RU2723371C2 - Выпускные клапаны восстановления тяги для использования с летательным аппаратом - Google Patents

Выпускные клапаны восстановления тяги для использования с летательным аппаратом Download PDF

Info

Publication number
RU2723371C2
RU2723371C2 RU2017101449A RU2017101449A RU2723371C2 RU 2723371 C2 RU2723371 C2 RU 2723371C2 RU 2017101449 A RU2017101449 A RU 2017101449A RU 2017101449 A RU2017101449 A RU 2017101449A RU 2723371 C2 RU2723371 C2 RU 2723371C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
valve
damper
aircraft
outlet
flow channel
Prior art date
Application number
RU2017101449A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017101449A (ru
RU2017101449A3 (ru
Inventor
Пол Р. ТРЕТОУ
Роберт Х. УИЛЛИ
Николас Р. ФЕРРАИОЛО
Original Assignee
Зе Боинг Компани
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 Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2017101449A publication Critical patent/RU2017101449A/ru
Publication of RU2017101449A3 publication Critical patent/RU2017101449A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2723371C2 publication Critical patent/RU2723371C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/02—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being pressurised
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/02—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being pressurised
    • B64D13/04—Automatic control of pressure
    • 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

Abstract

Изобретение относится к регулированию воздушного потока летательного аппарата. Выпускной клапан (200) восстановления тяги содержит элемент (216) управления потоком, имеющий первую аэродинамическую поверхность (230) и вторую аэродинамическую поверхность (246), которые образуют по меньшей мере участок канала потока текучей среды между входным отверстием (204) и выходным отверстием (208) выпускного клапана (200) восстановления тяги. Первый участок (422) первой аэродинамической поверхности (230) и первый участок (434) второй аэродинамической поверхности (246) образуют сходящийся профиль между входным отверстием (204) и горловиной (408) канала потока текучей среды. Второй участок первой аэродинамической поверхности (230) и второй участок второй аэродинамической поверхности (246) образуют расходящийся профиль между горловиной (408) и выходным отверстием (208) канала потока текучей среды. Канал потока текучей среды расположен под небольшим углом относительно внешней поверхности (412) летательного аппарата для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора (416) восстановления тяги, ориентированного по существу параллельно внешней поверхности (412) летательного аппарата и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению. Достигается восстановление тяги летательного аппарата. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[001] Данное изобретение относится в целом к регулирующим клапанам, и более конкретно, к выпускным клапанам восстановления тяги для использования с летательным аппаратом.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[002] Для обеспечения комфортных условий для пассажиров во время полета, в коммерческих летательных аппаратах используют систему автоматического регулирования давления в салоне для поддержания давления в салоне внутри фюзеляжа летательного аппарата в пределах желаемого диапазона. В частности, система автоматического регулирования давления в салоне устанавливает требуемое давление воздуха внутри салона, управляя потоком воздуха в салоне посредством одного или более выпускных клапанов, расположенных в отверстии или отверстиях, образованных в корпусе летательного аппарата. В некоторых летательных аппаратах выпускные клапаны могут быть выполнены с возможностью восстановления части потерянной тяги или аэродинамического сопротивления, возникающих, когда воздух в салон подается из потока, отбираемого от двигателя, или из внешнего потока, обтекающего летательный аппарат.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[003] Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения выпускной клапан восстановления тяги содержит элемент управления потоком, имеющий первую аэродинамическую поверхность и вторую аэродинамическую поверхность, которые образуют по меньшей мере участок канала потока текучей среды между входным отверстием и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги. Первый участок первой аэродинамической поверхности и первый участок второй аэродинамической поверхности образуют сходящийся профиль между входным отверстием и горловиной канала потока текучей среды. Второй участок первой аэродинамической поверхности и второй участок второй аэродинамической поверхности образуют расходящийся профиль между горловиной и выходным отверстием канала потока текучей среды. Канал потока текучей среды расположен под небольшим углом относительно внешней поверхности летательного аппарата для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора восстановления тяги, ориентированного по существу параллельно внешней поверхности летательного аппарата и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
[004] Приведенный в качестве примера выпускной клапан восстановления тяги содержит первую заслонку, имеющую первую аэродинамическую поверхность, и вторую заслонку, имеющую вторую аэродинамическую поверхность. Первая заслонка выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки между открытым положением, в котором обеспечен выход текучей среды в атмосферу, и закрытым положением, в котором исключен выход текучей среды в атмосферу. Первая аэродинамическая поверхность первой заслонки отстоит от второй аэродинамической поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды, имеющего сходящуюся-расходящуюся форму или профиль, когда выпускной клапан восстановления тяги находится в открытом положении. Первая аэродинамическая поверхность имеет первый участок и второе положение. Второй участок расположен между первым участком и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги. Первый участок имеет криволинейный профиль и выступающую вверх поверхность, проходящую от конца криволинейного профиля. Второй участок имеет профиль переменного сечения, проходящий между первым концом, смежным с первым участком, и вторым концом, смежным с выходным отверстием.
[005] Другой приведенный в качестве примера выпускной клапан восстановления тяги содержит исполнительный механизм, соединенный с рамой, первую заслонку, соединенную с рамой с возможностью поворота, и вторую заслонку, соединенную с рамой с возможностью поворота. Поверхность первой заслонки отстоим от поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды между входным отверстием и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги. Первая заслонка выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки между закрытым положением, в котором исключено прохождение текучей среды через канал потока текучей среды, и открытым положением, в котором обеспечена возможность прохождения текучей среды через канал потока текучей среды. Контроллер соединен с возможностью связи с исполнительным механизмом. Контроллер выполнен с возможностью определения положения первой заслонки относительно второй заслонки, при котором обеспечивается согласование площади горловины канала потока текучей среды с заданным массовым расходом воздуха в салоне. В результате, положение первой заслонки и второй заслонки обеспечивает, по меньшей мере на участке канала потока текучей среды, соотношение площади выходного отверстия к площади горловины, которое обеспечивает возможность создания в салоне давления воздуха, выходящего из выходного отверстия канала потока текучей среды, по существу такого же, как атмосферное давление в летательном аппарате на высоте.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[006] На фиг. 1 изображен приведенный в качестве примера воздушный летательный аппарат, содержащий выпускной клапан восстановления тяги, выполненный в соответствии с настоящим изобретением.
[007] На фиг. 2 представлен вид в перспективе приведенного в качестве примера выпускного клапана восстановления тяги, выполненного в соответствии с настоящим изобретением.
[008] На фиг. 3 представлен схематический вид в поперечном сечении приведенного в качестве примера выпускного клапана восстановления тяги, изображенного на фиг. 2, в первом положении.
[009] На фиг. 4 представлен схематический вид в поперечном сечении приведенного в качестве примера выпускного клапана восстановления тяги, изображенного на фиг. 2, во втором положении.
[010] На фиг. 5 показан частичный увеличенный вид приведенного в качестве примера выпускного клапана восстановления тяги, установленного на летательном аппарате.
[011] Везде, где это возможно, на всех чертежах и в сопровождающем их описании для обозначения одинаковых или подобных частей использованы одинаковые ссылочные позиции. При использовании в данном документе, утверждение, что любая часть (например, слой, пленка, область или пластина) любым способом расположена (например, расположена на, помещена на, размещена на или сформирована на и т.д.) другой части, означает, что упоминаемая часть находится либо в контакте с другой частью, либо выше другой части, с одной или более промежуточной частью (частями), расположенной между ними. Утверждение, что любая часть находится в непосредственном контакте с другой частью, означает, что между двумя частями не существует никакой промежуточной части.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[012] В летательном аппарате гражданской авиации для управления давлением воздуха в салоне и/или вентиляции салона во время полета и на земле используют систему автоматического регулирования давления в салоне. Например, во время полета, изменения высоты полета самолета вызывают быстрые изменения окружающего давления. Система управления давлением в салоне регулирует давление воздуха в салоне и/или обеспечивает постепенное изменение давления в салоне, например, во время полета в крейсерском режиме, подъема и снижения. Например, во время полета в крейсерском режиме, в то время как внешнее атмосферное давление может быть равным давлению на высоте примерно 36000 футов (10970 метров), давление в салоне может поддериваться на уровне давления, соответствующего высоте примерно 8000 футов (2440 метров) (например, высоте салона над уровнем моря). Система автоматического регулирования давления в салоне обычно использует один или более выпускных клапанов для регулирования давления внутри салона посредством регулирования потока воздуха через выпускной клапан. Например, для поддержания требуемого давления в салоне контроллер системы автоматического регулирования давления в салоне управляет выпускным клапаном в сочетании с источником притока воздуха в салон самолета (например, при помощи системы контроля внутренней среды).
[013] В некоторых случаях, поток воздуха в салоне, проходящий через выпускной клапан, создает шум или акустический тон, который может раздражать или быть неприятным для пассажиров и/или экипажа. Для подавления шума, генерируемого при подаче воздуха в салон, в некоторых выпускных клапанах использованы глушители шума (например, аэродинамические рассекатели). Однако глушители шума нарушают структуру потока выходящего воздуха и/или изменяют импульс воздуха в салоне, проходящего через выпускной клапан. В частности, из-за изменения структуры потока, потенциальная энергия, накопленная в воздухе салона, выходящего из выпускного клапана, может быть утрачена, и, в результате, не может генерировать значительный объем тяги. Таким образом, глушители шума могут существенно снижать восстановление тяги, которую в ином случае можно получить за счет воздуха салона, выходящего из выпускного клапана.
[014] Приведенные в качестве примеров выпускные клапаны восстановления тяги, раскрытые в данном документе, значительно увеличивают (например, максимизируют) восстановление тяги отработавшего воздуха в салоне, тем самым уменьшая аэродинамическое сопротивление и увеличивая аэродинамические качества летательного аппарата. Например, показатель эффективности, при котором тяга производится приведенным в качестве примера выпускным клапаном восстановления тяги, раскрытом в данном документе, может быть приблизительно в интервале от 83% до 90%, когда летательный аппарат, оснащенный рассматриваемым выпускным клапаном восстановления тяги, находится в крейсерском режиме полета на скорости Маха 0,84, на высоте приблизительно 37000 футов (11280 метров), с давлением в салоне 11,78 psi (0,8 атм) (например, при высоте салона 6000 футов (1830 метров)) и температурой в салоне 72°F (25,5°С), и генерирует массовый расход воздуха через выпускной клапан восстановления тяги в интервале приблизительно от 2,0 фунтов/сек (0,91 кг/сек) до 8,0 фунтов/сек (3,63 кг/сек). В отличие от этого, показатель эффективности, при котором тяга обеспечивается известными выпускными клапанами при тех же условиях, может быть в интервале приблизительно от 66% до 73%. Вследствие этого, приведенные в качестве примера выпускные клапаны восстановления тяги значительно увеличивают эффективность восстановления тяги (например, в некоторых случаях приблизительно на 10%) по сравнению с обычными выпускными клапанами.
[015] Для увеличения эффективности восстановления тяги, выпускной клапан (например, выходное отверстие или горловина) может располагаться или быть ориентированным относительно внешней поверхности (например, обшивки) фюзеляжа и/или оси корпуса так, что вектор тяги (например, вектор силы) воздуха салона, выходящего из выпускного клапана, главным образом выровнен с внешней поверхностью или осью корпуса летательного аппарата и/или направлением полета или по существу параллелен внешней поверхности или оси корпуса летательного аппарата и/или направлению полета (например, является в большей степени параллельным внешнему обводу или оси корпуса летательного аппарата, чем перпендикулярным внешнему обводу). В некоторых примерах вектор тяги выпускного клапана, раскрытый в данном документе, может располагаться по существу параллельно ориентированным или может быть по существу выровнен относительно обшивки (например, внешней поверхности или внешнего обвода) фюзеляжа, оси корпуса летательного аппарата и/или направления полета. Как раскрыто в данном документе, по существу параллельно или по существу выровнено означает расположение выпускного клапана (например, ориентацию горловины или отверстия) и/или побуждение вектора восстановления тяги, выходящего из клапана, находиться под углом относительно оси корпуса летательного аппарата, обшивки (например, внешней поверхности или внешнего обвода) фюзеляжа и/или направления полета, приблизительно от 0 градусов до 10 градусов. Примерные углы, раскрытые выше, могут меняться в зависимости от условий полета, количества пассажиров в летательном аппарате, кривизны поверхности корпуса летательного аппарата и т.п. В результате, большая часть вектора тяги, обеспеченного воздухом в салоне, выходящего из выпускного клапана, может быть в направлении, противоположном направлению аэродинамического сопротивления, тем самым улучшая летно-технические характеристики летательного аппарата. Другими словами, выпускной клапан восстановления тяги может быть расположен так, что вектор тяги обеспечивает большую часть тяги в направлении, противоположном направлению аэродинамического сопротивления. При этом приведенные в качестве примера выпускные клапаны, раскрытые в данном документе, могут использовать боковые пластины или экраны для предотвращения выхода отработавшего воздуха через боковые поверхности выпускного клапана (например, из пути потока текучей среды выпускного клапана), и для направления воздуха в основном в заднюю часть выпускного клапана (например, в выходное отверстие или горловину выпускного клапана). Таким образом, увеличенное восстановление тяги, обеспеченное приведенными в качестве примера выпускными клапанами восстановления тяги, раскрытыми в данном документе, может быть непосредственно связано с уменьшением аэродинамического сопротивления и, в результате, со снижением расхода топлива и улучшением летно-технических характеристик летательного аппарата.
[016] Чтобы позволить выходному отверстию или горловине приведенного в качестве примера выпускного клапана восстановления тяги, раскрытого в данном документе, и/или вектору тяги выравниваться или располагаться главным образом параллельно направлению полета и/или оси корпуса летательного аппарата с целью увеличения (например, максимизации) восстановления тяги, рассматриваемые выпускные клапаны восстановления тяги, раскрытые в данном документе, используют аэродинамическую поверхность и/или профиль. В некоторых случаях аэродинамические поверхности выпускных клапанов, раскрытых в данном документе, имеют сходящуюся-расходящуюся форму или профиль. В некоторых случаях (например, когда степень изменения давления между давлением в салоне и атмосферным давлением больше, чем приблизительно 1,89), сходящийся-расходящийся профиль обеспечивает сверхзвуковой поток, выходящий из выпускного клапана потока. В некоторых примерах выпускные клапаны восстановления тяги, раскрытые в данном документе, позволяют обеспечить давление (например, статическое давление) воздуха в салоне на выходе из выпускного клапана восстановления тяги, по существу такое же, как (например, одинаковое, практически одинаковое в пределах 10 процентов) локальное статическое давление потока снаружи летательного аппарата. Например, аэродинамические поверхности примерных выпускных клапанов восстановления тяги, раскрытых в данном документе, обеспечивают такое распределение площадей по сходящемуся-расходящемуся профилю канала потока текучей среды, которое позволяет давлению воздуха в салоне на выходе по существу соответствовать или быть равным (например, находиться в пределах 10%) атмосферному давлению на высотах полета в крейсерском режиме. В некоторых примерах расходящийся профиль, обеспеченный аэродинамическими поверхностями выпускных клапанов восстановления тяги, раскрытых в данном документе, может обеспечить соотношение площади выходного отверстия и площади горловины канала потока текучей среды в интервале приблизительно от 1 до 2. В некоторых примерах аэродинамические поверхности выпускных клапанов восстановления тяги, раскрытых в данном документе, сконфигурированы или оптимизированы для условий полета в крейсерском режиме (например, для условий или давлений на высоте приблизительно от 30000 футов (9144 метров) до 40000 футов (12192 метров).
[017] Дополнительно, клапаны восстановления тяги, раскрытые в данном документе, снижают шум в салоне (то есть, поддерживают уровни шума и/или акустические тона) до уровней ниже звукового давления, которые могут вызывать неприятные ощущения или раздражать пассажиров, без использования глушителей шума, таких как, например, выступающие части, аэродинамические рассекатели, и т.п. Например, аэродинамические поверхности выпускных клапанов, раскрытые в данном документе, представляют собой по существу гладкие поверхности (например, свободные от выступов, выдающихся частей или аэродинамических рассекателей) и поддерживают шум или акустические тона ниже предельно допустимых или приемлемых уровней звукового давления. Однако, в некоторых примерах аэродинамические поверхности выпускных клапанов, раскрытых в данном документе, могут содержать глушители шума (например, выдающиеся части, аэродинамические рассекатели и т.п.).
[018] Другой приведенный в качестве примера выпускной клапан восстановления тяги содержит исполнительный механизм, соединенный с рамой, первую заслонку, установленную на раме так, чтобы обеспечить возможность только поворотного перемещения, и вторую заслонку, аналогичным образом установленную на раме. Поверхность первой заслонки отстоит от поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды между герметичным салоном летательного аппарата и внешней поверхностью летательного аппарата. Две заслонки перемещаются вместе между закрытым положением, предотвращающим поток текучей среды через канал потока текучей среды, и полностью открытым положением, обеспечивающим максимальный поток текучей среды через канал потока текучей среды. Контроллер, функционально соединенный с заслонками посредством исполнительного механизма, перемещает заслонки так, чтобы в любой данный момент обеспечить возможность необходимому количеству потока выйти из салона. Конструкция заслонок затем регулирует поток и направление вектора тяги потока, чтобы обеспечить максимальное практическое восстановление тяги в направлении в основном противоположном направлению аэродинамического сопротивления летательного аппарата.
[019] На фиг. 1 показан приведенный в качестве примера летательный аппарат 100, реализованный с первичным выпускным клапаном 102, выполненным в соответствии с настоящим изобретением. Первичный выпускной клапан 102 показанного примера размещен или расположен вблизи (например, около) хвостовой части 106 летательного аппарата 100. летательный аппарат 100 показанного примера дополнительно к первичному выпускному клапану 102 содержит вторичный выпускной клапан 108 вблизи (например, около) переднего конца 110 (например, носовой части) летательного аппарата 100.
[020] Во время обычного полета (например, выруливания, взлета, набора высоты, полета в крейсерском режиме, снижения, приземления) летательного аппарата 100, система 112 контроля внутренней среды летательного аппарата 100 обеспечивает подачу воздуха в салон 114 фюзеляжа 116 летательного аппарата 100 при помощи, например, электрического компрессора, воздуха, отбираемого от турбокомпрессора, воздуха, обеспеченного одной или более ступенями компрессора газотурбинного двигателя 118, и/или любым другим источником воздуха для системы контроля внутренней среды летательного аппарата 100. В свою очередь, система 120 автоматического регулирования давления в салоне летательного аппарата 100 управляет или регулирует первичный выпускной клапан 102 и/или вторичный выпускной клапан 108 для отведения или выпуска воздуха в салоне из салона 114. В некоторых примерах система 120 автоматического регулирования давления в салоне может использовать вторичный выпускной клапан 108 только на определенных участках профиля полета (например, во время выруливания) для управления потоком в салоне 114.
[021] Кроме того, во время полета, по мере увеличения высоты полета, атмосферное давление уменьшается. Система 120 автоматического регулирования давления в салоне управляет и/или поддерживает давление воздуха внутри салона, на основе высоты полета летательного аппарата 100. Например, система 120 автоматического регулирования давления в салоне определяет, получает или иным образом использует программу изменения барометрической высоты в салоне для установки или поддержания требуемого или желаемого давления воздуха в салоне (например, 11 psi (0,75 атм) во время полета в крейсерском режиме), в соответствии с конкретной высотой полета летательного аппарата 100. Таким образом, в некоторых примерах система 120 автоматического регулирования давления в салоне устанавливает давление в салоне, как функцию барометрической высоты летательного аппарата. Например, давление в салоне во время полета в крейсерском режиме может основываться на допустимой разности между давлением воздуха в салоне и атмосферным давлением на высоте летательного аппарата 100. Например, во время полета в крейсерском режиме система 120 автоматического регулирования давления в салоне показанного примера может регулировать желаемое давление воздуха в салоне между приблизительно 11 psi (0,75 атм) и 12 psi (0,82 атм) (то есть, высотой салона приблизительно от 8000 футов (2438 метров) до 6000 футов (1828 метров)), когда летательный аппарат 100 летит на высоте от 30000 футов (9144 метров) до 40000 футов (12192 метров), где атмосферное давление воздуха составляет приблизительно менее 4,5 psi (0,31 атм) (например, примерное стандартные дневные давления воздуха на 30000 футах (9144 метрах) и 40000 футах (12192 метрах) составляют 4,36 (0,3 атм) и 2,72 psi (0,14 атм), соответственно). В некоторых примерах максимальная высота салона не может превышать 8000 футов (2438 метров) или 10,9 psi (0,74 атм). Таким образом, во время полета в крейсерском режиме система 120 автоматического регулирования давления в салоне поддерживает соотношение давления в салоне и атмосферного давления, составляющее более 1,89 (например, соотношение приблизительно от 2,5 до 4).
[022] В некоторых примерах система 120 автоматического регулирования давления в салоне может приводить в действие или управлять (например, регулировать) первичным выпускным клапаном 102 и/или вторичным выпускным клапаном 108 в соответствии с предварительно заданной программой или в зависимости от одного или более рабочих условий. Например, система 120 автоматического регулирования давления в салоне может содержать контроллер (например, процессор), который принимает данные и/или сигналы от датчиков, отображающие текущие условия полета, включая в себя, например, скорость летательного аппарата, высоту, количество пассажиров в салоне 114, температуру воздуха, атмосферное давление, давление в салоне, угол атаки и/или другие параметры. Эти данные могут предоставляться системами управления летательного аппарата и/или двигателя и/или могут предоставляться посредством справочных таблиц. Система 120 автоматического регулирования давления в салоне может быть выполнена с возможностью воспринимать или измерять давление воздуха в салоне и атмосферное давление на высоте, на которой летит летательный аппарат 100, и определять (например, при помощи блока сравнения) разницу давлений между давлением воздуха в салоне и атмосферным давлением (например, снаружи летательного аппарата 100). На основе данной разницы давлений система 120 автоматического регулирования давления в салоне управляет работой первичного выпускного клапана 102 и/или вторичного выпускного клапана 108, чтобы управлять или изменять скорость (то есть, массовый расход), с которой нагнетаемый воздух переносится между салоном 114 и атмосферой, для управления давлением воздуха внутри салона летательного аппарата 100 на основе предварительно заданной программы разницы давлений или условий.
[023] Дополнительно, первичный выпускной клапан 102 и/или вторичный выпускной клапан 108 могут быть выполнены с возможностью восстановления (например, максимизации) потенциальной энергии в виде нагнетаемого воздуха в салоне (например, энергии, затраченной на кондиционирование и/или нагнетание воздуха, обеспеченного системой 112 контроля внутренней среды) путем направления энергии, запасенной в воздухе в салоне, освобожденном или отведенном из салона 114 в поток наружного воздуха (например, наружу от летательного аппарата). Более конкретно, как описано более подробно в связи с фиг. 2-5, первичный выпускной клапан 102 и/или вторичный выпускной клапан 108 показанного примера улучшают (например, увеличивают или максимизируют) восстановление тяги по сравнению с известными выпускными клапанами восстановления тяги. Увеличение восстановления тяги выпускного клапана уменьшает аэродинамическое сопротивление, тем самым снижая потребление топлива и улучшая летно-технические характеристики летательного аппарата 100. В некоторых примерах летательный аппарат 100 может использовать только первичный выпускной клапан 102. В некоторых примерах, в летательном аппарате 100 можно использовать более, чем один первичный выпускной клапан 102, и/или более, чем один вторичный выпускной клапан 108.
[024] На фиг. 2 представлен вид в перспективе примерного выпускного клапана 200 восстановления тяги в соответствии с идеями данного изобретения. Выпускной клапан 200 восстановления тяги может представлять собой первичный выпускной клапан 102 и/или вторичный выпускной клапан 108 на фиг. 1. Выпускной клапан 200 восстановления тяги в показанном примере образует канал 202 (например, канал потока текучей среды) имеющий входное отверстие 204 на внутренней стороне 206 фюзеляжа 116 и выходное отверстие 208 на внешней стороне 210 фюзеляжа 116. Более конкретно, входное отверстие 204 сообщается по текучей среде с нагнетаемым воздухом внутри салона 114 (фиг. 1) летательного аппарата 100 (фиг. 1), а выходное отверстие 208 сообщается по текучей среде с атмосферой снаружи летательного аппарата 100.
[025] Выпускной клапан 200 восстановления тяги показанного примера содержит систему 212 привода, функционально соединенную с выпускным клапаном 200 восстановления тяги. Система 212 привода содержит двигатель 214, одну или более тяг 208 и/или соединителей 219. Двигатель 214 (например, один или более двигателей, электромотор, шаговый двигатель и т.п.) функционально соединен с элементом 216 управления потоком при помощи одного или более тяг или рычагов 218 и/или соединителей 219. В некоторых примерах, рычаги 218 соединены с элементом 216 управления потоком при помощи трансмиссии (например, сцепления, зубчатой передачи, рычага и т.п.). Двигатель 214 выполнен с возможностью принимать команды от системы 120 автоматического регулирования давления в салоне (фиг. 1) для перемещения элемента 216 управления потоком выпускного клапана 200 восстановления тяги между закрытым положением (например, полностью закрытым положением), для предотвращения отвода в атмосферу нагнетаемого воздуха в салоне через выходное отверстие 208, и открытым положением (например, полностью открытым положением или множеством открытых положений, между полностью открытым положением и полностью закрытым положением), для обеспечения возможности отвода нагнетаемого воздуха в салоне в атмосферу. Двигатель 214 перемещается или вращается относительно продольной оси 220 двигателя 214 в первом направлении, заставляя выпускной клапан 200 восстановления тяги перемещаться в закрытое положение при помощи рычагов 218, и вращается во втором направлении, противоположном первому направлению, заставляя выпускной клапан 200 восстановления тяги перемещаться в открытое положение (например, в одно или более открытых положений) при помощи рычагов 218.
[026] Выпускной клапан 200 восстановления тяги показанного примера содержит раму 222, обеспечивающую возможность установки или соединения выпускного клапана 200 восстановления тяги с летательным аппаратом 100. Рама 22 может также соединять элемент 216 управления потоком и двигатель 214. Рама 222 показанного примера имеет прямоугольную форму и присоединена к исполнительному механизму 212 при помощи обоймы 224. Элемент 216 управления потоком показанного примера присоединен шарнирно или с возможностью поворота к раме 222. В частности, элемент 216 управления потоком показанного примера поворачивается между открытым положением, обеспечивающим возможность потоку текучей среде проходить через канал 202 от внутренней стороны 206 к внешней стороне 210, и закрытым положением, предотвращающим поток текучей среды через канал 202 от внутренней стороны 206 к внешней стороне 210.
[027] Элемент 216 управления потоком показанного примера содержит первый жалюзийный клапан или первую заслонку 226 (например, переднюю заслонку или закрылок) и вторую створку или вторую заслонку 228 (например, заднюю заслонку или закрылок). Первая заслонка 226 имеет первую аэродинамическую поверхность 230 между первой стороной 232, второй стороной 234, первым концом 236 и вторым концом 238. Первая заслонка 226 соединена с рамой 222 с возможностью поворота в шарнирных узлах 240 (например, в первом шарнире 240а и втором шарнире 240b, противоположном первому шарниру 240а) чтобы обеспечить возможность первому концу 236 первой заслонки 226 перемещаться или поворачиваться относительно второго конца 238. Кроме того, рама 222 содержит боковые пластины или экраны 242, проходящие от рамы 222. В частности, первый экран 242а проходит от рамы 222 вблизи первой стороны 232 первой заслонки 226, а второй экран 242b проходит от рамы 222 вблизи второй стороны 234 первой заслонки 226, противоположной первой стороне 232. В некоторых примерах, экраны 242 (например, первый и второй экраны 242а и 242b) проходят от первой аэродинамической поверхности 230 первой заслонки 226. Первая сторона 232, вторая сторона 234 и экраны 242 расположены внутри и/или перемещаются относительно внутренней поверхности или внутреннего периметра 244 рамы 222, когда первая заслонка 226 перемещается между открытым положением и закрытым положением.
[028] Вторая заслонка 228 показанного примера содержит вторую аэродинамическую поверхность 246, образованную первой стороной 248, второй стороной 250, первым концом 252 и вторым концом 254. Вторая заслонка 228 показанного примера соединена шарнирно или с возможностью поворота с рамой 222 в шарнирных узлах 256 (например, в первом шарнирном узле 256а и втором шарнирном узле 256b), для обеспечения возможности поворота или перемещения второго конца 254 второй заслонки 228 относительно первого конца 252 второй заслонки 228. Первая сторона 248 и вторая сторона 250 второй заслонки 228 расположены в пределах внутренней поверхности или периметра 244 рамы 222. Второй конец 254 второй заслонки 228 показанного примера содержит раструб 260. Раструб 260 в показанном примере имеет изогнутую геометрию (например, луковицеобразную форму или большой радиус), чтобы заставить поток нагнетаемого воздуха через выпускной клапан 200 восстановления тяги повысить безотрывное течение свободного потока и/или увеличить генерацию тяги. В некоторых примерах второй конец 254 второй заслонки 228 может быть реализован без раструба 260. В некоторых примерах первая заслонка 226 соединена с возможностью поворота с рамой 222 на втором конце 238, а вторая заслонка 228 соединена с возможностью поворота с рамой 222 на первом конце 252. В других примерах первая заслонка 226 и/или вторая заслонка 228 могут соединяться с возможностью поворота с рамой 222 и/или, в более общем смысле, с фюзеляжем 116, при помощи любого другого устройства, крепежного элемента и/или способа(ов).
[029] В показанном примере для изменения сопротивления канала 202 первая заслонка 226 и вторая заслонка 228 перемещаются относительно друг друга при помощи двигателя 214 и рычагов 218 исполнительного механизма 212 между открытым положением и закрытым положением. В частности, первый конец 236 первой заслонки 226 перемещается относительно (например, в направлении от) второго конца 254 второй заслонки 228, когда выпускной клапан 200 восстановления тяги перемещается в направлении открытого положения, а первый конец 236 первой заслонки 226 перемещается относительно (например, в направлении к) второго конца 254 второй заслонки 228 для перемещения выпускного клапана 200 восстановления тяги в закрытое положение. В некоторых примерах аэродинамическая поверхность 230 первой заслонки 226 сохраняет главным образом параллельное положение (например, с разницей в пределах 10 градусов) относительно второй аэродинамической поверхности 246 второй заслонки 228, когда выпускной клапан 200 восстановления тяги перемещается между открытым и закрытым положениями. В некоторых примерах первая заслонка 226 одновременно перемещается относительно второй заслонки 228. В некоторых примерах первая заслонка 226 независимо перемещается относительно второй заслонки 228. В некоторых примерах положение второй заслонки 228 фиксировано, и первая заслонка 226 перемещается относительно второй заслонки 228.
[030] На фиг. 3 представлена схематическая иллюстрация примерного выпускного клапана 200 восстановления тяги, изображенного на фиг. 2, взятого по линии А-А и показанного в закрытом положении 300 (например, полностью закрытом положении). Экраны 242 (фиг. 2) и рама 222 (фиг. 2) на фиг. 3 не показаны. При работе первая заслонка 226 и вторая заслонка 228 перемещаются относительно рамы 222 и, в более общем смысле, фюзеляжа 116. В закрытом положении 300 первая заслонка 226 (например, по меньшей мере участок первого конца 236) входит в зацепление или плотно прижимается к второй заслонке 228 (например, по меньшей мере к участку второго конца 254) для ограничения или предотвращения потока текучей среды через канал 202.
[031] На фиг. 4 представлена схематическая иллюстрация примерного выпускного клапана 200 восстановления тяги аналогичного клапану, изображенному на фиг. 3, но показанного в открытом положении 400 (например, частично открытом положении при полете в крейсерском режиме). Когда выпускной клапан 200 восстановления тяги перемещается в открытое положение 400, первая заслонка 226 перемещается или поворачивается в направлении внешней стороны 210, а вторая заслонка 228 перемещается или поворачивается в направлении внутренней стороны 206. Другими словами, первый конец 236 первой заслонки 226 перемещается в направлении от второго конца 254 второй заслонки 228. Первая заслонка 226 и вторая заслонка 228 изменяют площадь поперечного сечения потока (например, эффективную площадь поперечного сечения потока) канала 202 между входным отверстием 204 и выходным отверстием 208 выпускного клапана 200 восстановления тяги. В частности, первая заслонка 226 может быть отрегулирована относительно второй заслонки 228 во множестве открытых положений между закрытым положением 300 на фиг. 3 и полностью открытым положением (например, включая частично положение 400 на фиг. 4) для изменения (например, увеличения или уменьшения) массового расхода, который может проходить через канал 202. Другими словами, аэродинамическая поверхность 230 перемещается относительно второй аэродинамической поверхности 246, обеспечивая расчетную площадь горловины или распределение площадей по каналу 202, чтобы обеспечить возможность отведения потока воздуха в салоне на основе предварительно заданной программы с конкретным массовым расходом. Например, массовый расход воздуха, необходимый для отведения из салона 114 при помощи выпускного клапана 200, может зависеть от количества пассажиров и/или высоты полета летательного аппарата 100.
[032] В открытом положении 400 канал 202 имеет сходящийся-расходящийся профиль 402 (например, сходящуюся-расходящуюся форму). Более конкретно, текучая среда проходит вдоль первого участка 404 канала 202 по сходящейся характеристической кривой (например, от большей площади поперечного сечения к меньшей площади поперечного сечения), затем проходит вдоль второго участка 406 канала 202 по расходящейся характеристической кривой (например, от меньшей площади поперечного сечения к большей площади поперечного сечения). В частности, канал 202 имеет сходящийся профиль между входным отверстием 204 и горловиной 408 канала 202, и расходящийся профиль между горловиной 408 и выходным отверстием 208. Первая заслонка 226 перемещается относительно второй заслонки 228 для регулирования или изменения (например, увеличения или уменьшения) площади поперечного сечения горловины 408 (например, на основе необходимого массового расхода). Горловина 408 показанного примера обеспечивает наименьшую площадь поперечного сечения канала 202. Другими словами, площадь поперечного сечения в входном отверстии 204 и площадь поперечного сечения в выходном отверстии 208 больше, чем площадь поперечного сечения в горловине 408, когда выпускной клапан 200 восстановления тяги перемещается между открытым положением 400 и закрытым положением 300. В некоторых примерах, соотношение между площадью выходного отверстия 208 и площадью горловины 408 может составлять приблизительно от 1 до 2 во время, например, полета в крейсерском режиме.
[033] Чтобы увеличить восстановление тяги и уменьшить аэродинамическое сопротивление, выпускной клапан 200 восстановления тяги показанного примера прикреплен к раме 410 летательного аппарата 100 так, что канал 202 и/или выходное отверстие 208 расположены вблизи (например, выровнены около) обшивки или внешней поверхности 412 летательного аппарата 100. При этом выпускной клапан 200 восстановления тяги выровнен или ориентирован (например, по существу параллельно) относительно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 (например, линии внешней формы или общей линии внешней формы летательного аппарата 100) и/или направления полета 415. В частности, выходное отверстие 406, горловина 408 и/или, в более общем смысле, канал 202 выпускного клапана 200 восстановления тяги могут быть расположены или выровнены ближе к (например, под меньшим углом) или по существу параллельно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415 летательного аппарата 100, чем известные выпускные клапаны известного летательного аппарата. В результате выравнивания горловины 408 и/или выходного отверстия 208 по существу параллельно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415, вектор тяги 416 (например, направление потока текучей среды) текучей среды (например, воздуха в салоне), проходящей через горловину 408 и/или удаляемой или выходящей из выходного отверстия 208 выпускного клапана 200 восстановления тяги, расположен в большей степени параллельно (например, по существу параллельно) внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415, чем перпендикулярно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415. Другими словами, вектор тяги 416 имеет меньший угол 418 относительно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направления полета 415, чем угол 420 относительно перпендикуляра. В некоторых примерах, самолет может лететь с небольшим положительным углом атаки (например, углом от 0 градусов до 3 градусов между направлением невозмущенного потока воздуха и продольной осью фюзеляжа 116). Например, во время полета в крейсерском режиме продольная ось фюзеляжа 116 может испытывать крен или принимать наклонное положение (например, вверх) относительно направления невозмущенного потока. В результате, в некоторых случаях угол 418 наклона вектора тяги 416 может быть равен приблизительно нулю относительно (например, быть параллельным или иметь наклон от 0 градусов до 2 градусов) оси корпуса 414 и/или внешней поверхности 412. В некоторых примерах угол 418, являясь по существу параллельным, включает в себя диапазон углов приблизительно от 0 градусов до 10 градусов. В некоторых случаях, например, при определенных рабочих условиях полета в крейсерском режиме, угол 418, являясь по существу равным нулю, включает в себя диапазон углов приблизительно от 2,5 градусов до 9 градусов (например, 5 градусов). Примерные углы или диапазон углов, представляющие угол 418 вектора восстановления тяги 416 относительно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направления полета 415, могут изменяться в зависимости от условий полета, количества пассажиров в салоне 114, кривизны поверхности корпуса летательного аппарата 100 и/или других рабочих условий.
[034] В результате расположения канала 202 (например, горловины 408 и/или выходного отверстия 208) под небольшим углом относительно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направления полета 415 летательного аппарата 100 текучая среда, выходящая из канала 202, обеспечивает восстановление тяги с повышенным процентом тяги (например, по существу параллельного вектора тяги), направленным в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению. Таким образом, летно-технические характеристики летательного аппарата могут быть улучшены, поскольку большая часть силы тяги от отработавшего воздуха из выпускного клапана направлена в сторону, противоположную аэродинамическому сопротивлению. В отличие от этого, если выходное отверстие и/или выпускной клапан восстановления тяги ориентирован или расположен в большей степени перпендикулярно к внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415, чем параллельно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415 (например, угол 420 вектора тяги 416 меньше, чем угол 418), текучая среда может отделяться от внешней поверхности 412 ниже по потоку от выпускного клапана 200 восстановления тяги (например, ниже по потоку от выходного отверстия 208) и вызывать нежелательную турбулентность в структуре потока (например, воздуха в салоне) ниже по потоку от (например, выходного отверстия 208) выпускного клапана 200 восстановления тяги. В результате, меньшая сила может быть направлена в направлении полета 415 и/или может увеличиться аэродинамическое сопротивление, что в результате дает уменьшенное восстановление тяги. Таким образом, расположение выходного отверстия 208 выпускного клапана 200 восстановления тяги в ориентации, которая в большей степени параллельна (например, вектор тяги 416 отводимого воздух в салоне имеет меньший угол 418, чем угол 420) внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415, значительно уменьшает или снижает возможность появления отделенного потока при отведении воздуха в салоне от выходного отверстия 208 с относительно высокой скоростью, тем самым уменьшая аэродинамическое сопротивление и повышая эффективность использования топлива.
[035] Для обеспечения возможности расположения выпускного клапана 200 восстановления тяги (например, горловины 408 и/или выходного отверстия 406) в большей степени параллельно внешней поверхности 412, оси корпуса 414 и/или направлению полета 415, с сохранением сходящегося-расходящегося профиля 402, первая аэродинамическая поверхность 230 первой заслонки 226 содержит первый участок 422, имеющий первый профиль, и второй участок 424, имеющий второй профиль, отличающийся от первого профиля. Первый участок 422 показанного примера имеет криволинейную поверхность, а второй участок 424 имеет наклонный профиль или профиль переменного сечения или соответствующую форму (например, наклонную поверхность). Более конкретно, первый участок 422 расположен между вторым участком 424 и третьим участком 426 первой аэродинамической поверхности 230. Первый участок 422 показанного примера обеспечивает переход между вторым участком 424 и третьим участком 426. Второй участок 424 показанного примера смещен или углублен (например, расположен ниже в ориентации на фиг. 4) относительно третьего участка 426. Первый участок 422 имеет дугообразный или криволинейный профиль (например, имеет вогнутую криволинейную форму), который переходит между третьим участком 426 и вторым участком 424.
[036] Более конкретно, криволинейный профиль первого участка 422 начинается на первом конце 428 третьего участка 426 и проходит вниз от третьего участка 426 в ориентации на фиг. 4 для образования углубления 430 первого участка 422. Первый участок 422 поднимается вверх от углубления 430 в ориентации на фиг. 4 и заканчивается на первом конце 432 второго участка 424. Углубление 430 и/или наклон вверх первого участка 422 и по меньшей мере участок раструба 260 второй заслонки 228 (например, выше по потоку от горловины 408) образуют сходящуюся характеристическую кривую 404 канала 202. Второй участок 424 показанного примера наклонен вниз между первым концом 432 второго участка 424 и выходным отверстием 208. Второй участок 424 первой аэродинамической поверхности 230 первой заслонки 226 и первый участок 434 второй аэродинамической поверхности 246 второй заслонки 228 (например, ниже по потоку от горловины 408) обеспечивает или образует расходящуюся характеристическую кривую 406 канала 202.
[037] Кроме того, первая аэродинамическая поверхность 230 первой заслонки 226 является по существу гладкой и/или свободной от глушителей шума (например, выдающихся частей или выступов, аэродинамических рассекателей и т.п.), выступающих (например, перпендикулярно или проходящих вверх) из первой аэродинамической поверхности 230. Однако в некоторых примерах первая аэродинамическая поверхность 230 может использовать глушители шума (например, выступы или выдающиеся части, аэродинамические рассекатели) для уменьшения шума. Дополнительно, вторая аэродинамическая поверхность 246 (например, первый участок 434 и второй участок 436) показанной второй заслонки 228 является по существу гладкой и свободной от выдающихся частей или выступов (например, аэродинамических рассекателей), выступающих (например, перпендикулярно или вниз) из второй аэродинамической поверхности 246. Однако в некоторых примерах вторая аэродинамическая поверхность 246 может использовать глушитель шума (например, выдающиеся части) для уменьшения генерации шума. Раструб 260 (например, луковицеобразный или конец с большим радиусом) имеет относительно большой радиус, чтобы обеспечить плавный переход между первым участком 434 первой аэродинамической поверхности 422 второй заслонки 228 и вторым участком 436 второй аэродинамической поверхности 246 второй заслонки 228, противоположным первому участку 434. Раструб 260 второй заслонки 228 уменьшает разделение потока вдоль второй заслонки 228 для уменьшения или ограничения уровня шума выпускного клапана 200 восстановления тяги. Раструб 260 уменьшает разделение или отрыв потока от первого участка 436 второй аэродинамической поверхности 246 и/или второго участка 436 второй аэродинамической поверхности 246, когда текучая среда из салона 114 проходит через вторую заслонку 228 и к выходному отверстию 208.
[038] В нормальных рабочих условиях выпускной клапан 200 восстановления тяги обычно находится в полностью открытом положении (например, первая заслонка 226 и вторая заслонка 228 разнесены друг от друга на максимальное расстояние), когда летательный аппарат 100 выполняет руление (например, по земле перед взлетом), поскольку давление воздуха в салоне 114 (фиг. 1) не требует регулировки на основе разницы давлений между атмосферным давлением (например, на уровне моря) и давлением в салоне. Во время взлета первая заслонка 226 и вторая заслонка 228 постепенно перемещаются к закрытому положению 300 (фиг. 3) и открытому положению 400 для управления (например, минимизации) скоростью изменения давления в салоне 114. В условиях полета в крейсерском режиме выпускной клапан 200 восстановления тяги регулируют (например, первая заслонка 226 и вторая заслонка 228 перемещаются между закрытым положением 300 и открытым положением 400), чтобы корректировать площадь горловины 408 или эффективную площадь поперечного сечения потока канала 202 с целью регулировки давления воздуха внутри салона 114 в соответствии с предварительно заданной программой управления давлением в салоне. Например, в некоторых случаях, массовый расход можно задавать на основе количества пассажиров в салоне 114. Например, массовый расход через канал 202 выпускного клапана 200 восстановления тяги может составлять приблизительно от 2,0 фунтов/сек (0,91 кг/сек) до 8,0 фунтов/сек (3,63 кг/сек), когда летательный аппарат 100 летит на скорости Маха 0,84 приблизительно на высоте 37000 футов (11280 метров) при давлении в салоне 11,78 psi (0,8 атм) и температуре в салоне 72°F (25,5°С).
[039] При полете в крейсерском режиме степень изменения давления в салоне (например, степень изменения давления в салоне относительно атмосферного давления) составляет по меньшей мере более 1,89 (например, приблизительно от 3,0 до 5,0). В результате, выпускной клапан 200 восстановления тяги работает, как сверхзвуковое сопло. Другими словами, степень изменения давления между давлением в салоне и окружающим давлением, которое больше, чем приблизительно 1,89, обеспечивает скорость потока в горловине 408, равную 1 Маху (например, в минимальной или наименьшей площади) сходящегося-расходящегося профиля 402. Таким образом, горловина 408 обеспечивает дросселируемый поток (например, поток со скоростью текучей среды 1 Мах), когда разница давлений между давлением в салоне и окружающим давлением больше, чем 1,89. В частности, при дросселируемом потоке массовый расход не увеличивается или не уменьшается из-за изменения окружающего давления, а остается постоянным при постоянной геометрии горловины. Таким образом, соотношение площадей между площадью горловины 408 и площадью выходного отверстия 208 можно использовать для определения давления текучей среды, выходящей из выходного отверстия 208 или отводимой из него (например, давления на выходе), и скорости текучей среды, выходящей из выходного отверстия 208 (например, скорости на выходе).
[040] Во время эксплуатации при полете в крейсерском режиме, система 120 автоматического регулирования давления в салоне (фиг. 1) определяет расчетную площадь горловины 408, необходимую для отведения воздуха в салоне в атмосферу с расчетным массовым расходом, чтобы поддерживать заданное давление воздуха в салоне (например, на основе заданной программы). Система 120 автоматического регулирования давления в салоне (фиг. 1) располагает первую заслонку 226 относительно второй заслонки 228 так, что первая аэродинамическая поверхность 230 и вторая аэродинамическая поверхность 246 обеспечивают в горловине 408 достаточную площадь горловины для получения в выходном отверстии 208 массового расхода воздуха в салоне, необходимого для поддержания заданного давления воздуха в салоне. Таким образом, положение первой заслонки 226 и второй заслонки 228 изменяет площадь горловины 408.
[040] Кроме того, профиль первой аэродинамической поверхности 230 и/или второй аэродинамической поверхности 246 может быть выполнен с возможностью (например, иметь форму) обеспечивать заданное или расчетное соотношение площади выходного отверстия к площади горловины (например, соотношение между площадью выходного отверстия 208 и площадью горловины 408) на основе заданных условий работы или диапазонов параметров, которые летательный аппарат 100 может испытывать во время полета (например, во время полета в крейсерском режиме). Таким образом, профиль первой аэродинамической поверхности 230 и профиль второй аэродинамической поверхности 246 выполнены с возможностью обеспечить соотношение площадей поперечного сечения, которое может быть оптимизировано для условий полета в крейсерском режиме. Таким образом, поскольку профили или формы первой аэродинамической поверхности 230 и второй аэродинамической поверхности 246 являются фиксированными, расчетная площадь горловины 408 коррелируется или соответствует расчетной площади выходного отверстия 208. Таким образом, для данного диапазона площадей горловины, необходимых для передачи расчетного массового расхода воздуха из салона в атмосферу во время полета в условиях крейсерского режима, профили первой и второй аэродинамических поверхностей 230 и 246 могут быть выполнены с возможностью (например, предварительно заданы) обеспечить расчетные площади выходного отверстия 208, соответствующие расчетным площадям при различных положениях горловины 408.
[042] Таким образом, площадь горловины 408, обеспеченная положением первой заслонки 226 относительно положения второй заслонки 228, может обеспечить в выходном отверстии 208 площадь, которая заставляет давление воздуха в салоне в выходном отверстии 208 быть по существу таким же, как (например, соответствовать или отличаться в пределах плюс или минус 10 процентов) окружающее или атмосферное давление на данной высоте полета в крейсерском режиме. В частности, соответствие давления отводимого воздуха и давления окружающего воздуха при полете в крейсерском режиме в выходном отверстии 208 выпускного клапана 200 восстановления тяги по существу достигается при помощи сходящегося-расходящегося профиля 402, Сходящийся-расходящийся профиль 402, образованный первой заслонкой 226 (например, первым аэродинамическим профилем 230) и второй заслонкой 228 (например, вторым аэродинамическим профилем 246), позволяет давлению воздуха в салоне 114 (и/или на входном отверстии 204) уменьшаться между горловиной 408 и выходным отверстием 208, при этом увеличивая скорость воздуха до сверхзвуковых скоростей на выходном отверстии 208.
[043] Например, оптимальное соотношение площади горловины к площади выходного отверстия может определяться степенью изменения давления в салоне во время полета в крейсерском режиме. Степень изменения давления в салоне может основываться на степени изменения давления между атмосферным давлением на данной высоте полета в крейсерском режиме и измеренным давлением внутри салона и/или в входном отверстии 204. В примерном летательном аппарате 100 на фиг. 1 система 120 автоматического регулирования давления в салоне определяет степень изменения давления в салоне (например, отношение атмосферного давления к давлению в салоне). Например, для определения степени изменения давления в салоне система 120 автоматического регулирования давления в салоне может принимать (например, при помощи датчика или данных от системы управления) значение величины атмосферного давления на данной высоте и давления воздуха в салоне 114 и/или давления текучей среды на входном отверстии 204. На основании данной определенной степени изменения давления в салоне, система 120 автоматического регулирования давления в салоне определяет площадь горловины 408, соответствующую расчетному массовому расходу воздуха в салоне в атмосферу. Система 120 автоматического регулирования давления в салоне, например, может получать площадь горловины из справочной таблицы, системной памяти и/или может рассчитать данную степень на основе других полученных данных или информации (например, от системы ЭСУД, датчика и т.п.). На основании определенной площади горловины, система 120 автоматического регулирования давления в салоне подает команду двигателю 214 (фиг. 2) двигаться либо в первом направлении, либо во втором направлении для регулировки или перемещения первой заслонки 226 относительно второй заслонки 228, чтобы обеспечить определенную площадь горловины в горловине 408. При расчетной площади горловины первая и вторая заслонки 226 и 228 обеспечивают площадь выходного отверстия, которое вынуждает воздух в салоне выходить по существу под тем же давлением, что и атмосферное давление, обусловленное высотой летательного аппарата 100. Как было отмечено выше, такая площадь входного отверстия обеспечена первой и второй аэродинамическими поверхностями 230 и 246, которые могут быть оптимизированы для условий и/или параметров, в которых находится летательный аппарат 100 во время полета в крейсерском режиме. В результате может быть достигнуто отношение площади выходного отверстия к площади горловины (например, приблизительно от 1 до 2), обеспечивающее давление воздуха в салоне на выходе из выходного отверстия 208, которое по существу такое же, как атмосферное давление во время полета в крейсерском режиме (например, на высоте летательного аппарата 100 от 30000 футов (9144 метров) до 40000 футов (12192 метров)) для диапазонов площадей горловины, которые могут потребоваться, чтобы обеспечить требуемые массовые расходы воздуха в салоне во время полета в крейсерском режиме.
[044] На фиг. 5 показан частичный увеличенный вид выпускного клапана 200 восстановления тяги, изображенного на фиг. 2-4, соединенного с летательным аппаратом 100. Как показано на фиг. 5, в отличие от некоторых известных выпускных клапанов, имеющих выходные отверстия, ориентированные в большей степени в наружном направлении (например, под углом 45 градусов относительно внешней поверхности 412, в большей степени в направлении, перпендикулярном внешней поверхности 412), выходное отверстие 208 расположено или ориентировано (например, под углом) в направлении к хвостовой части 106 летательного аппарата 100. Для дальнейшего направления отработанного воздуха в направлении хвостовой части 106 летательного аппарата 100, от первой заслонки 226 проходят экраны 242, чтобы препятствовать воздуху в канале 202 выходить через боковые стороны 502 выпускного клапана 200 восстановления тяги (например, в направлении перпендикулярном направлению потока 504 воздуха), до выхода воздуха в салоне через выходное отверстие 208. Экраны 242 проходят от рамы 222, чтобы направлять воздух в салоне, выходящий из выходного отверстия 208, в направлении хвостовой части 106 летательного аппарата 100. Как показано в данном документе, канал 202 (например, экраны 242, первая заслонка 226 и вторая заслонка 228) обеспечивает прямоугольное поперечное сечение или форму. Однако в других примерах канал 202 может иметь любую другую форму или профиль (например, квадратную, круглую и т.п.). Дополнительно, первая заслонка 226 выступает из внешней поверхности 412 летательного аппарата 100 и проходит в обтекающий поток так, чтобы формировать экран, предотвращающий взаимодействие в выходном отверстии 208 набегающего потока с удаляемым воздухом в салоне во время полета (например, взлета, полета в крейсерском режиме, набора высоты, снижения и т.п.).
[045] По меньшей мере некоторые из вышеупомянутых примеров содержат один или более признаков и/или преимуществ, включая, но не ограничиваясь этим, следующее.
[046] В некоторых примерах выпускной клапан восстановления тяги содержит элемент управления потоком, имеющий первую аэродинамическую поверхность и вторую аэродинамическую поверхность, которые образуют по меньшей мере участок канала потока текучей среды между входным отверстием и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги. В некоторых примерах первый участок первой аэродинамической поверхности и первый участок второй аэродинамической поверхности образуют сходящийся профиль между входным отверстием и горловиной канала потока текучей среды. В некоторых примерах второй участок первой аэродинамической поверхности и второй участок второй аэродинамической поверхности образуют расходящийся профиль между горловиной и выходным отверстием канала потока текучей среды. В некоторых примерах канал потока текучей среды расположен под небольшим углом относительно внешней поверхности летательного аппарата, давая возможность текучей среде, выходящей из канала потока текучей среды, обеспечить вектор восстановления тяги, ориентированный главным образом параллельно внешней поверхности летательного аппарата и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
[047] В некоторых примерах вектор восстановления тяги находится под углом приблизительно от 0 градусов до 10 градусов относительно внешней поверхности летательного аппарата (например, когда вектор восстановления тяги практически параллелен внешней поверхности).
[048] В некоторых примерах элемент управления потоком содержит экраны, проходящие от соответствующих сторон элемента управления потоком, при этом экраны образуют участок канала потока текучей среды.
[049] В некоторых примерах элемент управления потоком содержит первую заслонку, выполненную с возможностью перемещения относительно второй заслонки, причем первая заслонка образует первую аэродинамическую поверхность, а вторая заслонка образует вторую аэродинамическую поверхность.
[050] В некоторых примерах экраны проходят от первой заслонки.
[051] В некоторых примерах контроллер соединен с возможностью связи с выпускным клапаном восстановления тяги. В некоторых примерах контроллер определяет разницу между давлением в салоне и атмосферным давлением или степень изменения давления между давлением в салоне летательного аппарата и атмосферным давлением на данной высоте летательного аппарата.
[052] В некоторых примерах контроллер должен определять площадь горловины канала потока текучей среды, чтобы определить массовый расход воздуха в салоне между салоном летательного аппарата и атмосферой, необходимый для поддержания давления в салоне на заданном уровне. В некоторых примерах площадь горловины дает в результате площадь входного отверстия, которое обеспечивает давление на выходе воздуха в салоне, выходящего из выходного отверстия, по существу такое же, как атмосферное давление на данной высоте.
[053] В некоторых примерах выпускной клапан восстановления тяги для использования с летательным аппаратом содержит первую заслонку, имеющую первую аэродинамическую поверхность, и вторую заслонку, имеющую вторую аэродинамическую поверхность. В некоторых примерах первая заслонка выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки между открытым положением, в котором обеспечен выпуск текучей среды в атмосферу, и закрытым положением, в котором выпуск текучей среды в атмосферу исключен. В некоторых примерах первая аэродинамическая поверхность первой заслонки отстоит от второй аэродинамической поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды, имеющего сходящуюся-расходящуюся форму или профиль, когда выпускной клапан восстановления тяги находится в открытом положении. В некоторых примерах первая аэродинамическая поверхность содержит первый участок и второе положение, причем второй участок расположен между первым участком и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги. В некоторых примерах первый участок имеет криволинейный профиль и выступающую вверх поверхность, проходящую от конца криволинейного профиля. В некоторых примерах второй участок имеет профиль переменного сечения, проходящий между первым концом, смежным с первым участком, и вторым концом, смежным с выходным отверстием.
[054] В некоторых примерах первая аэродинамическая поверхность и вторая аэродинамическая поверхность обеспечивают возможность вектору восстановления тяги, выходящему из выходного отверстия, быть по существу параллельным оси корпуса летательного аппарата.
[055] В некоторых примерах вектор восстановления тяги находится под углом приблизительно от 0 градусов до 10 градусов относительно оси корпуса летательного аппарата, когда вектор восстановления тяги является по существу параллельным оси корпуса.
[056] В некоторых примерах первая заслонка содержит боковые пластины, проходящие от первой аэродинамической поверхности, при этом боковые пластины выполнены с возможностью направления текучей среды в канал потока текучей среды к выходному отверстию выпускного клапана восстановления тяги.
[057] В некоторых примерах первая аэродинамическая поверхность и вторая аэродинамическая поверхность по существу свободны от выступов, проходящих в струю потока восстановления тяги (например, выступов, проходящих непараллельно) из соответствующих первой и второй аэродинамических поверхностей.
[058] В некоторых примерах канал потока текучей среды образует входное отверстие, горловину и выходное отверстие.
[059] В некоторых примерах горловина и/или выходное отверстие должно быть ориентированы ближе к параллельному, чем к перпендикулярному положению относительно оси относительно оси корпуса летательного аппарата.
[060] В некоторых примерах первый участок канала потока текучей среды между входным отверстием и горловиной имеет сходящийся профиль.
[061] В некоторых примерах второй участок канала потока текучей среды между горловиной и выходным отверстием имеет расходящийся профиль.
[062] В некоторых примерах площадь поперечного сечения в горловине можно регулировать путем перемещения первой заслонки относительно второй заслонки.
[063] В некоторых примерах выпускной клапан восстановления тяги для использования с летательным аппаратом содержит исполнительный механизм, присоединенный к раме. В некоторых примерах первая заслонка присоединена к раме с возможностью поворота. В некоторых примерах вторая заслонка присоединена к раме с возможностью поворота. В некоторых примерах поверхность первой заслонки отстоит от поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды между входным отверстием и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги. В некоторых примерах первая заслонка выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки между закрытым положением, в котором исключено прохождение текучей среды через канал потока текучей среды, и открытым положением, в котором обеспечена возможность прохождения текучей среде через канал потока текучей среды. В некоторых примерах контроллер соединен с возможностью связи с исполнительным механизмом. В некоторых примерах контроллер выполнен с возможностью определения положения первой заслонки относительно второй заслонки для согласования площади горловины канала потока текучей среды с заданным массовым расходом воздуха в салоне. В некоторых примерах положение первой заслонки и второй заслонки дает в результате соотношение площади выходного отверстия и площади горловины по меньшей мере на участке канала потока текучей среды, которое обеспечивает возможность выхода воздуха в салоне из выходного отверстия канала потока текучей среды по существу под давлением, таким же как атмосферное давление на высоте летательного аппарата.
[064] В некоторых примерах первая поверхность первой заслонки и вторая поверхность второй заслонки по существу параллельны, когда первая заслонка перемещается относительно второй заслонки.
[065] В некоторых примерах первая поверхность первой заслонки и вторая поверхность второй заслонки образуют канал потока текучей среды, имеющий сходящийся-расходящийся профиль.
[066] В некоторых примерах первый участок канала потока текучей среды между входным отверстием и горловиной образует сходящийся профиль, а второй участок канала потока текучей среды между горловиной и выходным отверстием образует расходящийся профиль.
[067] В некоторых примерах вектор тяги текучей среды, выходящий из выходного отверстия выпускного клапана восстановления тяги в большей степени параллелен внешнему обводу летательного аппарата, чем перпендикулярен внешнему обводу.
[068] В некоторых примерах выходное отверстие канала потока текучей среды расположено под небольшим углом относительно внешней поверхности летательного аппарата, для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора восстановления тяги, по существу выровненного с внешним обводом летательного аппарата и/или направлением полета, и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
[069] Дополнительно изобретение содержит варианты осуществления согласно следующим пунктам:
[070] Пункт 1. Выпускной клапан восстановления тяги, содержащий:
элемент управления потоком, имеющий первую аэродинамическую поверхность и вторую аэродинамическую поверхность, которые образуют по меньшей мере участок канала потока текучей среды между входным отверстием и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги,
первый участок первой аэродинамической поверхности и первый участок второй аэродинамической поверхности образуют сходящийся профиль между входным отверстием и горловиной канала потока текучей среды, а
второй участок первой аэродинамической поверхности и второй участок второй аэродинамической поверхности образуют расходящийся профиль между горловиной и выходным отверстием канала потока текучей среды,
причем канал потока текучей среды расположен под небольшим углом относительно внешней поверхности летательного аппарата для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора восстановления тяги, ориентированного по существу параллельно внешней поверхности летательного аппарата и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
[071] Пункт 2. Клапан по пункту 1, в котором вектор восстановления тяги находится под углом приблизительно от 0 градусов до 10 градусов относительно внешней поверхности летательного аппарата.
[072] Пункт 3. Клапан по пункту 1, в котором элемент управления потоком содержит экраны, проходящие от соответствующих сторон элемента управления потоком и образующие участок канала потока текучей среды.
[073] Пункт 4. Клапан по пункту 3, в котором элемент управления потоком содержит первую заслонку, выполненную с возможностью перемещения относительно второй заслонки, при этом первая заслонка образует первую аэродинамическую поверхность, а вторая заслонка образует вторую аэродинамическую поверхность.
[074] Пункт 5. Клапан по пункту 4, в котором экраны проходят от первой заслонки.
[075] Пункт 6. Клапан по пункту 1, дополнительно содержит контроллер, соединенный с возможностью связи с выпускным клапаном восстановления тяги, при этом контроллер выполнен с возможностью определения разницы атмосферного давления или степени изменения давления между давлением в салоне летательного аппарата и атмосферным давлением на данной высоте летательного аппарата.
[076] Пункт. 7. Клапан по пункту 6, в котором контроллер выполнен с возможностью определения площади горловины канала потока текучей среды для обеспечения массового расхода воздуха в салоне между салоном летательного аппарата и атмосферой, необходимого для поддержания давления в салоне на заданном уровне, при этом площадь горловины определяет площадь выходного отверстия, которая обеспечивает создание давления на выходе воздуха в салоне, выходящего из выходного отверстия, по существу такого же, как атмосферное давление на данной высоте.
[077] Пункт 8. Выпускной клапан восстановления тяги для использования с летательным аппаратом, содержащий:
первую заслонку, имеющую первую аэродинамическую поверхность; и
вторую заслонку, имеющую вторую аэродинамическую поверхность, причем
первая заслонка выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки между открытым положением, в котором обеспечен выход текучей среды в атмосферу и закрытым положением, в котором исключен выход текучей среды в атмосферу,
первая аэродинамическая поверхность первой заслонки отстоит от второй аэродинамической поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды, имеющего сходящуюся-расходящуюся форму или профиль, когда выпускной клапан восстановления тяги находится в открытом положении,
первая аэродинамическая поверхность, имеющая первый участок и второе положение, при этом
второй участок, расположен между первым участком и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги,
первый участок имеет криволинейный профиль и выступающую вверх поверхность, проходящую от конца криволинейного профиля,
второй участок, имеющий профиль переменного сечения, проходящий между первым концом, смежным с первым участком, и вторым концом, смежным с выходным отверстием.
[078] Пункт 9. Клапан по пункту 8, в котором первая аэродинамическая поверхность и вторая аэродинамическая поверхность обеспечивают возможность нахождения вектора восстановления тяги, выходящего из выходного отверстия, по существу параллельно оси корпуса летательного аппарата.
[079] Пункт 10. Клапан по пункту 9, в котором вектор восстановления тяги находится под углом приблизительно от 0 градусов до 10 градусов относительно оси корпуса летательного аппарата, когда вектор восстановления тяги является по существу параллельным оси корпуса.
[080] Пункт 11. Клапан по пункту 8, в котором первая заслонка имеет боковые пластины, проходящие от первой аэродинамической поверхности, при этом боковые пластины выполнены с возможностью направления текучей среды в канал потока текучей среды к выходу выпускного клапана восстановления тяги.
[081] Пункт 12. Клапан по пункту 8, в котором первая аэродинамическая поверхность и вторая аэродинамическая поверхность по существу свободны от выступов, проходящих в струю потока восстановления тяги из соответствующих первой и второй аэродинамических поверхностей.
[080] Пункт 13. Клапан по пункту 8, в котором канал потока текучей среды имеет входное отверстие, горловину и выходное отверстие.
[081] Пункт 14. Клапан по пункту 13, в котором по горловина и/или выходное отверстие 208 ориентированы ближе к параллельному, чем к перпендикулярному положению относительно оси корпуса летательного аппарата.
[082] Пункт 15. Клапан по пункту 14, в котором первый участок канала потока текучей среды между входным отверстием и горловиной имеет сходящийся профиль.
[083] Пункт 16. Клапан по пункту 15, в котором второй участок канала потока текучей среды между горловиной и выходным отверстием имеет расходящийся профиль.
Пункт 17. Клапан по п. 14, в котором обеспечена возможностью регулирования площади поперечного сечения в горловине путем перемещения первой заслонки относительно второй заслонки.
[084] Пункт 18. Выпускной клапан восстановления тяги для использования с летательным аппаратом, содержащий:
- исполнительный механизм, соединенный с рамой;
- первую заслонку, соединенную с рамой с возможностью поворота;
- вторую заслонку, соединенную с рамой с возможностью поворота, при этом
поверхность первой заслонки отстоит от поверхности второй заслонки с образованием канала потока текучей среды между входным отверстием и выходным отверстием выпускного клапана восстановления тяги,
первая заслонка выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки между закрытым положением, в котором исключено прохождение текучей среды через канал потока текучей среды, и открытым положением, в котором обеспечена возможность прохождения текучей среды через канал потока текучей среды; и
- контроллер, соединенный с возможностью связи с исполнительным механизмом, при этом
контроллер выполнен с возможностью определения положения первой заслонки относительно второй заслонки, при котором обеспечивается согласование площади горловины канала потока текучей среды с заданным массовым расходом воздуха в салоне, и
положение первой заслонки и второй заслонки обеспечивает соотношение площади выходного отверстия с площадью горловины по меньшей мере на участке канала потока текучей среды, которое обеспечивает возможность создания в салоне давления воздуха, выходящего из выходного отверстия канала потока текучей среды, по существу такого же, как давление на высоте летательного аппарата.
[085] Пункт 19. Клапан по пункту 18, в котором первая поверхность первой заслонки и вторая поверхность второй заслонки по существу параллельны, когда первая заслонка перемещается относительно второй заслонки.
[086] Пункт 20. Клапан по пункту 18, в котором первая поверхность первой заслонки и вторая поверхность второй заслонки образуют канал потока текучей среды, имеющий сходящийся-расходящийся профиль.
[087] Пункт 21. Клапан по пункту 18, в котором первый участок канала потока текучей среды между входным отверстием и горловиной обеспечивает сходящийся профиль, а второй участок канала потока текучей среды между горловиной и выходным отверстием обеспечивает расходящийся профиль.
[088] Пункт 22. Клапан по пункту 18, в котором вектор тяги текучей среды, выходящей из входного отверстия выпускного клапана восстановления тяги, является в большей степени параллельным внешнему обводу летательного аппарата, чем перпендикулярным внешнему обводу.
[089] Пункт 23. Клапан по пункту 18, в котором выходное отверстие канала потока текучей среды расположено под небольшим углом относительно внешней поверхности летательного аппарата для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора восстановления тяги, по существу выровненного с внешним обводом летательного аппарата и/или направлением полета, и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
[090] Хотя в данном документе описаны некоторые примерные способы и устройства, объем охвата данного документа не ограничивается этим. Напротив, данный документ охватывает все способы, устройства и промышленные изделия, явно попадающие в объем измененной формулы изобретения буквально или согласно доктрине эквивалентов.

Claims (43)

1. Выпускной клапан (200) восстановления тяги, содержащий:
элемент (216) управления потоком, имеющий первую аэродинамическую поверхность (230) и вторую аэродинамическую поверхность (246), которые образуют по меньшей мере участок канала потока текучей среды между входным отверстием (204) и выходным отверстием (208) выпускного клапана (200) восстановления тяги,
первый участок (422) первой аэродинамической поверхности (230) и первый участок (434) второй аэродинамической поверхности (246), образующие сходящийся профиль между входным отверстием (204) и горловиной (408) канала потока текучей среды, а
второй участок (424) первой аэродинамической поверхности (230) и второй участок (436) второй аэродинамической поверхности (246), образующие расходящийся профиль между горловиной (408) и выходным отверстием (208) канала потока текучей среды,
причем канал потока текучей среды расположен под небольшим углом относительно внешней поверхности (412) летательного аппарата (100) для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора (416) восстановления тяги, ориентированного по существу параллельно внешней поверхности (412) летательного аппарата (100) и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
2. Клапан (200) по п. 1, в котором вектор (416) восстановления тяги находится под углом приблизительно от 0 градусов до 10 градусов относительно внешней поверхности (412) летательного аппарата (100).
3. Клапан (200) по п. 1, в котором элемент (216) управления потоком имеет экраны (242), проходящие от соответствующих сторон элемента (216) управления потоком и образующие участок канала потока текучей среды.
4. Клапан (200) по п. 3, в котором элемент (216) управления потоком содержит первую заслонку (226), выполненную с возможностью перемещения относительно второй заслонки (228), при этом первая заслонка (226) образует первую аэродинамическую поверхность (230), а вторая заслонка (228) образует вторую аэродинамическую поверхность (246).
5. Клапан (200) по п. 4, в котором экраны (242) проходят от первой заслонки (226).
6. Клапан (200) по п. 1, дополнительно содержащий контроллер, соединенный с возможностью связи с выпускным клапаном (200) восстановления тяги, при этом контроллер выполнен с возможностью определения разницы атмосферного давления или степени изменения давления между давлением в салоне летательного аппарата (100) и атмосферным давлением на данной высоте летательного аппарата (100).
7. Клапан (200) по п. 6, в котором контроллер выполнен с возможностью определения площади горловины канала потока текучей среды для обеспечения массового расхода воздуха в салоне между салоном летательного аппарата (100) и атмосферой, необходимого для поддержания давления в салоне на заданном уровне, при этом площадь горловины определяет площадь выходного отверстия (208), которая обеспечивает создание давления на выходе воздуха в салоне, выходящего из выходного отверстия (208), по существу такого же, как атмосферное давление на данной высоте.
8. Выпускной клапан (200) восстановления тяги для использования с летательным аппаратом (100), содержащий:
первую заслонку (226), имеющую первую аэродинамическую поверхность (230); и
вторую заслонку (228), имеющую вторую аэродинамическую поверхность (246), причем
первая заслонка (226) выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки (228) между открытым положением, в котором обеспечен выход текучей среды в атмосферу, и закрытым положением, в котором исключен выход текучей среды в атмосферу,
первая аэродинамическая поверхность (230) первой заслонки (226) отстоит от второй аэродинамической поверхности (246) второй заслонки (228) с образованием канала потока текучей среды, имеющего сходящуюся-расходящуюся форму или профиль, когда выпускной клапан (200) восстановления тяги находится в открытом положении,
причем первая аэродинамическая поверхность (230) имеет первый участок (422) и второе положение, при этом
второй участок расположен между первым участком и выходным отверстием (208) выпускного клапана (200) восстановления тяги,
первый участок имеет криволинейный профиль и выступающую вверх поверхность, проходящую от конца криволинейного профиля,
второй участок имеет профиль переменного сечения, проходящий между первым концом, смежным с первым участком, и вторым концом, смежным с выходным отверстием (208).
9. Клапан (200) по п. 8, в котором первая аэродинамическая поверхность (230) и вторая аэродинамическая поверхность (246) обеспечивают возможность нахождения вектора (416) восстановления тяги, выходящего из выходного отверстия (208), по существу параллельно оси корпуса летательного аппарата (100).
10. Клапан (200) по п. 9, в котором вектор (416) восстановления тяги находится под углом приблизительно от 0 градусов до 10 градусов относительно оси корпуса летательного аппарата (100), когда вектор (416) восстановления тяги является по существу параллельным оси корпуса.
11. Клапан (200) по п. 8, в котором первая заслонка (226) имеет боковые пластины, проходящие от первой аэродинамической поверхности (230), при этом боковые пластины выполнены с возможностью направления текучей среды в канал потока текучей среды в направлении выходного отверстия (208) выпускного клапана (200) восстановления тяги.
12. Клапан (200) по п. 8, в котором первая аэродинамическая поверхность (230) и вторая аэродинамическая поверхность (246) по существу свободны от выступов, проходящих в струю потока восстановления тяги из соответствующих первой и второй аэродинамических поверхностей (246).
13. Клапан (200) по п. 8, в котором канал потока текучей среды имеет входное отверстие (204), горловину (408) и выходное отверстие (208).
14. Клапан (200) по п. 13, в котором горловина и/или выходное отверстие (208) ориентированы ближе к параллельному, чем к перпендикулярному положению относительно оси корпуса летательного аппарата (100).
15. Клапан (200) по п. 14, в котором первый участок канала потока текучей среды между входным отверстием (204) и горловиной (408) имеет сходящийся профиль.
16. Клапан (200) по п. 15, в котором второй участок канала потока текучей среды между горловиной (408) и выходным отверстием (208) имеет расходящийся профиль.
17. Клапан (200) по п. 14, в котором обеспечена возможность регулирования площади поперечного сечения в горловине (408) путем перемещения первой заслонки (226) относительно второй заслонки (228).
18. Выпускной клапан (200) восстановления тяги для использования с летательным аппаратом (100), содержащий:
- исполнительный механизм (212), соединенный с рамой;
- первую заслонку (226), соединенную с рамой с возможностью поворота;
- вторую заслонку (228), соединенную с рамой с возможностью поворота, при этом
поверхность первой заслонки (226) отстоит от поверхности второй заслонки (228) с образованием канала потока текучей среды между входным отверстием (204) и выходным отверстием (208) выпускного клапана (200) восстановления тяги,
первая заслонка (226) выполнена с возможностью перемещения относительно второй заслонки (228) между закрытым положением, в котором исключено прохождение текучей среды через канал потока текучей среды, и открытым положением, в котором обеспечена возможность прохождения текучей среды через канал потока текучей среды; и
- контроллер, соединенный с возможностью связи с исполнительным механизмом (212), при этом
контроллер выполнен с возможностью определения положения первой заслонки (226) относительно второй заслонки (228), при котором обеспечено согласование площади горловины канала потока текучей среды с заданным массовым расходом воздуха в салоне, и
положение первой заслонки (226) и второй заслонки (228) обеспечивает такое соотношение площади выходного отверстия (208) с площадью горловины по меньшей мере на участке канала потока текучей среды, которое обеспечивает возможность создания в салоне давления воздуха, выходящего из выходного отверстия (208) канала потока текучей среды, по существу такого же, как атмосферное давление на высоте летательного аппарата (100).
19. Клапан (200) по п. 18, в котором первая поверхность первой заслонки (226) и вторая поверхность второй заслонки (228) по существу параллельны, когда первая заслонка (226) перемещается относительно второй заслонки (228).
20. Клапан (200) по п. 18, в котором первая поверхность первой заслонки (226) и вторая поверхность второй заслонки (228) образуют канал потока текучей среды, имеющий сходящийся-расходящийся профиль.
21. Клапан (200) по п. 18, в котором первый участок канала потока текучей среды между входным отверстием (204) и горловиной (408) обеспечивает сходящийся профиль, а второй участок канала потока текучей среды между горловиной (408) и выходным отверстием (208) обеспечивает расходящийся профиль.
22. Клапан (200) по п. 18, в котором вектор (416) тяги текучей среды, выходящей из выходного отверстия (208) выпускного клапана (200) восстановления тяги, является в большей степени параллельным внешнему обводу летательного аппарата (100), чем перпендикулярным внешнему обводу.
23. Клапан (200) по п. 18, в котором выходное отверстие (208) канала потока текучей среды расположено под небольшим углом относительно внешней поверхности (412) летательного аппарата (100) для обеспечения возможности создания текучей средой, выходящей из канала потока текучей среды, вектора (416) восстановления тяги, по существу выровненного с внешним обводом летательного аппарата (100) и/или направлением полета и в направлении, противоположном аэродинамическому сопротивлению.
RU2017101449A 2016-03-28 2017-01-17 Выпускные клапаны восстановления тяги для использования с летательным аппаратом RU2723371C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/082,582 US10071815B2 (en) 2016-03-28 2016-03-28 Thrust recovery outflow valves for use with aircraft
US15/082582 2016-03-28

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017101449A RU2017101449A (ru) 2018-07-17
RU2017101449A3 RU2017101449A3 (ru) 2020-04-09
RU2723371C2 true RU2723371C2 (ru) 2020-06-10

Family

ID=57796191

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017101449A RU2723371C2 (ru) 2016-03-28 2017-01-17 Выпускные клапаны восстановления тяги для использования с летательным аппаратом

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10071815B2 (ru)
EP (1) EP3225553B1 (ru)
CN (1) CN107235152B (ru)
CA (1) CA2954969C (ru)
RU (1) RU2723371C2 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10431254B2 (en) 2017-03-16 2019-10-01 International Business Machines Corporation System for providing an acclimation enclosure for a data storage library
US10660240B2 (en) 2017-03-16 2020-05-19 International Business Machines Corporation Method for providing an access area for a data storage library
US10395695B2 (en) 2017-03-16 2019-08-27 International Business Machines Corporation Data storage library with media acclimation device and methods of acclimating data storage media
US10303376B2 (en) 2017-03-16 2019-05-28 International Business Machines Corporation Data storage library with pass-through connected media acclimation chamber
US10418071B2 (en) * 2017-03-16 2019-09-17 International Business Machines Corporation Data storage library with positive pressure system
US10026445B1 (en) 2017-03-16 2018-07-17 International Business Machines Corporation Data storage library with interior access regulation
US9916871B1 (en) 2017-03-16 2018-03-13 International Business Machines Corporation Data storage library with acclimation chamber
US10026455B1 (en) 2017-03-16 2018-07-17 International Business Machines Corporation System and method for controlling environmental conditions within an automated data storage library
US10890955B2 (en) 2017-03-16 2021-01-12 International Business Machines Corporation System for controlling environmental conditions within an automated data storage library
US10566023B2 (en) 2017-03-16 2020-02-18 International Business Machines Corporation Data storage library with service mode for protecting data storage drives
US11500430B2 (en) 2017-03-16 2022-11-15 International Business Machines Corporation Data storage library with service mode for protecting data storage drives
US10551806B2 (en) 2017-03-16 2020-02-04 International Business Machines Corporation System for providing an access area for a data storage library
US10509421B2 (en) 2017-03-16 2019-12-17 International Business Machines Corproation Method for controlling environmental conditions within an automated data storage library
US10417851B2 (en) 2017-03-16 2019-09-17 International Business Machines Corporation Data storage library with service mode
US10989114B2 (en) 2018-03-07 2021-04-27 The Boeing Company Systems and methods for cooling bleed air from an aircraft engine
US11724811B2 (en) * 2019-11-12 2023-08-15 Gulfstream Aerospace Corporation Outflow valve assembly including sound absorption and aircraft including the same
EP3971088A1 (en) * 2020-09-21 2022-03-23 B/E Aerospace, Inc. Air flow management

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3426984A (en) * 1967-04-24 1969-02-11 United Aircraft Corp Aircraft pressurization outflow valve
SU802728A1 (ru) * 1977-11-17 1981-02-07 Всесоюзный Научно-Исследователь-Ский Ящурный Институт Клапан дл регулировани расходаВОздуХА
WO1998044300A1 (de) * 1997-03-27 1998-10-08 Nord-Micro Elektronik Feinmechanik Ag Stufenventil, insbesondere kabinenabluftventil in einem fluggerät, und verfahren zur regulierung des kabinendrucks
US20130186497A1 (en) * 2012-01-24 2013-07-25 Honeywell International Inc. Cabin pressure outflow valve with simplified whistle eliminator

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3436039A (en) 1967-04-24 1969-04-01 United Aircraft Corp Aircraft pressurization outflow valve
US3740006A (en) * 1971-07-29 1973-06-19 Aircraft Corp Aircraft cabin outflow valve with torque reduction and noise abatement means
US6682413B1 (en) * 2002-11-21 2004-01-27 The Boeing Company Fluid control valve
US7198062B2 (en) * 2002-11-21 2007-04-03 The Boeing Company Fluid control valve
CN100408430C (zh) * 2003-08-28 2008-08-06 波音公司 流体控制阀，移动式平台和减小噪音的方法
DE102007036999A1 (de) 2007-08-06 2009-02-19 Nord-Micro Ag & Co. Ohg Ausströmventil für ein Luftfahrzeug
US8376818B2 (en) 2009-01-29 2013-02-19 Honeywell International Inc. Thrust recovery, or other valve, containing two independently actuated doors and control system
US8632381B2 (en) * 2010-01-04 2014-01-21 Honeywell International Inc. Lightweight cabin pressure thrust recovery outflow valve
US9266615B2 (en) * 2010-01-18 2016-02-23 Honeywell International Inc. Outflow valve having flexible bellmouth and cabin pressure control system employing the same
US9096320B2 (en) 2010-09-09 2015-08-04 Honeywell International Inc. Cabin pressure thrust recovery outflow valve with single door
US9573690B2 (en) 2011-09-06 2017-02-21 Honeywell International Inc. Thrust recovery outflow valve with a single bi-fold door and method of controlling aircraft cabin pressure
GB201117447D0 (en) 2011-10-10 2011-11-23 Bio Pure Technology Ltd Tube applicator
EP2921408B1 (en) * 2014-03-21 2016-10-05 Airbus Operations GmbH Method and system for controlling the pressure in an aircraft cabin
FR3021626B1 (fr) * 2014-05-28 2017-12-22 Airbus Operations Sas Equipement de fuselage formant une porte d'acces et comprenant une vanne de regulation d'echappement d'air de pressurisation

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3426984A (en) * 1967-04-24 1969-02-11 United Aircraft Corp Aircraft pressurization outflow valve
SU802728A1 (ru) * 1977-11-17 1981-02-07 Всесоюзный Научно-Исследователь-Ский Ящурный Институт Клапан дл регулировани расходаВОздуХА
WO1998044300A1 (de) * 1997-03-27 1998-10-08 Nord-Micro Elektronik Feinmechanik Ag Stufenventil, insbesondere kabinenabluftventil in einem fluggerät, und verfahren zur regulierung des kabinendrucks
US20130186497A1 (en) * 2012-01-24 2013-07-25 Honeywell International Inc. Cabin pressure outflow valve with simplified whistle eliminator

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017101449A (ru) 2018-07-17
US10071815B2 (en) 2018-09-11
CN107235152B (zh) 2022-05-06
RU2017101449A3 (ru) 2020-04-09
EP3225553B1 (en) 2021-11-17
EP3225553A1 (en) 2017-10-04
US20170275012A1 (en) 2017-09-28
CA2954969C (en) 2021-05-18
CA2954969A1 (en) 2017-09-28
CN107235152A (zh) 2017-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2723371C2 (ru) Выпускные клапаны восстановления тяги для использования с летательным аппаратом
US8166768B2 (en) Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows
US5881758A (en) Internal compression supersonic engine inlet
US3664612A (en) Aircraft engine variable highlight inlet
CN106828946B (zh) 改变飞行器发动机的进气口的方法和装置
US6334753B1 (en) Streamlined bodies with counter-flow fluid injection
US7866609B2 (en) Passive removal of suction air for laminar flow control, and associated systems and methods
US6634595B2 (en) Method and apparatus for controlling aircraft inlet air flow
US11077957B2 (en) Selectable barrier filtration system
CN104097777B (zh) 冲压空气通道组件和用于操作冲压空气通道组件的方法
JPH07503427A (ja) 航空機の空気力学的な表面の境界層を制御する方法及び境界層制御装置が設けられた航空機
US10371095B2 (en) Nacelle-integrated air-driven augmentor fan for increasing propulsor bypass ratio and efficiency
GB2070139A (en) Inlet Cowl for Supersonic Aircraft Engine
US10435159B2 (en) Cabin pressure outflow valve noise suppression devices and methods
JP2016121687A (ja) 吸入粒状物質セパレータを備えたシステム及び方法
EP1563210B1 (en) Fluid control valve
US7185853B2 (en) Air discharge valve for an aircraft
US9969497B2 (en) Noise and drag reducing cabin pressure outflow valve
JP2008539118A (ja) 離・着陸時における低騒音の航空機
US2755040A (en) Air intake system for an aircraft
BR102017002962A2 (pt) Pump recovery output valve
CN216332793U (zh) 冲压空气进气装置
JPH0281798A (ja) 航空エンジンの燃焼用空気の２次元対称形状の超音速極超音速用空気取入口