RU2740223C2 - Система аварийной воздушной турбины, содержащая устройство блокировки вращения турбины - Google Patents

Система аварийной воздушной турбины, содержащая устройство блокировки вращения турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2740223C2
RU2740223C2 RU2018125055A RU2018125055A RU2740223C2 RU 2740223 C2 RU2740223 C2 RU 2740223C2 RU 2018125055 A RU2018125055 A RU 2018125055A RU 2018125055 A RU2018125055 A RU 2018125055A RU 2740223 C2 RU2740223 C2 RU 2740223C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
axis
emergency air
air turbine
rotation
Prior art date
Application number
RU2018125055A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018125055A (ru
RU2018125055A3 (ru
Inventor
Эрик Жозеф Этьен ПОЛЕН
Жюльен ГИРО
Original Assignee
Сафран Электрикал Энд Пауэр
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Электрикал Энд Пауэр filed Critical Сафран Электрикал Энд Пауэр
Publication of RU2018125055A publication Critical patent/RU2018125055A/ru
Publication of RU2018125055A3 publication Critical patent/RU2018125055A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2740223C2 publication Critical patent/RU2740223C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D41/007—Ram air turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/14—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to other specific conditions
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03D—WIND MOTORS
    • F03D9/00—Adaptations of wind motors for special use; Combinations of wind motors with apparatus driven thereby; Wind motors specially adapted for installation in particular locations
    • F03D9/30—Wind motors specially adapted for installation in particular locations
    • F03D9/32—Wind motors specially adapted for installation in particular locations on moving objects, e.g. vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2220/00—Application
    • F05B2220/10—Application in ram-jet engines or ram-jet driven vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2240/00—Components
    • F05B2240/90—Mounting on supporting structures or systems
    • F05B2240/92—Mounting on supporting structures or systems on an airbourne structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2240/00—Components
    • F05B2240/90—Mounting on supporting structures or systems
    • F05B2240/92—Mounting on supporting structures or systems on an airbourne structure
    • F05B2240/923—Mounting on supporting structures or systems on an airbourne structure which is a vehicle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/34—Application in turbines in ram-air turbines ("RATS")
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/728—Onshore wind turbines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Sustainable Energy (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Emergency Lowering Means (AREA)

Abstract

Изобретение относится к аварийной авиационной воздушной турбине. Система аварийной воздушной турбины для летательного аппарата содержит конструкцию, выполненную с возможностью крепления на наружной поверхности, аварийную воздушную турбину (22), соединенную с конструкцией и выполненную с возможностью перемещения относительно конструкции между убранным и выдвинутым положениями. Аварийная воздушная турбина (22) содержит стойку (23), турбину (25) и устройство блокировки. Устройство блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса (30) турбины (25) вокруг оси (26) вращения, когда аварийная воздушная турбина (22) перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, причем ось (35) ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол (α) блокировки с ортогональной проекцией (24’) продольной оси (24) стойки (23) на плоскость (Р), которая проходит по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25) и в которой расположена ось (35) ножки лопасти, при этом угол (α) блокировки составляет от 10 до 45°. Достигается снижение массы и габаритов. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к аварийной авиационной воздушной турбине.
Уровень техники
Как известно, летательные аппараты, в частности, самолеты оснащены аварийной воздушной турбиной (или “Ram Air Turbine” в англо-саксонской терминологии), которую используют в качестве аварийного источника электрической энергии в случае отказа главных электрических генераторов летательного аппарата. Это происходит, например, в случае одновременной поломки двигателей летательного аппарата. Во время работы аварийная воздушная турбина позволяет получать электрическую энергию, необходимую для жизненно важных систем летательного аппарата, например, таких как системы и приводы контроля и управления полетом.
Известная система 1 аварийной воздушной турбины показана на фиг. 1. Такая система классически содержит конструкцию 2 летательного аппарата, аварийную воздушную турбину 3 и крышку люка 4.
Аварийная воздушная турбина 1 содержит стойку 5, соединенную с конструкцией 2 летательного аппарата через приводной домкрат 6, а также турбину 7, содержащую корпус 8, установленный на стойке 5 с возможностью вращения вокруг оси 9 вращения, и две лопасти 10, проходящие радиально от корпуса 8 вдоль одной и той же оси 11 лопасти. Аварийная воздушная турбина 3 может дополнительно содержать электрический генератор (не показан), связанный с турбиной 7 таким образом, чтобы вращение турбины 7 посредством лопастей 10 приводило к производству электрической энергии электрическим генератором. Турбина может также генерировать гидравлическую энергию. Аварийная воздушная турбина 3 перемещается относительно конструкции 2 летательного аппарата под действием приводного домкрата 6 между убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина 3 находится внутри фюзеляжа летательного аппарата, и выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина 3 выходит наружу фюзеляжа летательного аппарата через проем (не показан), выполненный в фюзеляже летательного аппарата.
Когда аварийная воздушная турбина 3 находится в выдвинутом положении, турбина 7 расположена снаружи летательного аппарата и может свободно вращаться вокруг оси 9 вращения. Таким образом, в этом положении внешний воздушный поток приводит во вращение турбину 7 через лопасти 10, и генератор производит необходимую для летательного аппарата электрическую энергию.
Когда аварийная воздушная турбина 3 находится в убранном положении, как известно, вращение турбины 7 вокруг оси 9 вращения блокируют при помощи устройства 12 блокировки. Как правило, устройство 12 блокировки блокирует турбину 7 таким образом, чтобы лопасти 10 были в целом совмещены с ортогональной проекцией продольной оси 11, вдоль которой проходит стойка 5, на плоскость Р’, которая расположена перпендикулярно к оси 9 вращения и в которой находится ось 11 лопасти. Такая заблокированная конфигурация турбины 7 позволяет свести к минимуму габарит системы 1 аварийной воздушной турбины внутри фюзеляжа летательного аппарата.
Крышка люка 4 соединена с конструкцией 2 летательного аппарата через приводной домкрат 6 и перемещается относительно указанной конструкции 2 летательного аппарата под действием указанного приводного домкрата 6 между закрытым положением, в котором крышка люка 4 перекрывает проем, выполненный в фюзеляже летательного аппарата, и аварийная воздушная турбина 3 находится в убранном положении, и открытым положением, в котором крышка люка 4 освобождает указанный проем, и аварийная воздушная турбина 3 находится в выдвинутом положении. Таким образом, открывание крышки люка 4 позволяет выдвинуть аварийную воздушную турбину 3 наружу фюзеляжа летательного аппарата.
Классически, крышка люка 4 открывается наружу фюзеляжа летательного аппарата, поэтому необходимо рассчитать параметры системы 1 аварийной воздушной турбины, в частности, приводного домкрата 6, учитывая аэродинамические усилия, которые действуют на крышку люка 4 во время ее открывания.
Таким образом, чем больше площадь крышки люка 4, тем больше аэродинамические усилия, которые действуют на крышку люка 4, и тем больше должны быть параметры системы 1 аварийной воздушной турбины, чтобы воспринимать эти усилия.
Однако увеличение этих параметров приводит к увеличению массы, что идет в разрез со стремлением авиаконструкторов уменьшить массу летательных аппаратов.
Следовательно, существует потребность в уменьшении площади крышки люка 4 систем 1 аварийных воздушных турбин.
Раскрытие сущности изобретения
Настоящее изобретение призвано удовлетворить эту потребность и предложить систему аварийной воздушной турбины, в которой происходит блокировка вращения турбины вокруг ее оси вращения, когда она выдвинута наружу наружной поверхности летательного аппарата, в положении, при котором объем, описываемый аварийной воздушной турбиной во время ее выдвигания наружу наружной поверхности летательного аппарата, уменьшается.
В частности, объектом настоящего изобретения является система аварийной воздушной турбины для летательного аппарата, содержащего наружную поверхность, в которой выполнен проем, при этом указанная система аварийной воздушной турбины содержит:
- конструкцию летательного аппарата,
- аварийную воздушную турбину, соединенную с конструкцией летательного аппарата и выполненную с возможностью перемещаться относительно конструкции летательного аппарата между убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина находится внутри наружной поверхности летательного аппарата, и выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина проходит наружу наружной поверхности летательного аппарата через выполненный в наружной поверхности проем,
при этом аварийная воздушная турбина содержит:
- стойку, расположенную вдоль продольной оси и соединенную с конструкцией летательного аппарата,
- турбину, содержащую корпус, установленный с возможностью вращения на стойке вокруг оси вращения, и единую лопасть или две лопасти, проходящие радиально от корпуса между ножкой лопасти, расположенной в корпусе, и вершиной лопасти, при этом ножка или ножки лопасти расположены вдоль одной и той же оси ножки лопасти, расположенной по существу перпендикулярно к оси вращения турбины,
- устройство блокировки, выполненное с возможностью блокировки вращения корпуса турбины вокруг оси вращения, когда система аварийной воздушной турбины перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, в положении, при котором ось ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол блокировки с ортогональной проекцией продольной оси стойки на плоскость, которая проходит по существу перпендикулярно к оси вращения турбины и в которой расположена ось ножки лопасти, чтобы уменьшить объем, описываемый аварийной воздушной турбиной, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением.
Предпочтительно угол блокировки превышает или равен 10° и является строго меньшим 90°.
Предпочтительно угол блокировки составляет от 10 до 45°.
Предпочтительно система аварийной воздушной турбины содержит крышку люка, соединенную с конструкцией летательного аппарата и выполненную с возможностью перемещаться относительно указанной конструкции летательного аппарата между закрытым положением, в котором крышка люка перекрывает проем, выполненный в наружной поверхности, и аварийная воздушная турбина находится в убранном положении, и открытым положением, в котором крышка люка освобождает указанный проем и расположена снаружи наружной поверхности летательного аппарата, и аварийная воздушная турбина находится в выдвинутом положении.
Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий наружную поверхность, в которой выполнен проем, и описанную выше систему аварийной воздушной турбины, в котором конструкция летательного аппарата закреплена на наружной поверхности.
Объектом настоящего изобретения является также способ блокировки вращения турбины описанной выше системы аварийной воздушной турбины, содержащий этап, на котором аварийная воздушная турбина перемещается между убранным положением и выдвинутым положением и на котором вращение турбины вокруг оси вращения оказывается заблокированным в положении, при котором ось ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол блокировки с ортогональной проекцией продольной оси стойки на плоскость, которая проходит по существу перпендикулярно к оси вращения турбины и в которой расположена ось ножки лопасти, при этом объем, описываемый аварийной воздушной турбиной, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, уменьшается.
Краткое описание чертежей
Друге отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые представлены в качестве неограничивающих примеров и на которых:
на фиг. 1 (уже описана) схематично показана известная система аварийной воздушной турбины, вид в перспективе.
на фиг. 2 показана система аварийной воздушной турбины согласно варианту осуществления изобретения вид в перспективе;
на фиг. 3 показана аварийная воздушная турбина системы аварийной воздушной турбины, изображенной на фиг. 2, вид в разрезе;
на фиг. 4 схематично показана аварийная воздушная турбина, изображенная на фиг. 3, когда турбина находится в заблокированном положении, вид в перспективе;
на фиг. 5 детально показано устройство блокировки вращения турбины аварийной воздушной турбины, изображенной на фиг. 3.
Осуществление изобретения
На фиг. 2 показана система 20 аварийной воздушной турбины летательного аппарата, в частности, самолета. Летательный аппарат содержит наружную поверхность 201, которая образует границу между внутренним пространством и наружным пространством летательного аппарата и в которой выполнен проем.
Наружная поверхность 201 летательного аппарата соответствует, например, фюзеляжу летательного аппарата. В этом случае, если летательный аппарат является самолетом, система 20 аварийной воздушной турбины расположена, например, на уровне низа фюзеляжа самолета или на уровне переднего конца самолета.
В варианте наружная поверхность 201 соответствует крылу, обтекателю или посадочному шасси летательного аппарата. Под «обтекателем» в данном случае следует понимать неподвижный конструктивный элемент или неподвижные конструктивные элементы, закрывающие выступающие части летательного аппарата и предназначенные для уменьшения их сопротивления аэродинамическому потоку. В частности, обтекатель закрывает части, которые образуют объем, наружный относительно фюзеляжа или крыла летательного аппарата.
Система 20 аварийной воздушной турбины содержит конструкцию 21 летательного аппарата, закрепленную на наружной поверхности 201, аварийную воздушную турбину 22 (называемую также “Ram Air Turbine” или “RAT” в англо-саксонской терминологии) и крышку люка 27.
Аварийная воздушная турбина 22 соединена с конструкцией 21 летательного аппарата и выполнена с возможностью перемещаться относительно конструкции 21 летательного аппарата между так называемым убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина 22 находится внутри наружной поверхности 201 летательного аппарата, и так называемым выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина 22 проходит наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата через выполненный в наружной поверхности 201 проем. Например, аварийная воздушная турбина 22 соединена с конструкцией летательного аппарата через приводной домкрат 28 и перемещается под действием этого приводного домкрата 28 между убранным положением и выдвинутым положением.
Крышка люка 27 соединена с конструкцией 21 летательного аппарата и выполнена с возможностью перемещаться относительно конструкции 21 летательного аппарата между так называемым закрытым положением, в котором крышка люка 27 перекрывает проем, выполненный в наружной поверхности 201 летательного аппарата, и аварийная воздушная турбина находится в убранном положении, и так называемым открытым положением, в котором крышка люка 27 освобождает проем и расположена снаружи наружной поверхности 201 летательного аппарата. Когда крышка люка 27 находится в закрытом положении, аварийная воздушная турбина 22 находится в убранном положении, а когда крышка люка 27 находится в открытом положении, аварийная воздушная турбина 22 находится в выдвинутом положении.
Например, крышка люка 27 соединена с конструкцией 21 летательного аппарата через приводной домкрат 28 и перемещается под действием этого приводного домкрата 28 между закрытым положением и открытым положением. Крышка люка 27 и аварийная воздушная турбина 22 перемещаются одновременно под действием приводного домкрата 28. В частности, система 20 аварийной воздушной турбины содержит тягу, которая соединяет крышку люка 27 со стойкой 23 аварийной воздушной турбины 22, поэтому, когда приводной домкрат 28 перемещает стойку 23 аварийной воздушной турбины 22, он перемещает также крышку люка 27 при помощи тяги.
На фиг. 3 более детально показана аварийная воздушная турбина 22. Аварийная воздушная турбина 22 содержит:
- стойку 23, расположенную вдоль продольной оси 24 и соединенную первым концом с конструкцией 21 летательного аппарата,
- турбину 25, соединенную с вторым концом стойки 23 и выполненную с возможностью поворачиваться вокруг оси 26 вращения, при этом ось 26 вращения и продольная ось 24 не являются параллельными и не совпадают, и
- устройство 29 блокировки вращения турбины 25 вокруг указанной оси 26 вращения.
Турбина 25 содержит корпус 30, установленный с возможностью вращения на стойке 23 вокруг указанной оси 26 вращения. Корпус 30 турбины 25 связан, например, с электрическим генератором (не показан), чтобы при вращении корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения электрический генератор производил электрическую энергию. В варианте турбина 25 может производить гидравлическую энергию.
Турбина 25 содержит также единую лопасть или две лопасти 32. Лопасть или лопасти 32 проходят радиально от корпуса 30 турбины 25 между ножкой 33 лопасти, находящейся в корпусе 30 турбины 25, и вершиной 34 лопасти, расположенной снаружи корпуса 30.
Ножка 33 лопасти или каждой из лопастей 32 проходит вдоль оси 35 ножки лопасти, расположенной по существу перпендикулярно к оси 26 вращения турбины 25. Выражение «по существу перпендикулярно» значит, что ось 35 ножки лопасти расположена перпендикулярно к оси 26 вращения с точностью до 2°. Если турбина 25 содержит две лопасти 32, их ножки расположены вдоль одной и той же оси 35 ножки лопасти.
Ножка 33 лопасти или каждой из лопастей 32 соединена с корпусом 30 турбины 25 таким образом, чтобы вращение лопасти или лопастей 32 вокруг оси 26 вращения приводило к вращению корпуса 30 турбины 25 вокруг указанной оси 26 вращения, а также к производству электрической энергии электрическим генератором.
Устройство 29 блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, и с возможностью освобождения вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, по меньшей мере когда аварийная воздушная турбина 22 находится в выдвинутом положении. Устройство 29 блокировки может также блокировать вращение корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 находится в убранном положении. Когда устройство 29 блокировки блокирует вращение корпуса 30 турбины 25, турбина 25 находится в так называемом заблокированном положении.
Таким образом, устройство 29 блокировки позволяет избегать вращения лопасти или лопасти 32, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между убранным положением и выдвинутым положением и даже когда аварийная воздушная турбина 22 находится в убранном положении, что могло бы привести к повреждению летательного аппарата, в частности, наружной поверхности 201 и/или крышки люка 27.
На фиг. 4 схематично показана турбина 25 в положении, заблокированном устройством 29 блокировки.
В частности, когда турбина 25 находится в заблокированном положении, ось 35 ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол α блокировки с ортогональной проекцией 24’ продольной оси 24 стойки 23 на плоскость Р, которая расположена по существу перпендикулярно к оси 26 вращения турбины 25 и в которой находится ось 35 ножки лопасти, таким образом, чтобы уменьшить объем, описываемый аварийной воздушной турбиной 22, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением. Выражение «по существу перпендикулярно» значит, что плоскость Р расположена перпендикулярно к оси 26 вращения с точностью до 2°.
Действительно, заявитель неожиданно обнаружил, что при блокировке лопасти или лопастей 32 с острым и не равным нулю углом α блокировки объем, описываемый аварийной воздушной турбиной 22, когда она перемещается между убранным положением и выдвинутым положением, уменьшается и, следовательно, пересечение между наружной поверхностью 201 летательного аппарата и этим объемом образует меньшую площадь, чем когда блокировка лопасти или лопастей 32 происходит с нулевым углом блокировки. Следовательно, можно уменьшить сечение проема, выполненного в наружной поверхности 201 летательного аппарата, и площадь закрывающей его крышки люка 27, которые необходимы для выдвигания аварийной воздушной турбины 22 наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата. Это позволяет уменьшить аэродинамические усилия, которые действуют на крышку люка 27 во время ее открывания наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата, и избежать увеличения параметров системы 20 аварийной воздушной турбины, которое привело бы к увеличению массы системы 20 аварийной воздушной турбины.
В данном случае под «острым и не равным углом» следует понимать угол, превышающий или равный 10° и строго меньший 90°.
Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, угол α блокировки составляет от 10 до 45°.
Предпочтительно устройство 29 блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между убранным положением и так называемым промежуточным положением, находящимся между убранным положением и выдвинутым положением, и с возможностью освобождения вращения корпуса 30 турбины 25 вокруг оси 26 вращения, когда аварийная воздушная турбина 22 перемещается между промежуточным положением и выдвинутым положением. Когда аварийная воздушная турбина 22 находится в промежуточном положении, турбина 25 расположена снаружи наружной поверхности 201 летательного аппарата и в достаточной степени удалена от указанной наружной поверхности 201 летательного аппарата и от конструкции 21 летательного аппарата, чтобы не повредить их при вращении лопастей 32. Выражение «удалена в достаточной степени» значит, что турбина 25, в частности, лопасти удалены не менее чем на 25 мм от наружной поверхности 201 летательного аппарата.
Например, устройство 29 блокировки содержит блокировочный палец 291 и выемку 292, выполненную в корпусе 30 турбины 25 с возможностью захождения в нее блокировочного пальца 291, чтобы удерживать турбину 25 в заблокированном положении. Блокировочный палец 291 и выемка 292 выполнены таким образом, чтобы ось 35 ножки лопасти образовала угол α блокировки с ортогональной проекцией 24’ продольной оси 24 стойки 23, когда блокировочный палец 291 заходит в выемку 292. Блокировочный палец 291 и выемка 292 в заблокированном положении турбины 25 более детально показаны на фиг. 5.
В примере, представленном на фиг. 3, блокировочный палец 291 и выемка 292 заключены в плоскости, образованной осью 26 вращения корпуса 30 турбины 25 и продольной осью 24 стойки 23, когда турбина 25 находится в заблокированном положении. В этом примере выемка 292 смещена в угловом направлении от оси 35 ножки лопасти вокруг оси 26 вращения на угол, соответствующий углу α блокировки.
В примере, представленном на фиг. 3, корпус 30 продолжен вокруг оси 26 вращения площадкой 293, в которой выполнена выемка 292.
В примере, представленном на фиг. 3, устройство 29 блокировки содержит две выемки 292, выполненные диаметрально противоположно в корпусе 30 турбины 25. При этом площадка 293 может быть связана с каждой из выемок 292, как это показано также на фиг. 3.
Например, устройство 29 блокировки дополнительно содержит систему тяг 294 (фиг.3), связанную с блокировочным пальцем 291 и выполненную с возможностью выводить блокировочный палец 291 из отверстия 292, когда ее приводят в действие, и блокировать таким образом вращение турбины 25. Например, систему тяг 294 приводят в действие при помощи упора 295, соединенного с конструкцией 21 самолета. Такая система тяг 294 известна специалисту в данной области, и ее подробное описание опускается.
Преимуществом системы 20 аварийной воздушной турбины является то, что она содержит устройство 29 блокировки, которое блокирует вращение турбины 25 в таком положении, при котором объем, описываемый аварийной воздушной турбиной 22, когда ее выдвигают наружу наружной поверхности 201 летательного аппарата, уменьшается, что позволяет уменьшить площадь крышки люка 27 и, следовательно, ограничить аэродинамические усилия, которые действуют на указанную крышку люка 27 и которые должны восприниматься системой 20 аварийной воздушной турбины, в частности, приводным домкратом 28. Таким образом, параметры системы 20 аварийной воздушной турбины можно рассчитать, учитывая эти меньшие аэродинамические усилия, и можно уменьшить массу системы 20 аварийной воздушной турбины.

Claims (11)

1. Система (20) аварийной воздушной турбины для летательного аппарата, содержащего наружную поверхность (201), в которой выполнен проем, при этом указанная система (20) аварийной воздушной турбины содержит:
- конструкцию (21), выполненную с возможностью крепления на наружной поверхности (201),
- аварийную воздушную турбину (22), соединенную с конструкцией (21) и выполненную с возможностью перемещения относительно конструкции (21) между убранным положением, в котором аварийная воздушная турбина (22) находится внутри наружной поверхности (201) летательного аппарата, и выдвинутым положением, в котором аварийная воздушная турбина (22) проходит наружу наружной поверхности (201) летательного аппарата через выполненный в наружной поверхности (201) проем,
при этом аварийная воздушная турбина (22) содержит:
- стойку (23), расположенную вдоль продольной оси (24) и соединенную с конструкцией (21),
- турбину (25), содержащую корпус (30), установленный с возможностью вращения на стойке (23) вокруг оси (26) вращения, и единую лопасть или две лопасти (32), проходящие радиально от корпуса (30) между ножкой (33) лопасти, расположенной в корпусе (30), и вершиной (34) лопасти, при этом ножка или ножки (33) лопасти расположены вдоль одной и той же оси (35) ножки лопасти, расположенной по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25),
- устройство (29) блокировки, выполненное с возможностью блокировки вращения корпуса (30) турбины (25) вокруг оси (26) вращения, когда аварийная воздушная турбина (22) перемещается между убранным положением и выдвинутым положением,
отличающаяся тем, что устройство (29) блокировки выполнено с возможностью блокировки вращения корпуса (30) турбины (25) вокруг оси (26) вращения в положении, при котором ось (35) ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол (α) блокировки с ортогональной проекцией (24’) продольной оси (24) стойки (23) на плоскость (Р), которая проходит по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25) и в которой расположена ось (35) ножки лопасти, при этом угол (α) блокировки составляет от 10 до 45°.
2. Система (20) аварийной воздушной турбины по п. 1, содержащая крышку люка (27), соединенную с конструкцией (21) и выполненную с возможностью перемещения относительно указанной конструкции (21) между закрытым положением, в котором крышка люка (27) перекрывает проем, выполненный в наружной поверхности (201), а аварийная воздушная турбина (22) находится в убранном положении, и открытым положением, в котором крышка люка (27) освобождает указанный проем и расположена снаружи наружной поверхности (201) летательного аппарата, а аварийная воздушная турбина (22) находится в выдвинутом положении.
3. Летательный аппарат, содержащий наружную поверхность (201), в которой выполнен проем, отличающийся тем, что содержит систему (20) аварийной воздушной турбины по любому из п.п. 1 или 2, при этом конструкция (21) закреплена на наружной поверхности (201).
4. Способ блокировки вращения турбины (25) системы (20) аварийной воздушной турбины по любому из пп. 1 или 2, содержащий этап, на котором аварийную воздушную турбину (22) перемещают между убранным положением и выдвинутым положением, при этом вращение турбины (25) вокруг оси (26) вращения оказывается заблокированным в положении, при котором ось (35) ножки лопасти образует острый и не равный нулю угол (α) блокировки с ортогональной проекцией (24’) продольной оси (24) стойки (23) на плоскость (Р), которая проходит по существу перпендикулярно к оси (26) вращения турбины (25) и в которой расположена ось (35) ножки лопасти, при этом угол (α) блокировки составляет от 10 до 45°.
RU2018125055A 2015-12-11 2016-12-07 Система аварийной воздушной турбины, содержащая устройство блокировки вращения турбины RU2740223C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1562231A FR3045014B1 (fr) 2015-12-11 2015-12-11 Systeme d'eolienne de secours comprenant un dispositif de blocage en rotation de la turbine
FR1562231 2015-12-11
PCT/FR2016/053246 WO2017098148A1 (fr) 2015-12-11 2016-12-07 Systeme d'eolienne de secours comprenant un dispositif de blocage en rotation de la turbine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018125055A RU2018125055A (ru) 2020-01-15
RU2018125055A3 RU2018125055A3 (ru) 2020-04-24
RU2740223C2 true RU2740223C2 (ru) 2021-01-12

Family

ID=55411580

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018125055A RU2740223C2 (ru) 2015-12-11 2016-12-07 Система аварийной воздушной турбины, содержащая устройство блокировки вращения турбины

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10830210B2 (ru)
EP (1) EP3386862B1 (ru)
CN (1) CN108430873B (ru)
BR (1) BR112018011757A2 (ru)
CA (1) CA3007899A1 (ru)
FR (1) FR3045014B1 (ru)
RU (1) RU2740223C2 (ru)
WO (1) WO2017098148A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3112270B1 (en) * 2015-06-29 2019-09-04 Hamilton Sundstrand Corporation Unlocking mechanism for ram air turbine actuator
FR3042237B1 (fr) * 2015-10-09 2017-11-03 Labinal Power Systems Dispositif d'actionnement pour systeme d'eolienne de secours d'aeronef
CN113844663B (zh) * 2021-11-02 2024-06-04 中国商用飞机有限责任公司 冲压空气涡轮
US11603212B1 (en) * 2021-11-04 2023-03-14 Hamilton Sundstrand Corporation Strut with inner damper rod
CN114893342B (zh) * 2022-05-18 2024-06-18 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种进气式垂直轴冲压空气涡轮应急能源系统
CN116291950A (zh) * 2023-02-10 2023-06-23 中国商用飞机有限责任公司 冲压空气涡轮应急能源驱动装置和飞行器

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1733891A (en) * 1927-09-12 1929-10-29 Glenn L Martin Co Airplane generator mount
RU2224690C2 (ru) * 2000-12-20 2004-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Силовая установка летательного аппарата
US20130256453A1 (en) * 2012-03-27 2013-10-03 David Everett Russ Ram air turbine stow abort assembly
US20150096437A1 (en) * 2013-10-09 2015-04-09 Hamilton Sundstrand Corporation Actuator for rat deployment
RU2546897C2 (ru) * 2013-07-24 2015-04-10 Андрей Федорович Авраменко Ветроэнергетическая установка и способ производства электроэнергии

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3149678A (en) * 1963-03-18 1964-09-22 Dowty Rotol Ltd Wind motors
US4717095A (en) * 1985-06-10 1988-01-05 Sundstrand Corporation Ram air turbine indexing mechanism
US5123614A (en) * 1990-10-04 1992-06-23 Sundstrand Corporation Anti-deployment device for a ram air turbine
GB2257477B (en) * 1991-07-10 1994-10-19 Dowty Aerospace Gloucester Auxiliary power equipment
US5820074A (en) * 1996-12-20 1998-10-13 Sundstrand Corporation Deployment mechanism for RAM air turbine
US6331099B1 (en) * 1999-12-08 2001-12-18 Alliedsignal Inc. Flexible hoses communicating with a deployable hydraulic power assembly
US7416392B2 (en) * 2005-09-07 2008-08-26 Hamilton Sundstrand Corporation Stow abort mechanism for a ram air turbine
US8876474B2 (en) * 2010-11-04 2014-11-04 Hamilton Sundstrand Corporation Ram air turbine startup
US8640563B2 (en) * 2011-05-25 2014-02-04 Hamilton Sundstrand Corporation Ram air turbine deployment actuator
US8931734B2 (en) * 2012-09-13 2015-01-13 Hamilton Sundstrand Corporation Ram air turbine release cable assembly
US9878800B2 (en) * 2015-01-16 2018-01-30 Hamilton Sundstrand Corporation Rat mounting arrangement for a soft aircraft interface

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1733891A (en) * 1927-09-12 1929-10-29 Glenn L Martin Co Airplane generator mount
RU2224690C2 (ru) * 2000-12-20 2004-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Силовая установка летательного аппарата
US20130256453A1 (en) * 2012-03-27 2013-10-03 David Everett Russ Ram air turbine stow abort assembly
RU2546897C2 (ru) * 2013-07-24 2015-04-10 Андрей Федорович Авраменко Ветроэнергетическая установка и способ производства электроэнергии
US20150096437A1 (en) * 2013-10-09 2015-04-09 Hamilton Sundstrand Corporation Actuator for rat deployment

Also Published As

Publication number Publication date
CN108430873A (zh) 2018-08-21
EP3386862B1 (fr) 2021-08-18
US20180363495A1 (en) 2018-12-20
US10830210B2 (en) 2020-11-10
BR112018011757A2 (pt) 2018-12-04
FR3045014A1 (fr) 2017-06-16
RU2018125055A (ru) 2020-01-15
RU2018125055A3 (ru) 2020-04-24
FR3045014B1 (fr) 2019-05-17
EP3386862A1 (fr) 2018-10-17
CA3007899A1 (fr) 2017-06-15
WO2017098148A1 (fr) 2017-06-15
CN108430873B (zh) 2021-08-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2740223C2 (ru) Система аварийной воздушной турбины, содержащая устройство блокировки вращения турбины
US10202187B2 (en) Vortex generator arrangement
CN102050223B (zh) 用于飞行器的起落架
CN108602552B (zh) 用于锁定节距并用于使涡轮发动机螺旋桨顺桨的可调节节距风扇叶片的装置
US20200180756A1 (en) Propeller-Hub Assembly With Folding Blades For VTOL Aircraft
US8827205B2 (en) Pneumatic blow-down actuator
KR101847659B1 (ko) 전개가능한 날개 선행 에지 부재들을 구비한 저소음 날개 슬랫 시스템
KR20200028906A (ko) 절첩식 프로펠러 아암 및 크럼플-존 착륙 장치를 갖는 회전익기를 위한 보조 동력 시스템
CN108473195B (zh) 用于控制涡轮发动机风扇叶片桨距的具有顺桨锁定栓的系统
JP2017043341A (ja) ３位置航空機テールスキッド機構および作動方法
US20170073068A1 (en) Single actuator blade fold linkage
RU2019111114A (ru) Складной воздушный винт
US10773793B2 (en) Rotor blade locking assembly
JP5588629B2 (ja) 飛行機の垂直尾翼
US20160090171A1 (en) Rotor fairing, a rotor, and an aircraft
CN111332459A (zh) 用于保护飞行器起落架抵抗可能影响它的冲击的方法
US20180100565A1 (en) Actuator release mechanism
US2334028A (en) Airplane safety device
RU2015147386A (ru) Устройство контроля скорости воздушно-космического самолета во время перехода от фазы космического полета к фазе атмосферного полета и соответствующий способ перехода
RU2637277C1 (ru) Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом
RU2796081C2 (ru) Движительная система для летательного аппарата
EP3702288B1 (en) Motion limiter for ram air turbine (rat) door linkage
US2922603A (en) Two position landing gear
CN221068439U (zh) 用于直升机应急高空坠毁的伸缩机翼滑落机舱
KR20070100092A (ko) 수직이착륙 비행체