing corrosion or unwanted deposits in gas-swept spaces
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L7/00—Measuring the steady or quasi-steady pressure of a fluid or a fluent solid material by mechanical or fluid pressure-sensitive elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00—Fluid handling
    • Y10T137/1842—Ambient condition change responsive
    • Y10T137/1939—Atmospheric
    • Y10T137/2012—Pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Orthopedics, Nursing, And Contraception (AREA)
  • Cleaning By Liquid Or Steam (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Safety Valves (AREA)
  • Cleaning In General (AREA)

Abstract

Изобретение относится к конструкциям систем отвода дренажных жидкостей авиационных силовых установок, размещенных в гондолах. Патрубок (16) для отвода дренажных жидкостей для силовой установки (10) содержит полость (30) для накопления дренажных жидкостей и по меньшей мере одно отверстие (32) для выпуска жидкостей, содержащихся в накопительной полости. Патрубок содержит механизмы (36, 38) отбора разницы давления за пределами патрубка (16) и орган (40) прочистки накопительной полости, причем этот орган перемещается между первым положением закрытия выпускного отверстия и вторым положением освобождения этого отверстия. Причем указанный орган выполнен таким образом, чтобы перемещаться из первого положения во второе, когда указанная разница давления превышает или равна заданному значению. Обеспечивается функционирование системы удержания дренажных жидкостей без вмешательства электронной системы управления двигателем или без отбора давления из системы двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к патрубку для отвода дренажных жидкостей для авиационной силовой установки, содержащей, в частности, двигатель (такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель), окруженный гондолой.
Предшествующий уровень техники
Авиационная силовая установка обычно оборудуется дренажными устройствами для отвода жидкостей (масла, воды и/или топлива) от двигателя для предотвращения того, чтобы эти жидкости скапливались и нарушали работу двигателя. Дренаж масла и топлива осуществляется с помощью технологий уплотнений подвижных соединений (насосы, AGB, дозаторов, домкратов и т.д.), не позволяющих достигать идеальной герметичности. Необходимо след. дренировать жидкости, которые проходят через уплотнения подвижных соединений, для предотвращения попаданий в двигатель. Дренаж воды осуществляют во избежание образования зон удержания, которые часто вызывают коррозию.
В современном уровне техники дренажные жидкости могут выводиться непосредственно наружу. Средства дренажа жидкостей от двигателя могут быть связаны подводящими средствами, такими как трубопроводы, со сборным баком, имеющим накопительную полость для дренажных жидкостей. Этот сборный бак располагается в силовой установке. Он крепится к двигателю и обычно располагается в нижней части силовой установки, так чтобы дренажные жидкости циркулировали самотеком по подводящим средствам до накопительной полости.
Силовая установка содержит, кроме того, дренажный патрубок для отвода дренажных жидкостей наружу. Этот патрубок опирается на гондолу и выступает наружу гондолы. Он также располагается в нижней части силовой установки, напротив сборного бака, и собирает жидкости, выходящие из бака. Патрубок имеет нижний конец, содержащий отверстие для отвода жидкостей за пределы гондолы. После выпуска из накопительной полости сборного бака жидкости отводятся до открытия патрубка, затем выводятся за пределы силовой установки.
Однако объем сборного бака ограничен (намеренное ограничение объема для ограничения габаритов в окружающем двигателя пространстве). Таким образом, сборный бак не может бесконечно собирать дренажные жидкости, и некоторые авиаконструкторы требуют не сливать жидкости, когда самолет находится на земле и при нормальной работе. Решение заключается следовательно в прочистке сборного бака, когда самолет находится в полете, причем эта прочистка может управляться автоматически посредством электронно-цифровой системы управления двигателем (FADEC) или особыми условиями давления в системе масла или топлива.
Однако такое решение не является оптимальным, так как при отсутствии сбоя в системе управления сборный бак не опорожняется и жидкости рискуют удаляться из бака переливом, когда самолет находится на земле.
Задачей настоящего изобретения является разработка простого, эффективного и экономичного решения этой проблемы с помощью системы удержания дренажных жидкостей от силовой установки, которая оборудована автономным сливом, т.е. которая функционирует без вмешательства электронной системы управления двигателя или без отбора давления на системе двигателя.
Описание изобретения
Для решения этой задачи предлагается патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки, причем этот патрубок содержит накопительную полость для дренажных жидкостей и, по меньшей мере, одно выпускное отверстие для жидкостей, содержащихся в накопительной полости, отличающийся тем, что он содержит механизмы отбора разницы давления за пределами патрубка и спускной орган накопительной полости, причем этот орган перемещается между первым положением закрытия выпускного отверстия и вторым положением освобождения этого отверстия, причем орган рассчитан таким образом, чтобы перемещаться из первого положения во второе, когда названная разница давления превышает заданное значение.
Изобретение чрезвычайно эффективно, так как оно позволяет использовать такую разницу давления, как наружное динамическое давление, а следовательно скорость самолета, для включения прочистки мата для накопления и отвода жидкостей. Действительно, динамическое давление за пределами мата изменяется в зависимости от скорости самолета. Когда самолет остановлен, динамическое давление равно нулю, а орган находится в своем первом положении. По мере увеличения скорости самолета возрастает динамическое давление. Патрубок выполнен таким образом, чтобы его прочистка приводилась в действие при достижении динамическим давлением некоторого порога, т.е. при достижении самолетом некоторой скорости в полете (орган при этом находится в своем втором положении). Таким образом, прочистка патрубка осуществляется в полете автономно, что ограничивает риск потери дренажных жидкостей, когда самолет находится на земле.
Преимущественно, патрубок содержит первый механизм отбора суммарного давления за пределами патрубка и второй механизм отбора статического или псевдостатического давления за пределами патрубка. В авиации динамическое давление добавляется к статическому давлению для получения суммарного давления. Динамическое давление равняется разнице между суммарным давлением и статическим давлением. Разница между статическим давлением и псевдостатическим давлением будет подробно описана ниже. «Псевдостатическое» давление является суммарным давлением в месте максимального разрежения вокруг аэродинамического профиля, что соответствует минимальному суммарному давлению, которое ниже, чем статическое давление. Это разрежение увеличивается со скоростью самолета.
В соответствии со способом осуществления изобретения, орган совершает поступательное движение в пазу патрубка и содержит или несет поперечный элемент, разделяющий две камеры внутри паза, причем первая камера связана с названным первым механизмом отбора, а вторая камера связана с названным вторым механизмом отбора. Первая камера подвергается, таким образом, воздействию суммарного давления, а вторая камера подвергается воздействию статического или псевдостатического давления.
В своем первом положении орган может подвергаться воздействию упругих возвратных средств. В особом случае осуществления изобретения динамическое давление прикладывает к поперечному элементу силу, которая должна быть выше возвратной силы упругих средств, чтобы орган перемещался из своего первого положения во второе.
Орган и его элемент могут быть выполнены таким образом, чтобы орган удерживался в своем первом положении закрытия, когда разница давления между двумя камерами ниже 6 кПа (что соответствует скорости истечения воздуха вокруг мата около 80 м/сек), и удерживался в своем втором положении открытия, когда разница давления между двумя камерами выше 12 кПа (около 120 м/сек). Между этими значениями орган может перемещаться из первого положения во второе и обратно.
Первый и второй механизмы отбора давления могут каждый содержать отверстие для пропускания воздуха, выходящее наружу мата.
Первый механизм отбора предпочтительно связан с первой камерой посредством трубопровода, содержащего, по меньшей мере, две части, из которых одна располагается под углом или перпендикулярно по отношению к другой. Этим ограничивается опасность того, что частицы, способные проникнуть в отверстие первого механизма отбора, дойдут до первой полости и нарушат отбор динамического давления. Эти частицы должны улавливаться в трубопроводе.
Патрубок по изобретению имеет предпочтительно аэродинамический профиль такой, как профиль NACA симметричного двояковыпуклого типа.
Профиль NACA ускоряет местами жидкость, что порождает локальное пониженное давление. Также, профиль NACA местами замедляет жидкость на упорной поверхности, что порождает локальное повышенное давление. Разница давления между точкой минимального давления и точкой максимального давления на профиле становится след. выше динамического давления. Например, в случае расчетного профиля NACA0018 эта разница давления может быть рассчитана как выше или равная 1,6 раза динамического давления. Эта разница давления служит для управления механизмом открывания при помощи поверхностей приложения. Это указывает на важность увеличивать фактическое давление управления и при этом выигрывать в компактности при одном и том же результирующем усилии.
Первый механизм отбора может располагаться на передней кромке профиля, где суммарное давление максимально, равно сумме статического давления и динамического давления. Второй механизм отбора может располагаться на боковой стороне профиля. Второй механизм отбора преимущественно располагается в зоне профиля, в которой коэффициент давления Cp имеет почти максимальное значение, в которой разрежение максимально, a следовательно отбираемое давление минимально. Отбираемое на этом уровне давление при этом называют псевдостатическим давлением. Псевдостатическое давление может таким образом рассматриваться как давление в зоне профиля, в которой разрежение максимально, а следовательно суммарное давление минимально.
Настоящее изобретение относится также к силовой установке, отличающейся тем, что она содержит патрубок такой, как описано выше.
Предпочтительно, патрубок имеет почти радиальное расположение относительно продольной оси силовой установки и, по меньшей мере, частично выступает на наружной поверхности гондолы силовой установки. Механизмы отбора могут располагаться вблизи радиально наружного конца патрубка.
Настоящее изобретение относится также к способу разработки патрубка такого, как описанный выше, отличающемуся тем, что он включает следующие стадии, заключающиеся:
в определении аэродинамического профиля патрубка, такого как профиль NACA симметричного двояковыпуклого типа,
в позиционировании первого механизма отбора максимального давления на передней кромке профиля,
в расчетном определении распределения коэффициента давления Cp вдоль профиля и выведении из этого зоны профиля, где этот коэффициент имеет почти максимальное значение, и
в позиционировании второго механизма отбора минимального давления в названной зоне.
Описание чертежей.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием неограничивающего примера его осуществления, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает общий вид силовой установки самолета по изобретению;
фиг.2 – общий вид и вид осевом разрезе силовой установки фиг.1 в большем масштабе;
фиг.3 и 4 изображают общий вид выпускного мата по изобретению;
фиг.5 изображает вид в осевом разрезе выпускного мата фиг.3 и 4;
фиг.6 и 7 изображают виды в осевом разрезе выпускного мата по изобретению и демонстрируют два разных положения его органа прочистки; и
фиг.8 изображает граф, показывающий изменение коэффициента давления Cp вдоль выпускного патрубка, имеющего профиль NACA, воспроизведенного под графом, причем положительное Cp соответствует зоне пониженного давления, а отрицательное Cp соответствует повышенному давлению.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
Рассмотримфиг.1, на которой изображена силовая установка 10 самолета, содержащая двигатель 12 (такой как турбореактивный двигатель с истечением первичного и вторичного воздуха, схематически изображенный пунктирными линиями), установленный внутри гондолы 14.
Двигатель 12 содержит, от входной зоны до выходной, в направлении истечения воздуха (слева направо на рисунке), канал подвода воздуха, нагнетатель, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания, по меньшей мере, одну турбину и выпускную трубу для выхлопных газов. Гондола 14 содержит капоты, которые определяют наружную поверхность силовой установки.
Газотурбинный двигатель 10 содержит патрубок 16 для отвода дренажных жидкостей, причем этот патрубок имеет почти радиальное направление (по отношению к продольной оси силовой установки) и располагается в виде выступа на наружной поверхности гондолы 14. Он располагается в нижней части силовой установки, в 6 ч (6 часов) по аналогии с циферблатом часов.
В газотурбинном двигателе 10 циркулирует несколько типов дренажных жидкостей и, в частности, горючее для подачи в камеру и сжигания газов, жидкая смазка для смазывания подшипников вращающихся деталей и вода, которая может всасываться вентиляционными заборниками или образовываться в результате конденсации на двигателе.
В режиме работы эти жидкости дренируются, чтобы они не скапливались и не нарушали работу силовой установки. Газотурбинный двигатель содержит средства для дренажа этих жидкостей (таких как дрены), которые в данном случае встроены в выпускной патрубок.
Выпускной патрубок 16, лучше видимый на фиг.2-4, coдержит на своем радиально наружном конце планку 22 для крепления гондолы 14.
Планка 22 имеет почти параллелепипедную форму и крепится к капотам гондолы 14. Она включает отверстия 24, расположенные в ряд с отверстиями 26 гондолы, для пропускания средств типа винт-гайка. Патрубок 16 имеет аэродинамическую форму и проходит через радиальное отверстие 28 гондолы. Патрубок 16 монтируется в этом отверстии путем радиального перемещения наружу, из внутреннего пространства гондолы, пока планка 22 не обопрется о внутреннюю поверхность гондолы. Может быть предусмотрено уплотняющее соединение, предназначенное для сжатия между планкой и гондолой.
Мат 16 содержит, кроме того, внутреннюю полость 30 для накопления дренажных жидкостей.
Планка 22 патрубка 16 содержит средства соединения выходных отверстий трубопроводов 18 для подвода дренажных жидкостей в полость 30. Эти средства соединения имеют каналы, в которых соединены в паз выходные отверстия трубопроводов 18, причем радиально наружные концы этих каналов выходят на радиально наружной поверхности планки 22, а их радиально внутренние концы выходят в полость 30 (фиг.5).
Полость 30 может находиться в жидкостном сообщении с отверстием 32 для слива жидкостей, содержащихся в этой полости для прочистки этой последней.
По изобретению, прочистка полости 30 осуществляется автономно посредством подвижного органа, приведение в действие которого зависит от динамического давления за пределами патрубка, а следовательно от скорости самолета, оборудованного силовой установкой.
Полость 30 имеет паз 34 для размещения органа, который перемещается между первым положением закрытия отверстия 32 и вторым положением освобождения этого отверстия.
Патрубок 16 coдержит механизмы 36, 38 отбора динамического давления за пределами патрубка, причем орган предназначен для перемещения от первого положения до второго, когда динамическое давление превышает или равно заданному значению.
При любом жидкостном истечении создается разность давления между запорным давлением и статическом давлении, как только жидкость находится в движении. Эта разница давления в данном случае прикладывается к поверхности органа, чтобы вызвать усилие, достаточное для запуска прочистки мата, как только скорость самолета превысит заданный порог.
Динамическое давление равняется разнице между суммарным давлением и статическим давлением. Механизмы отбора разницы давления содержат первый механизм 36 отбора суммарного давления и второй механизм 38 отбора статического давления (в данном случае псевдостатического).
Эти механизмы 36, 38 отбора содержат в данном случае отверстия или каналы, выходящие на наружную поверхность патрубка 16. В примере осуществления по фиг.5, средство отбора 36 содержит трубопровод, содержащий первую часть, конец которой выходит на наружную поверхность патрубка 16, причем эта первая часть связана с другой частью трубопровода, которая располагается под углом по отношению к первой части.
Фиг.6 и 7 показывают очень схематически работу подвижного органа, обозначенного 40.
Орган 40 изображен в данном случае в виде подвижного поршня в вышеназванном пазу 34, причем поршень имеет шток 42, связанный одним концом с поперечным элементом, таким как диск 44. Диск 44 разделяет паз на две примыкающих камеры 46, 48. Первый механизм отбора 36 приводит в жидкостное сообщение первую камеру 46 с наружным пространством мата, а второй механизм отбора 38 приводит в жидкостное сообщение вторую камеру 48 с наружным пространством мата. Первая и вторая камеры 46 подвергаются, таким образом, воздействию соответственно суммарного и псевдостатического давления.
При перемещении шток 42 освобождает проход для дренажа жидкостей. В качестве примера, шток 42 органа 40 проходит через трубопровод 50, связывающий полость 30 с выпускным отверстием 32, и содержит сквозное отверстие 52, которое должно располагаться точно на уровне этого трубопровода, чтобы содержащиеся в полости жидкости могли вытекать до отверстия 32 и сливаться.
В первом положении органа 40, изображенном на фиг.6, его шток 42 запирает трубопровод 50 и препятствует, таким образом, прочистке полости 30. Во втором положении органа 40, изображенном на фиг.7, отверстие 52 штока 42 пропускает жидкости, содержащиеся в полости 30, до их слива через отверстие 32.
Упругие возвратные средства 54 установлены в пазу и воздействуют на орган 40 в его первом положении. Эти средства 54 в данном случае опираются на диск 44 органа.
Динамическое давление Pd имеет формулу Pd = ρ*v2 /2, в которой:
ρ – объемная масса воздуха, которая снижается по мере увеличения высоты; так, на большой высоте прочистка полости 30 будет происходить при более высокой скорости, чем при низкой высоте;
v – скорость самолета.
Это динамическое давление равняется разнице между суммарным давлением и статическим давлением, Pd = Pt – Ps.
Сила Fd, оказывающая динамическое давление на орган 40, и, в частности, на диск 44, имеет уравнение Fd = S*ρ*v2 /2, в котором D – поверхность приложения давления, которая в данном случае является поверхностью диска 44.
Сила Fd представляет сопротивление, которое должно быть выбрано для прочистки, и определяется в зависимости от порога скорости, начиная с которого прочистка должна сработать, причем цель заключается в том, чтобы прочистка срабатывала при достижении самолетом заданной скорости, например, когда он находится в полете.
По предпочтительному способу осуществления изобретения, патрубок 16 имеет аэродинамический профиль типа NACA, как это видно из фиг.3 и 4 и внизу фиг.8, который изображает поперечное сечение патрубка. Профиль этого патрубка в данном случае симметричный и двояковыпуклый и имеет переднюю кромку 60 и кромку 62 обтекания воздуха, и выпуклые профильные стороны 64.
По изобретению и как это видно из фиг.3-5, первый механизм отбора 36 суммарного давления располагается на передней кромке отбора 60 патрубка, вблизи его радиально наружного конца, чтобы быть на расстоянии от пограничного слоя на наружной поверхности гондолы 14. Второй механизм 38 отбора статического давления располагается на стороне 64 патрубка, также вблизи его радиально наружного конца.
Предпочтительно, второй механизм 38 используется для отбора псевдостатического давления, причем это псевдостатическое давление является давлением в зоне профиля, в которой разрежение максимально, т.е. в которой коэффициент давления Cp имеет максимальное значение Cpmax.
Для определения этой зоны, а следовательно положения второго механизма 38, необходимо знать распределение этого коэффициента Cp вдоль профиля патрубка. Это может осуществлено расчетным образом с целью получения такой кривой, как изображенная в верхней части фиг.8. Второй механизм отбора 38 располагается точно по абсциссе X1, соответствующей абсциссе, для которой коэффициент давления имеет максимальное значение Cpmax.

Claims (14)

1. Патрубок (16) для отвода дренажных жидкостей для силовой установки (10), причем этот патрубок содержит полость (30) для накопления дренажных жидкостей и по меньшей мере одно отверстие (32) для выпуска жидкостей, содержащихся в накопительной полости, отличающийся тем, что содержит механизмы (36, 38) отбора разницы давления за пределами патрубка (16) и орган (40) прочистки накопительной полости, причем этот орган перемещается между первым положением закрытия выпускного отверстия и вторым положением освобождения этого отверстия, причем орган выполнен таким образом, чтобы перемещаться из первого положения во второе, когда указанная разница давления превышает или равна заданному значению.
2. Патрубок (16) по п.1, отличающийся тем, что содержит первый механизм (36) отбора суммарного давления за пределами патрубка и второй механизм (38) отбора статического или псевдостатического давления за пределами патрубка.
3. Патрубок (16) по п. 2, отличающийся тем, что орган (40) совершает поступательное движение в пазу (34) патрубка и содержит или несет поперечный элемент (44), разделяющий две камеры (46, 48) внутри паза, причем первая камера связана с первым механизмом отбора (36), а вторая камера связана со вторым механизмом отбора (38).
4. Патрубок (16) по п. 3, отличающийся тем, что первый механизм отбора (36) связан с одной из камер (46) посредством трубопровода, содержащего две части, одна из которых располагается под углом или перпендикулярно по отношению к другой.
5. Патрубок (16) по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что имеет аэродинамический профиль, такой как NACA симметричного двояковыпуклого типа.
6. Патрубок (16) по п. 5, отличающийся тем, что первый механизм отбора (36) располагается на передней кромке (60) профиля, а второй механизм отбора (38) располагается на боковой поверхности (64) профиля.
7. Патрубок (16) по п. 6, отличающийся тем, что второй механизм отбора (38) располагается в той зоне профиля, в которой коэффициент давления Cp имеет почти максимальное значение.
8. Силовая установка (10), отличающаяся тем, что она содержит патрубок (16) по любому из пп.1-7.
9. Силовая установка (10) по п. 8, отличающаяся тем, что патрубок (16) имеет почти радиальное направление относительно продольной оси силовой установки и располагается, по меньшей мере, частично в виде выступа на наружной поверхности гондолы (14) силовой установки, причем механизмы отбора (36, 38) располагаются вблизи радиально наружного конца патрубка.
10. Способ разработки патрубка (16) по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что он включает этапы, на которых
определяют аэродинамический профиль патрубка, такого как профиль NACA симметричного двояковыпуклого типа,
позиционируют первый механизм (36) отбора максимального давления на передней кромке (60) профиля,
определяют расчетным путем распределение коэффициента давления Cp вдоль профиля и выведение исходя из этого той зоны профиля, в которой этот коэффициент имеет почти максимальное значение, и
позиционируют второй механизм (38) отбора минимального давления в названной зоне.
RU2016122614A 2013-12-04 2014-11-25 Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки RU2670711C9 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362077 2013-12-04
FR1362077A FR3014132B1 (fr) 2013-12-04 2013-12-04 Mat d'evacuation de fluides draines pour un ensemble propulsif
PCT/FR2014/053030 WO2015082800A1 (fr) 2013-12-04 2014-11-25 Mat d'evacuation de fluides draines pour un ensemble propulsif

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2670711C1 true RU2670711C1 (ru) 2018-10-24
RU2670711C9 RU2670711C9 (ru) 2018-11-29

Family

ID=50289882

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016122614A RU2670711C9 (ru) 2013-12-04 2014-11-25 Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10017238B2 (ru)
EP (1) EP3077288B1 (ru)
CN (1) CN105992733B (ru)
BR (1) BR112016012352B1 (ru)
CA (1) CA2931231C (ru)
FR (1) FR3014132B1 (ru)
RU (1) RU2670711C9 (ru)
WO (1) WO2015082800A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3014142B1 (fr) * 2013-12-04 2018-11-30 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif comportant une boite de retention de fluides draines
ES2832462T3 (es) * 2016-10-20 2021-06-10 Airbus Operations Sl Mástil de drenaje de una aeronave
CN106864716A (zh) * 2017-03-02 2017-06-20 浙江大学 新型吊舱式电力推进器
US10808577B2 (en) * 2017-03-28 2020-10-20 The Boeing Company Aerodynamic drainage device
US10717514B2 (en) * 2018-03-09 2020-07-21 Senior Ip Gmbh Integrated drain mast structure
CN110789698A (zh) * 2018-08-01 2020-02-14 西门子股份公司 空泡监测系统和吊舱驱动器
US11591935B2 (en) 2019-09-30 2023-02-28 Rohr, Inc. Fluid drain system for an aircraft propulsion system
FR3114128B1 (fr) * 2020-09-14 2022-11-04 Airbus Helicopters Système de drainage d’un moteur à combustion d’aéronef et aéronef associé
US11624298B2 (en) * 2020-11-02 2023-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust drain system
US20230340895A1 (en) * 2022-04-22 2023-10-26 Lockheed Martin Corporation Inlet system with an inboard drain assembly for a rotorcraft engine
FR3134844B1 (fr) * 2022-04-25 2024-05-03 Safran Helicopter Engines Collecteur d’un liquide draine pour turbomachine d’aeronef et turbomachine associee
FR3134845A1 (fr) * 2022-04-25 2023-10-27 Safran Helicopter Engines Collecteur d’un liquide draine pour turbomachine d’aeronef et turbomachine associee

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5062441A (en) * 1990-06-21 1991-11-05 Sabre Industries, Inc. Drain valve used in aircraft
US5285636A (en) * 1992-10-28 1994-02-15 General Electric Company Diagnostic drain mast for a gas turbine engine
RU2033547C1 (ru) * 1992-02-10 1995-04-20 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Дренажное устройство газотурбинного двигателя с компрессором
DE102005003436A1 (de) * 2004-01-26 2005-08-11 Goodrich Corp. Flugzeug-Ablassmastbaugruppe
EP2065303A3 (en) * 2007-11-28 2012-06-27 United Technologies Corporation Combined gearbox breather and drain mast for a jet aircraft engine

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1784157A (en) * 1929-03-09 1930-12-09 Nicholas E Oglesby Process and apparatus for atomizing materials from moving aircraft
US2248308A (en) * 1938-03-07 1941-07-08 Beatrice W Rice Method and apparatus for valving inflammable fluids
US2408774A (en) * 1942-04-24 1946-10-08 Goddard Rupert Spray tank for dispersing fluids from aircraft
US2814931A (en) * 1953-02-13 1957-12-03 Rolls Royce Gas-turbine power plant installations with means for disposal of drainage fuel
FR1597209A (ru) * 1968-02-02 1970-06-22
US3698412A (en) * 1970-06-26 1972-10-17 Nasa Differential pressure control
US3808796A (en) * 1972-10-20 1974-05-07 Gen Motors Corp Fuel drain system
US4391290A (en) * 1980-10-23 1983-07-05 General Electric Company Altitude sensing control apparatus for a gas turbine engine
US4506851A (en) * 1981-09-30 1985-03-26 The Boeing Company Drain apparatus for aircraft
US4463774A (en) * 1983-01-28 1984-08-07 The Boeing Company Fuselage-mounted valve for condensate drainage and cabin-air pressurization
US4715561A (en) * 1986-11-03 1987-12-29 East/West Industries, Inc. Drain assembly for aircraft
US4768542A (en) * 1987-11-04 1988-09-06 Gt Development Corporation Drain valve
US5095617A (en) * 1989-02-28 1992-03-17 United Technologies Corporation Method for forming a drain assembly
US5104069A (en) * 1990-10-29 1992-04-14 The Boeing Company Apparatus and method for ejecting matter from an aircraft
US5552576A (en) * 1992-02-21 1996-09-03 The Bf Goodrich Company Modular drainmast for aircraft
DE4408493C1 (de) * 1994-03-14 1995-02-09 Deutsche Aerospace Airbus Vorrichtung zur Abwasserdrainage aus Flugzeugen
FR2757823B1 (fr) 1996-12-26 1999-03-12 Aerospatiale Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire
US5996938A (en) * 1998-03-13 1999-12-07 Alliedsignal Inc. APU compartment drain system
US6425554B1 (en) * 2000-10-12 2002-07-30 The B. F. Goodrich Company Bottom discharge drainmast for an aircraft
US6571562B2 (en) * 2001-10-08 2003-06-03 Honeywell International Inc. Witness drain valve
US7299817B2 (en) * 2004-09-01 2007-11-27 Honeywell International, Inc. Passive, double acting, vacuum actuated vent valve
US7926505B2 (en) * 2005-09-22 2011-04-19 Airbus Deutschland Gmbh Transfer unit
EP1960637B1 (en) * 2005-12-12 2009-09-09 Siemens Aktiengesellschaft Valve assembly
GB2446147B (en) * 2007-01-30 2009-02-18 Rolls Royce Plc Aeroengine drain assembly
US7803218B2 (en) * 2007-02-26 2010-09-28 Honeywell International Inc. Drain valve assembly
GB0908540D0 (en) * 2009-05-19 2009-06-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine having a nacelle and a breather duct
US8272597B2 (en) * 2010-08-26 2012-09-25 Thomas William Kennedy Aircraft water drainage system
FR2966507B1 (fr) * 2010-10-20 2015-03-20 Turbomeca Dispositif de lubrification avec vanne de derivation
EP2681111B1 (en) * 2011-03-01 2016-07-06 Short Brothers Plc A draining device
FR2979136B1 (fr) * 2011-08-16 2014-11-14 Snecma Dispositif d'activation d'une vanne passive d'ejecteur pour pressurisation d'une enceinte de turboreacteur d'aeronef
ES2614905T3 (es) * 2012-01-26 2017-06-02 Airbus Operations, S.L. Mástil de drenaje del compartimento de la unidad de potencia auxiliar de una aeronave
US9004093B2 (en) * 2012-05-22 2015-04-14 B/E Aerospace, Inc. Compact check valve for aircraft galley plumbing system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5062441A (en) * 1990-06-21 1991-11-05 Sabre Industries, Inc. Drain valve used in aircraft
RU2033547C1 (ru) * 1992-02-10 1995-04-20 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Дренажное устройство газотурбинного двигателя с компрессором
US5285636A (en) * 1992-10-28 1994-02-15 General Electric Company Diagnostic drain mast for a gas turbine engine
DE102005003436A1 (de) * 2004-01-26 2005-08-11 Goodrich Corp. Flugzeug-Ablassmastbaugruppe
EP2065303A3 (en) * 2007-11-28 2012-06-27 United Technologies Corporation Combined gearbox breather and drain mast for a jet aircraft engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR3014132B1 (fr) 2018-10-26
CN105992733A (zh) 2016-10-05
US10017238B2 (en) 2018-07-10
CA2931231A1 (fr) 2015-06-11
EP3077288B1 (fr) 2018-01-03
FR3014132A1 (fr) 2015-06-05
RU2670711C9 (ru) 2018-11-29
CN105992733B (zh) 2018-01-23
BR112016012352B1 (pt) 2021-09-21
EP3077288A1 (fr) 2016-10-12
BR112016012352A2 (ru) 2017-08-08
CA2931231C (fr) 2021-09-14
WO2015082800A1 (fr) 2015-06-11
US20160376931A1 (en) 2016-12-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2670711C1 (ru) Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки
RU2667109C1 (ru) Устройство задержания отводимых текучих сред для силовой установки
RU2323358C1 (ru) Система смазки авиационного гтд
US20100065375A1 (en) Reduced gulp fluid reservoir
US8961100B2 (en) Valve for controlling flow of a turbomachine fluid
EP2778478B1 (en) Lubrication system with passive drain valve
GB2534329A (en) Propulsion assembly comprising a box for retaining drained fluids
WO2019147778A1 (en) Journal bearing assembly with drainage facilitation element
US8312969B2 (en) Lubrication system for aircraft engine
EP2864614B1 (en) Valve and method for controlling flow of a turbomachine fluid
CN104093941B (zh) 自适应喷射器系统
US9982602B2 (en) Shut off valves and components thereof for ecology fuel return systems
EP3318728B1 (en) Variable volume bearing compartment
US9981549B2 (en) Splash resistant oil tank fill tube
US10287916B2 (en) Internal tube oil coke prevention geometry
US20140290910A1 (en) Intake air cooling system
US20140041345A1 (en) Aircraft oil flow management system for inverted flight
US10851689B2 (en) Drainage path for a bearing sump in a vertically oriented turbine engine
CN109595077B (zh) 轴承滑油回油结构
RU27170U1 (ru) Устройство деаэрации проточной части вертикального центробежного насоса системы регулирования турбоагрегата
RU28200U1 (ru) Устройство удаления воздуха из напорного тракта системы регулирования турбоагрегата

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
TH4A Reissue of patent specification