RU97106856A - Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя - Google Patents
Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слояInfo
- Publication number
- RU97106856A RU97106856A RU97106856/28A RU97106856A RU97106856A RU 97106856 A RU97106856 A RU 97106856A RU 97106856/28 A RU97106856/28 A RU 97106856/28A RU 97106856 A RU97106856 A RU 97106856A RU 97106856 A RU97106856 A RU 97106856A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- valve
- ejector pump
- suction
- aircraft
- Prior art date
Links
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims 5
- 210000003491 Skin Anatomy 0.000 claims 4
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims 2
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 claims 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 1
Claims (10)
1. Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя, по меньшей мере один эжекторный насос (3), приводимый в действие подводимым к нему потоком сжатого воздуха, при этом эжекторный насос (3) выполнен с возможностью отсоса воздуха потока (10) пограничного слоя в критических по отношению к потоку местах, расположенных над структурой внешней обшивки самолета, который подводится к входу эжекторного насоса через воздухопровод, соединенный со структурой внешней обшивки, отличающаяся тем, что эжекторный насос (3) имеет по меньшей мере три входа (13, 14, 15) для потока воздуха, выходной клапан (1), установленный в отверстии герметической перегородки (8), обратный клапан (2) и первый вход (13) эжекторного насоса (3) соединены по отношению к воздушному потоку последовательно, при этом выходной клапан (1) вследствие имеющейся в полете самолета разницы давлений, устанавливающейся между герметической областью (9) герметического фюзеляжа самолета и негерметической областью (11) внутреннего пространства самолета, разделенных герметической перегородкой (8), подводит отводимый из герметической области (9) герметического фюзеляжа самолета сжатый отработанный воздух к первому входу (13) эжекторного насоса (3), причем второй вход (14) эжекторного насоса (3) по воздушному потоку соединен с первым запирающим клапаном (5), к которому через разветвитель (12) воздушного потока подключен воздухопровод по меньшей мере от одного двигателя для подвода в открытом положении первого запирающего клапана (5) ко второму входу (14) эжекторного насоса (3) из-за недостаточной разницы давления между герметической и негерметической областями (9, 11) вблизи поверхности земли или на небольшой высоте полета при взлете и посадке самолета отбираемого от двигателя воздуха в качестве сжатого воздуха, при этом к разветвлению (12), к которому подключен первый запирающий клапан (5), подключен второй запирающий клапан (4), соединенный по воздушному потоку с климатической установкой самолета, для переработки полученного отведенного воздуха при открытом положении второго запирающего клапана (4) и возврата обработанного воздуха рециркуляции обратно в герметический фюзеляж самолета.
2. Система генераторов отсоса по п. 1, отличающаяся тем, что эжекторный насос (3) выполнен с возможностью приведения в действие пневматически подводимыми по выбору и/или в зависимости от высоты полета к первому или второму входу (13, 14) эжекторного насоса (3) потоками сжатого воздуха, причем по меньшей мере одно сопло Лаваля и один диффузор, образующий выход сопла Лаваля, являются интегральной составной частью эжекторного насоса (3), при этом давление подводимого к первому и/или ко второму входу (13, 14) эжекторного насоса (3) сжатого воздуха уменьшается в сопле Лаваля до давления, ниже давления окружающего пространства, для создания на третьем входе (15) эжекторного насоса (3) потока отсасываемого воздуха из подлежащего отсосу потока (10) пограничного слоя, который вместе с приводящим в действие сопло Лаваля потоком несущего воздуха протекает в расположенный за соплом Лаваля диффузор и отдается им в негерметическую область (11) внутреннего пространства самолета.
3. Система генераторов отсоса по п. 1, отличающаяся тем, что оба запирающих клапана (4, 5) через электрическое разветвление (6) соединены с электрическим или электронным управляющим устройством (7), которое в зависимости от высоты полета самолета управляет положением запирающих клапанов, причем при открытом положении первого запирающего клапана (5) второй запирающий клапан (4) находится в закрытом положении и наоборот.
4. Система генераторов отсоса по пп. 1 и 3, отличающаяся тем, что при малой высоте полета до 21000 футов (6400 м) управляющее устройство (7) выполнено так, что включаются оба запирающих клапана (4, 5) таким образом, что первый запирающий клапан (5) открыт, а второй запирающий клапан (4) закрыт, после чего вследствие прерывания подачи воздуха в климатическую установку поток отведенного от двигателя воздуха протекает ко второму входу эжекторного насоса (3) и приводит механически в действие эжекторный насос (3), так что и при небольших высотах полета возникает поток отсасываемого воздуха потока (10) пограничного слоя, благодаря чему в местах отсоса над и вблизи структуры внешней обшивки самолета оказывается влияние на поддержание ламинарности потока (10) пограничного слоя.
5. Система генераторов отсоса по пп. 1 и 3, отличающаяся тем, что с высоты полета более 21000 футов (6400 м) до крейсерской высоты полета 39000 футов (11900 м) управляющее устройство (7) выполнено так, что включает оба запирающих клапана (4, 5) таким образом, что первый запирающий клапан (5) закрыт, а второй запирающий клапан (4) открыт, после чего вследствие прерывания подачи воздуха ко второму входу эжекторного насоса (3) поток отведенного от двигателя воздуха протекает в климатическую установку, так что в этом диапазоне высот полета свыше 21000 футов и до крейсерской высоты полета отведенный через обратный клапан (2) от предохранительного клапана (1) поток сжатого воздуха подводится к первому входу эжекторного насоса (3) и пневматически приводит в действие эжекторный насос (3), так что на крейсерских высотах полета возникает поток отсасываемого воздуха потока (10) пограничного слоя, благодаря чему в местах отсоса над и вблизи структуры внешней обшивки самолета оказывается влияние на поддержание ламинарности потока (10) пограничного слоя.
6. Система генераторов отсоса по п. 5, отличающаяся тем, что в режиме работы, при котором потенциал давления в герметическом фюзеляже, за счет которого устанавливается разница давлений в полете, недостаточен, управляющее устройство (7) выполнено таким образом, что открывает первый запирающий клапан (5), так что ко второму входу эжекторного насоса дополнительно подводится часть потока сжатого воздуха, отведенного от двигателя, для того, чтобы обеспечить необходимую пневматическую мощность для работы эжекторного насоса (3) для возникновения потока отсасываемого воздуха потока (10) пограничного слоя.
7. Система генераторов отсоса по п. 1, отличающаяся тем, что несколько предохранительных клапанов (1) расположены в отверстиях герметической перегородки (8), с каждым из которых последовательно соединен соответствующий обратный клапан (2), который по воздушному потоку соединен с первым входом эжекторного насоса (3).
8. Система генераторов отсоса по пп. 1 и 7, отличающаяся тем, что расположенный в отверстии герметической перегородки (8) предохранительный клапан (1) не применяется, а соединенные с обратными клапанами (2) спереди по потоку воздухопроводы установлены в отверстия в герметической перегородке (8).
9. Система генераторов отсоса по п. 1, отличающаяся тем, что герметическая перегородка (8) по воздушному потоку соответствует задней герметической полусфере герметического фюзеляжа самолета.
10. Система генераторов отсоса по пп. 1 и 7-9, отличающаяся тем, что несколько эжекторных насосов (3) образуют систему эжекторных насосов, являющуюся интегральной составной частью системы генераторов отсоса, при этом на первом входе эжекторных насосов соединенные последовательно соответствующие обратные клапаны (2) с или без подключенного предохранительного клапана (1) реализуют соединения по воздушному потоку с герметическим фюзеляжем самолета, причем к каждому второму входу эжекторных насосов присоединены воздухопроводы, которые подводят регулируемый клапанами поток сжатого воздуха, отведенного от двигателей, а к третьим входам эжекторных насосов подсоединены воздухопроводы, проводящие поток (10) отсасываемого воздуха пограничного слоя.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19617952A DE19617952C2 (de) | 1996-05-04 | 1996-05-04 | Absauggeneratorsystem eines Flugzeuges für die Laminarhaltung der Grenzschicht |
DE19617952.1 | 1996-05-04 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2116935C1 RU2116935C1 (ru) | 1998-08-10 |
RU97106856A true RU97106856A (ru) | 1999-01-10 |
Family
ID=7793345
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97106856A RU2116935C1 (ru) | 1996-05-04 | 1997-04-29 | Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5884873A (ru) |
EP (1) | EP0805106B1 (ru) |
DE (2) | DE19617952C2 (ru) |
ES (1) | ES2205084T3 (ru) |
RU (1) | RU2116935C1 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19820097C2 (de) * | 1998-05-06 | 2003-02-13 | Airbus Gmbh | Anordnung zur Grenzschichtabsaugung und Stoßgrenzschichtkontrolle für ein Flugzeug |
DE10028450A1 (de) * | 2000-06-08 | 2002-04-18 | Xcellsis Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Verminderung des aerodynamischen Widerstandes von Flugzeugen durch Absaugung von Grenzschichströmungen |
FR2823181B1 (fr) * | 2001-04-06 | 2003-08-22 | Dassault Aviat | Dispositif d'alimentation en air frais d'un aeronef |
CA2661810C (en) * | 2002-04-18 | 2011-05-31 | Airbus Deutschland Gmbh | Perforated skin structure for laminar-flow systems |
US7975465B2 (en) * | 2003-10-27 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Hybrid engine accessory power system |
ITTO20030927A1 (it) * | 2003-11-21 | 2004-02-20 | Forvet S R L | Trasportatore a nastro sotto vuoto per lastre. |
DE10361390B4 (de) * | 2003-12-29 | 2008-05-08 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren und Einrichtung zur Absaugung der Grenzschicht |
DE102004024016A1 (de) * | 2004-05-13 | 2005-12-22 | Airbus Deutschland Gmbh | Anordnung zur Grenzschichtabsaugung |
DE102004024057B3 (de) * | 2004-05-13 | 2005-09-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Luftfahrzeug mit einem Fluidkanalsystem |
US7857257B2 (en) * | 2006-09-01 | 2010-12-28 | United Technologies Corporation | Aircraft thermal management system with reduced exhaust re-ingestion |
DE102007019820B4 (de) * | 2007-04-26 | 2012-03-08 | Airbus Operations Gmbh | Kühlsystem durch Grenzschichtabsaugung |
FR2922192B1 (fr) * | 2007-10-16 | 2009-12-18 | Airbus | Aeronef a double fuselage. |
US8572947B2 (en) * | 2008-12-31 | 2013-11-05 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with ejector |
EP2598737B1 (en) | 2010-07-26 | 2019-02-20 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with ejector |
US8974177B2 (en) | 2010-09-28 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Nacelle with porous surfaces |
EP2644496B1 (en) * | 2012-03-29 | 2015-07-01 | Airbus Operations GmbH | Surface element for an aircraft, aircraft and method for improving high-lift generation on a surface element |
EP2644497B1 (en) * | 2012-03-29 | 2016-01-20 | Airbus Operations GmbH | Wing for an aircraft, aircraft and method for reducing aerodynamic drag and improving maximum lift |
US9630706B2 (en) | 2013-02-22 | 2017-04-25 | Rolls-Royce Corporation | Positionable ejector member for ejector enhanced boundary layer alleviation |
DE102016207149A1 (de) * | 2016-04-27 | 2017-11-02 | Airbus Operations Gmbh | System und Verfahren zur Notbelüftung eines Flugzeugs |
JP7210324B2 (ja) * | 2019-02-26 | 2023-01-23 | 三菱重工業株式会社 | 翼及びこれを備えた機械 |
WO2024006171A1 (en) * | 2022-06-27 | 2024-01-04 | Melcher Thomas W | Industrial aerial robot systems and methods |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE736114C (de) * | 1938-05-01 | 1943-06-07 | Messerschmitt Boelkow Blohm | An mit Brennkraftmaschinen betriebenen Fahrzeugen, insbesondere Luftfahrzeugen, vorgesehene Einrichtung zum Foerdern der Luftmengen der Stroemungsgrenzschicht, die mit Hilfe der Vorverdichter fuer die Brennkraftmaschinen abgesaugt werden |
US2585676A (en) * | 1947-07-31 | 1952-02-12 | Poisson-Quinton Philippe | Aircraft wing and flap with boundary layer control |
US2833492A (en) * | 1955-02-07 | 1958-05-06 | Harlan D Fowler | Boundary layer control system with aerodynamic glove |
US2867392A (en) * | 1955-08-19 | 1959-01-06 | Lear Inc | Boundary layer control for aircraft |
US3149804A (en) * | 1963-03-13 | 1964-09-22 | Jr Charles J Litz | Anti-stall system |
DE1280057B (de) * | 1964-10-20 | 1968-10-10 | Handley Page Ltd | Flugzeugfluegel mit Saugoeffnungen oder poroesen Elementen in der Aussenhaut |
DE1765677B1 (de) * | 1968-06-28 | 1971-11-11 | Licentia Gmbh | Druckgasschalter fuer hohe und hoechste spannungen |
US3887146A (en) * | 1971-08-23 | 1975-06-03 | Univ Rutgers | Aircraft with combination stored energy and engine compressor power source for augmentation of lift, stability, control and propulsion |
US4207542A (en) * | 1978-04-20 | 1980-06-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Multiple shock aerodynamic window |
US4666104A (en) * | 1985-07-22 | 1987-05-19 | Kelber Charles C | Combination lift thrust device |
DE3621783A1 (de) * | 1986-06-28 | 1988-01-07 | Sen Otto Pulch | Luftschraube mit grenzschichtbeeinflussung durch die abgasenergie der antriebsmaschine |
CA2046766A1 (en) * | 1990-08-22 | 1992-02-23 | Barton H. Snow | Redundant fluidic multiplexer |
US5114103A (en) * | 1990-08-27 | 1992-05-19 | General Electric Company | Aircraft engine electrically powered boundary layer bleed system |
US5263667A (en) * | 1991-09-09 | 1993-11-23 | The Boeing Company | Perforated wing panel with variable porosity |
GB9400555D0 (en) * | 1994-01-13 | 1994-03-09 | Short Brothers Plc | Boundery layer control in aerodynamic low drag structures |
DE4434437C2 (de) * | 1994-09-27 | 1996-10-02 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Vakuumtoilettensystem in einem Flugzeug |
-
1996
- 1996-05-04 DE DE19617952A patent/DE19617952C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-04-25 ES ES97106852T patent/ES2205084T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-25 EP EP97106852A patent/EP0805106B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-25 DE DE59710561T patent/DE59710561D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-29 RU RU97106856A patent/RU2116935C1/ru not_active IP Right Cessation
- 1997-05-05 US US08/851,589 patent/US5884873A/en not_active Expired - Lifetime
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU97106856A (ru) | Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя | |
RU2116935C1 (ru) | Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя | |
US9644538B2 (en) | Passive cooling system for auxiliary power unit installation | |
CA2563571C (en) | Aircraft with a fluid-duct-system | |
RU2434788C2 (ru) | Система подачи воздуха для воздушного судна и способ смешивания двух потоков воздуха в такой системе | |
US20090117840A1 (en) | Method of operating an aircraft system | |
US3887147A (en) | Apparatus and method for augmenting the lift of an aircraft having short take-off and landing capabilities | |
CA2967117A1 (en) | Method and assembly for providing an anti-icing airflow | |
EP3543131A1 (en) | Cooling system, air conditioning pack, and method for conditioning air | |
US4642997A (en) | Process and apparatus for power-and air conditioning-fresh air generation in aircraft | |
EP0778199A3 (en) | Ram air drive laminar flow control system | |
EP3103719A1 (en) | Fuel tank inerting apparatus for aircraft | |
CA2380893C (en) | A system for supplying an aircraft with cool air | |
GB811840A (en) | Improvements in or relating to aircraft | |
US3486435A (en) | Aircraft pressurization system | |
CA2548752A1 (en) | Method and device for suctioning the boundary layer | |
US20220355938A1 (en) | Aircraft cabin electrical air conditioning system comprising a motorized compressor and an air cycle turbomachine | |
GB862032A (en) | Aircraft | |
ES2149120A1 (es) | Dispositivo recuperador de la energia del aire acondicionado de los aviones. | |
JPH01293298A (ja) | 航空機用空調装置 | |
RU96123247A (ru) | Всасывающая система самолета для управления потоком в пограничном слое, система управления ламинарным потоком для сверхзвукового самолета, способ управляемого всасывания потока в пограничном слое для самолета и способ подвода мощности к компрессорному блоку всасывающей системы для управления потоком | |
RU2130407C1 (ru) | Летательный аппарат с комбинированной двигательной установкой | |
CN113260792B (zh) | 喷射式风机和包含这种风机的运输工具 | |
EP0974515A3 (en) | Aircraft airconditioning energy recovery device | |
US2838256A (en) | Wing mounted jet propulsion system for aircraft |