RU2693345C2 - Камера подвода воздуха - Google Patents

Камера подвода воздуха Download PDF

Info

Publication number
RU2693345C2
RU2693345C2 RU2017123384A RU2017123384A RU2693345C2 RU 2693345 C2 RU2693345 C2 RU 2693345C2 RU 2017123384 A RU2017123384 A RU 2017123384A RU 2017123384 A RU2017123384 A RU 2017123384A RU 2693345 C2 RU2693345 C2 RU 2693345C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
side wall
air
air supply
ledge
Prior art date
Application number
RU2017123384A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017123384A (ru
RU2017123384A3 (ru
Inventor
Николя БУЛО
Фабрис МАРШАН
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
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 Сафран Хеликоптер Энджинз filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2017123384A publication Critical patent/RU2017123384A/ru
Publication of RU2017123384A3 publication Critical patent/RU2017123384A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2693345C2 publication Critical patent/RU2693345C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • F02C7/055—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with intake grids, screens or guards
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02M—SUPPLYING COMBUSTION ENGINES IN GENERAL WITH COMBUSTIBLE MIXTURES OR CONSTITUENTS THEREOF
    • F02M35/00—Combustion-air cleaners, air intakes, intake silencers, or induction systems specially adapted for, or arranged on, internal-combustion engines
    • F02M35/10—Air intakes; Induction systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/02—Influencing flow of fluids in pipes or conduits
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/022—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising bird or foreign object protections
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0246—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising particle separators
    • 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
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/51—Inlet
    • F05D2250/511—Inlet augmenting, i.e. with intercepting fluid flow cross sectional area greater than the rest of the machine behind the inlet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
  • Catching Or Destruction (AREA)

Abstract

Изобретение относится к камере (12) подвода воздуха двигателя вертолёта, расположенной перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя. Согласно изобретению, каждая боковая стенка (121, 122) имеет уступ (8), образующий поперечное углубление относительно направления прохождения воздушного потока (7) в камере (12) подвода воздуха так, что аэродинамический срыв (6) формируется в указанном уступе (8) во время использования указанного двигателя. Позволяет улучшить характеристики двигателя за счет снижения влияния явления аэродинамических срывов. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к камере подвода воздуха двигателя.
Более конкретно, оно касается определенной формы выполнения камеры подвода воздуха вертолетного двигателя.
Уровень техники
В современных двигателях, в частности, в вертолетных двигателях встречается проблема появления аэродинамических срывов на уровне камеры подвода воздуха двигателя перед входом воздуха двигателя.
На фиг. 1 и на фиг. 2 показана известная камера 11 подвода воздуха, расположенная на уровне входа 2 воздуха двигателя. Вход 2 воздуха двигателя выполнен в корпусе 3 двигателя. На уровне входа 2 воздуха указанного двигателя расположена решетка 4. Чтобы удерживать эту решетку 4 в нужном положении на уровне входа 2 воздуха двигателя, вход 2 воздуха содержит закраины 5, направленные наружу двигателя, на которых располагают решетку 4. С учетом присутствия этих закраин 5 происходят аэродинамические срывы 6 потока, которые уменьшают ширину воздушного потока 7 в камере 11 и приводят к неоднородности потока 7, что влечет за собой аэродинамические потери. Эти аэродинамические потери на уровне входа 2 воздуха являются причиной снижения общих характеристик двигателя.
Чтобы решить эту проблему снижения характеристик двигателя, как известно, используют более мощный двигатель, чтобы компенсировать это снижение характеристик. Такое решение приводит к перерасходу топлива и к увеличению нагрузки для вертолета, а также к повышению почасовой стоимости при его использовании.
Раскрытие сущности изобретения
Задача изобретения состоит в создании камеры подвода воздуха, позволяющей улучшить характеристики двигателя за счет снижения влияния явления аэродинамических срывов.
В частности, изобретением предложена камера подвода воздуха двигателя, расположенная перед входом воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе двигателя, при этом указанная камера подвода воздуха содержит первую боковую стенку и вторую боковую стенку, которые образуют вместе канал, по которому проходит воздушный поток во время работы указанного двигателя, согласно изобретению, каждая боковая стенка имеет уступ, образующий поперечное углубление относительно направления прохождения воздушного потока в камере подвода воздуха таким образом, чтобы аэродинамический срыв формировался в указанном уступе во время использования двигателя.
Согласно дополнительному отличительному признаку, вход воздуха двигателя содержит закраины, которые содержат переднюю кромку и выступают внутрь канала, образованного указанной камерой подвода воздуха, при этом вход воздуха двигателя содержит также защитную решетку, расположенную на закраинах, причем указанные закраины выполнены с возможностью удержания защитной решетки в заданном положении.
Согласно частному отличительному признаку, уступы образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок, при этом первая боковая стенка и вторая боковая стенка содержат острое ребро, и указанные боковые стенки содержат, каждая, две полукасательные на уровне указанных ребер.
Согласно другому дополнительному отличительному признаку, соотношение между, с одной стороны, радиальным промежутком между ребром первой боковой стенки и защитной решеткой и, с другой стороны, радиальным промежутком между передней кромкой закраин и защитной решеткой напротив первой боковой стенки составляет от 0,1 до 10; и соотношение между, с одной стороны, радиальным промежутком между ребром второй боковой стенки и защитной решеткой и, с другой стороны, радиальным промежутком между передней кромкой закраин и защитной решеткой напротив второй боковой стенки составляет от 0,1 до 10.
Согласно еще одному дополнительному отличительному признаку, соотношение площади между, с одной стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной уступами, и, с другой стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной передней кромкой закраин, составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения между, с одной стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной передней кромкой закраин, и, с другой стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной входом воздуха двигателя.
Согласно другому отличительному признаку, уступ каждой из боковых стенок образует угол уступа, составляющий от 30 градусов до 180 градусов.
Согласно другому отличительному признаку, углубление, образованное каждым из уступов, имеет угол дна углубления, равный 90 градусов.
Согласно еще одному отличительному признаку, боковые стенки содержат, каждая, только один уступ.
Другим объектом изобретения является двигатель, содержащий камеру подвода воздуха согласно любому из предыдущих отличительных признаков.
Объектом изобретения является также вертолет, содержащий такой двигатель.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 показана известная камера подвода воздуха, вид сверху;
на фиг. 2 показана известная камера подвода воздуха, вид в разрезе по оси АА.
на фиг. 3 показана заявленная камера подвода воздуха, вид сверху;
на фиг. 4 показана камера подвода воздуха согласно первому варианту осуществления, вид в разрезе по оси ВВ;
на фиг. 5 более наглядно показаны пропорции камеры, вид, аналогичный фиг. 4;
на фиг. 6 показана камера подвода воздуха согласно второму варианту осуществления, вид в разрезе.
Осуществление изобретения
На фиг. 3 показана камера 12 подвода воздуха вертолетного двигателя, которая расположена на уровне входа 2 воздуха в указанный вертолетный двигатель.
Как показано на фиг. 4, камера 12 содержит первую боковую стенку 121 и вторую боковую стенку 122, которые образуют вместе канал, направляющий поступающий снаружи воздушный поток 7 к входу воздуха 2 в двигатель.
Каждая из двух боковых стенок 121 и 122 содержит два конца 121а, 121b и 122a, 122b. Первые концы 121а, 122а двух боковых стенок образуют первый конец 12а камеры 12 подвода воздуха, через который воздушный поток 7 поступает в указанную камеру 12 подвода воздуха. Вторые концы 121b и 122b образуют второй конец 12b камеры 12, через который воздушный поток 7 поступает к входу 2 воздуха двигателя.
Двигатель содержит корпус 3, в котором выполнен вход 2 воздуха двигателя. Корпус 3 содержит закраины 5, выступающие внутрь канала, образованного камерой 12 подвода воздуха. Закраины 5 содержат переднюю кромку 50, которая образует конец, выступающий внутрь канала, образованного камерой 12 подвода воздуха. Именно через переднюю кромку 50 закраин 5 воздушный поток 7 подается к входу 2 воздуха.
Закраины 5 корпуса 3 позволяют удерживать в нужном положении защитную решетку 4, расположенную перед входом 2 воздуха двигателя относительно направления воздушного потока 7. Решетка 4 защищает двигатель от попадания посторонних объектов и от образования наледи. Согласно возможному варианту осуществления, вход 2 воздуха может быть не защищен решеткой 4.
Чтобы решетка 4 могла оптимально выполнять свою защитную функцию, между решеткой 4 и стенками 121 и 122 камеры 12 подвода воздуха необходимо выполнить минимальное расстояние. Действительно, например, во время образования слоя наледи на решетке 4, чтобы не мешать воздушному потоку 7, слой наледи не должен входить в контакт со стенками 121 и 122 камеры 12 подвода воздуха.
Чтобы получить минимальное пространство между решеткой 4 и стенками 121 и 122, закраины 5 тоже должны отстоять от боковых стенок 121 и 122. Это расстояние между закраинами 5 и боковыми стенками 121 и 122 неизбежно приводит к появлению аэродинамических срывов 6 между двумя концами 12а и 12b камеры 12 подвода воздуха.
Чтобы уменьшить ухудшение характеристик двигателя по причине появления аэродинамических срывов 6, боковые стенки 121 и 122 содержат, каждая, уступ 8, выполненный между их двумя концами 121а, 121b и 122a, 122b. Каждый из уступов 8 образует углубление в направлении наружу камеры 12 подвода воздуха, при этом указанное углубление является поперечным к направлению прохождения воздушного потока 7 в камере 12 подвода воздуха. Эквивалентно, уступы 8 можно определить как локальные увеличения диаметра камеры 12 подвода воздуха.
Уступы 8 позволяют контролировать появление аэродинамических срывов 6 таким образом, чтобы аэродинамические срывы 6 находились внутри уступов 8. В примере осуществления уступы 8 образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок 121 и 122, при этом боковые стенки 121 и 122 образуют, каждая, острое ребро 80, и стенки 121 и 122 содержат, таким образом, две полукасательные на уровне указанных острых ребер 80.
Предпочтительно, как показано на фиг. 5, уступы 8 каждой из боковых стенок 121 и 122 образуют угол Т уступа, который составляет от 30 градусов до 180 градусов. В частности, угол Т уступа является углом, образованным изменением кривизны боковых стенок 121 и 122. Например, в случае, когда уступы 8 образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок 121 и 122, угол Т является углом между двумя полукасательными на уровне острых ребер 80. Иначе говоря, угол Т уступа является углом, образованным боковыми стенками 121 и 122 в начале углубления, образованного уступом 8, то есть на ближайшем к воздушному входу 2 конце углубления, образованного уступом 8 (на конце, который находится наиболее внутри канала, образованного камерой 12).
Согласно предпочтительному признаку, уступы 8 образованы резким прерыванием кривизны стенок 121 и 122 таким образом, что углубление, образованное уступами 8, имеет угол 81 дна углубления, равный 90 градусов. В частности, угол 81 дна углубления является углом, образованным боковыми стенками 121 и 122 в конце углубления, образованного уступом 8, то есть на наиболее удаленном от входа 2 воздуха конце углубления, образованного уступом 8 (на конце, находящемся наиболее снаружи канала, образованного камерой 12).
Предпочтительно боковые стенки 121 и 122 имеют такую кривизну, при которой не образуется никакого другого аэродинамического срыва 6, кроме как в уступах 8. В частности, боковые стенки 121 и 122 содержат, каждая, только один уступ 8.
Таким образом, изолируя срывы 6 в уступах 8, можно предупредить явление уменьшения ширины воздушного потока 7, что позволяет улучшить общие характеристики двигателя.
Как показано на фиг. 5, вход 2 воздуха двигателя ограничивает кольцевую поверхность S1, которая соответствует площади отверстия, выполненного в корпусе 3 указанного двигателя, то есть π на квадрат диаметра входа 2 воздуха. Передняя кромка 50 закраин 5 ограничивает кольцевую поверхность S2, которая соответствует π на квадрат диаметра круга, образованного, образованного передней кромкой 50 закраин 5. Уступы 8 ограничивают кольцевую поверхность S3, которая соответствует π на квадрат диаметра камеры 12 непосредственно перед увеличением указанного диаметра камеры 12 уступами 8.
Предпочтительно соотношение площади между кольцевой поверхностью S3 и кольцевой поверхностью S2 составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения площади между кольцевой поверхностью S2 и кольцевой поверхностью S1. Таким образом, S3/S2 составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения площади S2/S1.
Как показано также на фиг. 5, ребро 80 первой боковой стенки 121 отделено от защитной решетки 4 радиальным промежутком L1. Ребро 80 второй боковой стенки 122 отделено от защитной решетки 4 радиальным промежутком L2. Передняя кромка 50 закраин 5, с одной стороны, отделена от защитной решетки 4 радиальным промежутком Н1 напротив первой боковой стенки 121; и, с другой стороны, отделена от защитной решетки 4 радиальным промежутком Н2 напротив второй боковой стенки 122.
Предпочтительно соотношение радиальных промежутков между радиальным промежутком L1 и радиальным промежутком Н1 составляет от 0,1 до 10, и соотношение радиальных промежутков между радиальным промежутком L2 и радиальным промежутком Н2. Таким образом, соотношения между радиальными промежутками L1/Н1 и L2/Н2 составляют от 0,1 до 10.
Выполнение уступов 8 приводит к увеличению габарита камеры 12 подвода воздуха и, следовательно, массы указанной камеры 12 подвода воздуха. Однако выигрыш в характеристиках двигателя при такой камере 12 подвода воздуха намного компенсирует потери, связанные с увеличением массы. Таким образом, это решение позволяет получить оптимальный компромисс между увеличением массы камеры 12 подвода воздуха и увеличением ширины и однородностью воздушного потока 7.
На фиг. 6 в разрезе по оси разреза, перпендикулярной к оси разреза ВВ предыдущих фиг. 4 и 5, показан второй вариант осуществления камеры 12 подвода воздуха.
Как показано на фиг. 6, в этом втором варианте осуществления уступ 8 первой боковой стенки 121 проходит дальше по направлению против потока, чем уступ 8 второй боковой стенки 122, относительно входа 2 воздуха, в отличие от первого варианта осуществления, в котором уступы 8 выполнены на одном уровне. Таким образом, радиальный промежуток L1 между ребром 80 первой боковой стенки 121 и защитной решеткой 4 больше радиального промежутка L2 между ребром 80 второй боковой стенки 122 и защитной решеткой 4.
Можно предусмотреть также другие варианты осуществления. Например, уступы 8 могут не быть образованы резким прерыванием кривизны стенок 121 и 122. Действительно, уступы 8 могут быть образованы за счет изгиба боковых стенок 121 и 122 таким образом, чтобы боковые стенки 121 и 122 содержали, каждая, закругленный изгиб уступа и чтобы боковые стенки 121 и 122 имели, каждая, единую касательную на уровне колена уступа. В этом варианте угол Т уступа представляет собой угол, образованный изгибом боковых стенок 121 и 122.

Claims (11)

1. Камера (12) подвода воздуха двигателя, расположенная перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя, отличающаяся тем, что каждая боковая стенка (121,122) имеет уступ (8), образующий поперечное углубление относительно направления прохождения воздушного потока (7) в камере (12) подвода воздуха так, что аэродинамический срыв (6) формируется в указанном уступе (8) во время работы указанного двигателя, при этом вход (2) воздуха двигателя содержит закраины (5), которые содержат переднюю кромку (50) и выступают внутрь канала, образованного указанной камерой (12) подвода воздуха, при этом вход (2) воздуха двигателя содержит также защитную решетку (4), расположенную на закраинах (5), при этом указанные закраины (5) выполнены с возможностью удержания в нужном положении защитной решетки (4).
2. Камера (12) подвода воздуха по п. 1, отличающаяся тем, что уступы (8) образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок (121, 122), при этом первая боковая стенка (121) и вторая боковая стенка (122) содержат, каждая, острое ребро (80), и указанные боковые стенки (121,122) содержат, каждая, две полукасательные на уровне указанных ребер (80).
3. Камера (12) подвода воздуха по п. 2, отличающаяся тем, что:
- соотношение между, с одной стороны, радиальным промежутком (L1) между ребром (80) первой боковой стенки (121) и защитной решеткой (4) и, с другой стороны, радиальным промежутком (Н1) между передней кромкой (50) закраин (5) и защитной решеткой (4) напротив первой боковой стенки (121) составляет от 0,1 до 10; и
- соотношение между, с одной стороны, радиальным промежутком (L2) между ребром (80) второй боковой стенки (122) и защитной решеткой (4) и, с другой стороны, радиальным промежутком (Н2) между передней кромкой (50) закраин (5) и защитной решеткой (4) напротив второй боковой стенки (122) составляет от 0,1 до 10.
4. Камера (12) подвода воздуха по пп. 2 и 3, отличающаяся тем, что соотношение площади между, с одной стороны, кольцевой поверхностью (S3), ограниченной уступами (8), и, с другой стороны, кольцевой поверхностью (S2), ограниченной передней кромкой (50) закраин (5), составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения площади между, с одной стороны, кольцевой поверхностью (S2), ограниченной передней кромкой (50) закраин (5), и, с другой стороны, кольцевой поверхностью (S1), ограниченной входом (2) воздуха двигателя.
5. Камера (12) подвода воздуха по одному из пп. 1–4, отличающаяся тем, что уступ (8) каждой из боковых стенок (121, 122) образует угол (Т) уступа, составляющий от 30 градусов до 180 градусов, при этом угол (Т) уступа образован ближайшим к входу (2) воздуха концом углубления, образованного уступом (8).
6. Камера (12) подвода воздуха по одному из пп. 1–5, отличающаяся тем, что углубление, образованное каждым из уступов (8), имеет угол (81) дна углубления, равный 90 градусов, при этом угол (81) дна образован наиболее удаленным от входа (2) воздуха концом углубления.
7. Камера (12) подвода воздуха по одному из пп. 1–6, отличающаяся тем, что боковые стенки (121,122) содержат, каждая, только один уступ (8).
8. Двигатель, содержащий камеру (12) подвода воздуха согласно любому из пп. 1–7.
9. Вертолет, содержащий двигатель по п. 8.
RU2017123384A 2014-12-05 2015-12-02 Камера подвода воздуха RU2693345C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1461997A FR3029568B1 (fr) 2014-12-05 2014-12-05 Plenum d'alimentation en air
FR1461997 2014-12-05
PCT/FR2015/053291 WO2016087776A1 (fr) 2014-12-05 2015-12-02 Plenum d'alimentation en air

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017123384A RU2017123384A (ru) 2019-01-11
RU2017123384A3 RU2017123384A3 (ru) 2019-06-14
RU2693345C2 true RU2693345C2 (ru) 2019-07-02

Family

ID=52345466

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017123384A RU2693345C2 (ru) 2014-12-05 2015-12-02 Камера подвода воздуха

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10392121B2 (ru)
EP (1) EP3227539B1 (ru)
JP (1) JP6817205B2 (ru)
KR (1) KR102508970B1 (ru)
CN (1) CN107002561B (ru)
CA (1) CA2969498C (ru)
FR (1) FR3029568B1 (ru)
PL (1) PL3227539T3 (ru)
RU (1) RU2693345C2 (ru)
WO (1) WO2016087776A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109367797B (zh) * 2018-10-17 2022-03-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3952972A (en) * 1974-12-24 1976-04-27 United Aircraft Of Canada Limited Inertial separator
SU1000558A1 (ru) * 1981-04-03 1983-02-28 Донецкий Ордена Трудового Красного Знамени Политехнический Институт Диффузор
US6990941B1 (en) * 2004-01-27 2006-01-31 C&L Performance, Inc. Intake air plenum for internal combustion engine
RU2481480C2 (ru) * 2007-03-19 2013-05-10 Турбомека Устройство для удаления льда с воздухозаборника газовой турбины
RU2012148919A (ru) * 2011-11-17 2014-05-27 Альстом Текнолоджи Лтд Диффузор осевого компрессора

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3513641A (en) * 1968-08-22 1970-05-26 Boeing Co Foreign particle separator for an air moving member
US20080041328A1 (en) * 2006-08-11 2008-02-21 Granatelli Motor Sports, Inc. Air intake system and air intake tube
FR2905983B1 (fr) 2006-09-20 2013-03-15 Turbomeca Dispositif d'insonorisation d'un moteur d'helicoptere a turbine a gaz, et moteur ainsi obtenu
US8313286B2 (en) 2008-07-28 2012-11-20 Siemens Energy, Inc. Diffuser apparatus in a turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3952972A (en) * 1974-12-24 1976-04-27 United Aircraft Of Canada Limited Inertial separator
SU1000558A1 (ru) * 1981-04-03 1983-02-28 Донецкий Ордена Трудового Красного Знамени Политехнический Институт Диффузор
US6990941B1 (en) * 2004-01-27 2006-01-31 C&L Performance, Inc. Intake air plenum for internal combustion engine
RU2481480C2 (ru) * 2007-03-19 2013-05-10 Турбомека Устройство для удаления льда с воздухозаборника газовой турбины
RU2012148919A (ru) * 2011-11-17 2014-05-27 Альстом Текнолоджи Лтд Диффузор осевого компрессора

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017123384A (ru) 2019-01-11
WO2016087776A1 (fr) 2016-06-09
US20170361943A1 (en) 2017-12-21
FR3029568A1 (fr) 2016-06-10
US10392121B2 (en) 2019-08-27
EP3227539A1 (fr) 2017-10-11
CN107002561A (zh) 2017-08-01
JP2018503017A (ja) 2018-02-01
CA2969498A1 (fr) 2016-06-09
RU2017123384A3 (ru) 2019-06-14
EP3227539B1 (fr) 2019-05-01
KR20170091134A (ko) 2017-08-08
KR102508970B1 (ko) 2023-03-10
PL3227539T3 (pl) 2019-09-30
JP6817205B2 (ja) 2021-01-20
CA2969498C (fr) 2023-02-28
FR3029568B1 (fr) 2016-11-18
CN107002561B (zh) 2018-09-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20180156240A1 (en) Flow-Conducting Grille For Arranging On A Fan
US9200638B2 (en) Rotor of a turbomachine compressor, with an optimised inner end wall
US10533455B2 (en) Assembly of two parts comprising a removable centring seat for an aircraft turbine engine
US10316688B2 (en) Turbomachine with collection of a compressed air flow
US9400383B2 (en) Light blocking plate and lens assembly including the same
US10273973B2 (en) Centrifugal compressor having an asymmetric self-recirculating casing treatment
US20130058774A1 (en) Volute shaped pump casing with splitter rib
RU2693345C2 (ru) Камера подвода воздуха
RU2704504C2 (ru) Лопатка турбины с концевой крышкой
JP2007529663A (ja) 拘束部材を備えるガスタービンの吸入空気流の整流装置
JP2015083835A5 (ru)
US9168541B2 (en) Shield assembly of low-flow sprinkler
CN109469645B (zh) 一种离心风机蜗壳
JP2001189984A (ja) スピーカシステム
KR20160067049A (ko) 가스 터빈용 댐퍼
JP2014214670A (ja) 内燃機関のシリンダヘッド
US9915152B2 (en) Turbine wheel
US20170218609A1 (en) Dual-adjustment flow limiting device
US9975643B2 (en) Intake structure of aircraft
US20140079551A1 (en) Turbine rotor blade and steam turbine
US20170284415A1 (en) Fan housing and engine assembly with fan housing
US8496442B2 (en) Combining structure for the decorating shell of a ceiling fan
US11028856B2 (en) Centrifugal compressor impeller
CN205101107U (zh) 一种改装用的汽车进气调节装置
US20140227102A1 (en) Rotor blade for a compressor of a turbomachine, compressor, and turbomachine