WO2021133206A1 - Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа - Google Patents
Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа Download PDFInfo
- Publication number
- WO2021133206A1 WO2021133206A1 PCT/RU2020/000114 RU2020000114W WO2021133206A1 WO 2021133206 A1 WO2021133206 A1 WO 2021133206A1 RU 2020000114 W RU2020000114 W RU 2020000114W WO 2021133206 A1 WO2021133206 A1 WO 2021133206A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- cooling
- engine
- deflectors
- radiators
- cooling jacket
- Prior art date
Links
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
- B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
Definitions
- the invention relates to aeronautical engineering and, in particular, to cooling systems for engines of helicopter-type aircraft, for example, internal combustion engines for unmanned aerial vehicles.
- the internal combustion engines of helicopter-type unmanned aerial vehicles have special requirements associated with the need to increase the engine tension in order to increase the power density and reduce weight. This leads to the need to ensure effective and uniform cooling of the engine for the rotor drive, which constantly operates at high speeds in conditions of varying ambient temperatures due to frequent movement from the lower atmosphere to the upper and vice versa.
- Conventional, classical schemes for organizing the cooling system are not very suitable for this, due to the use of rather heavy and dimensional radiators with forced airflow from a special fan. Therefore, the development of highly specialized cooling systems for engines of helicopter-type unmanned aerial vehicles remains relevant.
- a water cooling system for an unmanned aerial vehicle engine which includes a cylinder block cooling jacket and a cooling circuit (CN 109592027).
- This system has the known drawbacks of the classical cooling scheme and does not have the necessary flexibility of reconfiguring the cooling depending on changes in environmental conditions and operating conditions of the aircraft.
- the closest technical solution to the proposed one is the engine cooling system of a helicopter-type aircraft, including an engine cooling jacket, radiators located near the rotor propellers, connected by supply and outlet pipelines with a cooling jacket (CN1 07697309).
- the technical result of the claimed invention is an increase in the uniformity of engine cooling when changing its operating mode and environmental conditions, as well as a decrease in material consumption and energy consumption for cooling.
- the system includes an engine cooling jacket, radiators connected to the supply and outlet pipelines with a cooling jacket, while it is equipped with individual thermostats installed at the inlet or outlet of the radiators, and the radiators are made in the form of a row of hollow air flow deflectors located under the rotor screws and connected to the supply and outlet pipelines in parallel.
- the deflectors are installed with the ability to change the distance between them and move in a plane parallel to the plane of the screws.
- Combining the functions of a radiator and an air flow deflector located under the rotor reduces the material and energy consumption of the structure, since there is no need for a separate radiator and cooling fan, and heat transfer in the deflector increases. At the same time, the deflectors are heated, which reduces the air density at their surface and, thus, the aerodynamic resistance of the deflectors when they perform the functions of controlling the air flow from the rotor is reduced.
- FIG. 1 shows a simplified schematic diagram of the cooling system.
- FIG. 2 shows an aircraft with deflectors, top view.
- FIG. 3 shows an aircraft with an alternative arrangement of deflectors.
- FIG. 4 shows a sectional view of the deflector.
- Engine 1 has a cooling jacket 2, connected by a supply line 3 through the main thermostat 4 with radiators, made in the form of air flow deflectors 5.
- Individual thermostats 6 are installed at the inlet of the deflectors 6.
- Outlets 7 of the deflectors 5 are connected through the outlet nozzles 12 with the outlet pipe 8 communicated through the pump 9 with the cooling jacket 2.
- the deflectors 5 have the form of profiled plates with cavities 10, which are connected by the inlet 11 with the inlet 3 and outlet nozzles 12 with outlet 8 pipelines parallel to each other.
- the thermostat 4 is also connected through a pressure reducing valve 13 with a discharge line 8 parallel to the deflectors.
- Deflectors 5 are installed under the screws 14 with the ability to move in a plane parallel to the plane of the screws, and also with the ability to change the distance between them. Deflectors 5 can be made with an additional cavity 15, separated from the cavity 10 by a flexible partition 16 and filled with gas.
- the cooling system works as follows.
- thermostats 4 and 6 are closed, and the pressure reducing valve 13 is open and the cooling jacket is communicated directly with the pump 9 through valve 13.
- thermostat 4 closes the fluid supply channel to the thermostats 6, and the coolant access channel to the reducing valve valve 13 is constantly open.
- the coolant heats up and flows along a small circuit through the pressure reducing valve 13 and pump 9.
- the pressure in the cooling system increases and the pressure reducing valve reduces the fluid flow in the small circle, maintaining a constant initial pressure in front of the pump 9, which accelerates heating the coolant.
- the main thermostat 4 adjusted to this temperature opens the access of the heated liquid to individual thermostats 6 deflectors 5.
- Thermostats 6 are individually adjusted for different opening temperatures, for example, at 60 ° C, 90 ° C and 110 ° C. Accordingly, the radiator deflectors 5 come into operation to cool the engine sequentially as the temperature rises.
- the pressure reducing valve 12 completely blocks the flow in a small circle, and all the liquid goes only through the deflectors 5, increasing heat transfer.
- the efficiency of heat removal through the deflectors can be adjusted by moving them under the rotor and / or changing the distance between them, depending on the operating conditions of the aircraft and the priority of the deflectors performing the cooling functions or the direction of the air flow from the rotor.
- Deflectors 5 with an additional cavity 15 also serve as a receiver - an expansion tank to compensate for pressure fluctuations in the system.
- the deflectors 5 perform the functions of directing the air flow from the rotors.
- the air currents thrown by the rotors are not strictly perpendicular to the plane of the propellers, but are slightly chamfered. The flow slope depends on the design and operation of the screw.
- the used deflectors 5 are set parallel to the flow and, thus, increase the efficiency of the yaw control. Also, such a control system compensates for the skew of the flow that occurs when the aircraft moves horizontally quickly.
- the flow of rotors 14 deviates from its initial position significantly (by tens of degrees) and the efficiency of the deflectors located in the propeller flow increases markedly when they are positioned along the flow, both due to their rotation along the flow, and due to the possibility of their movement under the propeller to the desired position.
- This possibility in addition to increasing the efficiency of the device control, also increases the heat transfer of the cooling system, since the deflectors are always located in the main air flow.
- the proposed design of the combination of the engine cooling system and the system for regulating the direction of the air flow from the rotor propellers provides a decrease in material consumption and energy consumption for cooling and air flow control by reducing the aerodynamic resistance of the deflectors.
Abstract
Изобретение относится к авиационному машиностроению и, в частности к системам охлаждения двигателей летательных аппаратов вертолетного типа, в частности, двигателей внутреннего сгорания беспилотных летательных аппаратов. Система включает рубашку охлаждения двигателя, радиаторы, сообщенные подводящим и отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения. Система снабжена установленными на входе или выходе радиаторов индивидуальными термостатами. Радиаторы выполнены в виде ряда полых дефлекторов воздушного потока, расположенных под несущими винтами и подключенных к подводящему и отводящему трубопроводам параллельно. Такая конструкция обеспечивает повышение равномерности охлаждения двигателя при сменах режима его работы и условий окружающей среды, а также снижение материалоемкости и энергозатратности на охлаждение.
Description
Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа
Область техники
Изобретение относится к авиационному машиностроению и, в частности к системам охлаждения двигателей летательных аппаратов вертолетного типа, например, двигателей внутреннего сгорания для беспилотных летательных аппаратов.
К двигателям внутреннего сгорания беспилотных летательных аппаратов вертолетного типа предъявляются особые требования, связанные с необходимостью повышать напряженность двигателя, чтобы повысить удельную мощность и снизить вес. Это приводит к необходимости обеспечения эффективного и равномерного охлаждения двигателя для привода несущих винтов, который постоянно работает на высоких оборотах в условиях меняющейся температуры окружающей среды вследствие частого перемещения из нижних слоев атмосферы в верхние и обратно. Обычные, классические схемы организации системы охлаждения для этого мало подходят, вследствие применения достаточно тяжелых и габаритных радиаторов с принудительным обдувом от специального вентилятора. Поэтому актуальной остается разработка узкоспециализированных систем охлаждения для двигателей беспилотных летательных аппаратов вертолетного типа.
Предшествующий уровень техники
Известна система охлаждения двигателя для беспилотного аппарата с прямым приводом от основного двигателя двух вентиляторов, принудительно охлаждающих жидкость в двух радиаторах (CN1 06741977).
Однако такая система, помимо увеличения веса за счет применения дополнительных радиатора и вентилятора, применения двойной
кинематической схемы, забирает значительную часть мощности двигателя, снижая его эффективность.
Известна система водяного охлаждения двигателя беспилотного летательного аппарата, включающая рубашку охлаждения блока цилиндров и охладительный контур (CN 109592027).
Данная система имеет известные недостатки классической схемы охлаждения и не обладает необходимой гибкостью перенастройки охлаждения в зависимости от изменения условий окружающей среды и условий эксплуатации летательного аппарата. Наиболее близким техническим решением к предлагаемому выступает система охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа, включающая рубашку охлаждения двигателя, расположенные возле несущих винтов радиаторы, сообщенные подводящим и отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения (CN1 07697309).
Недостатками такой конструкции являются недостаточная эффективность охлаждения на тяжелых режимах работы двигателя - при подъеме аппарата и висении, так как радиаторы находятся в верхней части фюзеляжа сбоку от винтов и не обдуваются дополнительно воздухом от несущих винтов. Кроме того, данной системе присущи все другие недостатки классической системы охлаждения - высокая материалоемкость и энергозатратность на охлаждение.
Раскрытие изобретения
Техническим результатом заявленного изобретения выступает повышение равномерности охлаждения двигателя при сменах режима его работы и условий окружающей среды, а также снижение материалоемкости и энергозатратности на охлаждение.
Технический результат достигается тем, что система включает рубашку охлаждения двигателя, радиаторы, сообщенные подводящим и
отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения, при этом она снабжена установленными на входе или выходе радиаторов индивидуальными термостатами, а радиаторы выполнены в виде ряда полых дефлекторов воздушного потока, расположенных под несущими винтами и подключенных к подводящему и отводящему трубопроводам параллельно. Технический результат достигается также тем, что дефлекторы установлены с возможностью изменения расстояния между ними и перемещения в плоскости, параллельной плоскости размещения винтов.
Указанные признаки изобретения существенны.
Совмещение функций радиатора и дефлектора воздушного потока, расположенного под несущим винтом, снижает материало- и энергоемкость конструкции, так как отсутствует необходимость в отдельном радиаторе и вентиляторе охлаждения, повышается теплоотдача в дефлекторе. Вместе с тем дефлекторы нагреваются, что снижает плотность воздуха у их поверхности и, таким образом, снижается аэродинамическое сопротивление дефлекторов при выполнении ими функций управления воздушным потоком от несущих винтов.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 представлена упрощенная принципиальная схема системы охлаждения.
На фиг. 2 изображен летательный аппарат с дефлекторами, вид сверху.
На фиг. 3 изображен летательный аппарат с альтернативным расположением дефлекторов.
На фиг. 4 показан дефлектор в разрезе.
Лучший вариант осуществления изобретения
Двигатель 1 имеет рубашку охлаждения 2, сообщенную подводящим трубопроводом 3 через основной термостат 4 с радиаторами,
выполненными в виде дефлекторов 5 воздушного потока. На входе дефлекторов установлены индивидуальные термостаты 6. Выходы 7 дефлекторов 5 соединены через выходные патрубки 12 с отводящим трубопроводом 8, сообщенным через насос 9 с рубашкой охлаждения 2. Дефлекторы 5 имеют форму профилированных пластин с полостями 10, которые соединены входным отверстием 11 с подводящим 3 и выходными патрубками 12 с отводящим 8 трубопроводами параллельно друг другу. Термостат 4 сообщен также через редукционный клапан 13 с отводящим трубопроводом 8 параллельно дефлекторам. Дефлекторы 5 установлены под винтами 14 с возможностью перемещения в плоскости, параллельной плоскости расположения винтов, а также с возможностью изменения расстояния между ними. Дефлекторы 5 могут быть выполнены с дополнительной полостью 15, отделенной от полости 10 гибкой перегородкой 16 и заполненной газом. Система охлаждения работает следующим образом.
В исходном состоянии при неработающем двигателе 1 термостаты 4 и 6 закрыты, а редукционный клапан 13 открыт и рубашка охлаждения через клапан 13 сообщена непосредственно с насосом 9. В исходном состоянии термостат 4 перекрывает канал поступления жидкости к термостатам 6, а канал доступа охлаждающей жидкости к редукционному клапану 13 постоянно открыт. После запуска двигателя, охлаждающая жидкость нагревается и проходит по малому контуру через редукционный клапан 13 и насос 9. По мере прогрева двигателя, давление в системе охлаждения растет и редукционный клапан уменьшает пропуск жидкости по малому кругу, поддерживая постоянное начальное давление перед насосом 9, что ускоряет нагрев охлаждающей жидкости. По достижении температуры в рубашке охлаждения заданной минимальной величины, например, 60°С, отрегулированный на эту температуру основной термостат 4 открывает доступ нагретой жидкости к индивидуальным
термостатам 6 дефлекторов 5. Термостаты 6 отрегулированы индивидуально на разные температуры открытия, например, на 60°С, 90°С и 110°С. Соответственно, дефлекторы-радиаторы 5 вступают в работу по охлаждению двигателя последовательно, по мере подъема температуры. По достижении максимально допустимого давления в системе, редукционный клапан 12 полностью перекрывает поток по малому кругу, и вся жидкость идет только через дефлекторы 5, повышая теплоотдачу. Эффективность теплоотвода через дефлекторы можно регулировать путем их перемещения под несущим винтом и/или меняя расстояние между ними, в зависимости от условий работы летательного аппарата и приоритетности выполнения дефлекторами функций охлаждения или направления потока воздуха от несущих винтов. Дефлекторы 5 с дополнительной полостью 15 выполняют также функции ресивера - расширительного бачка для компенсации колебаний давления в системе.
Одновременно с функцией радиаторов охлаждения дефлекторы 5 выполняют функции направления потока воздуха от несущих винтов.
Путем изменения угла наклона дефлекторов, создается разнонаправленное отклонение потока несущих винтов. Испытания показали, что потери тяги при управлении по рысканию за счет “затенения винта” пластинами и удерживающей конструкции на холодных дефлекторах составляют менее
1,5%, а на нагретых - не более 0,8%. Потоки воздуха, отбрасываемые несущими винтами, не строго перпендикулярны плоскости винтов, а немного скошены. Скос потока зависит от конструкции и работы винта.
Применяемые дефлекторы 5 выставляются параллельно потоку и, таким образом, повышают эффективность управления по рысканию. Также, такая система управления компенсирует скос потока, возникающий при быстром движении летательного аппарата по горизонтали. При движении с большой скоростью, поток несущих винтов 14 отклоняется от своего начального положения значительно (на десятки градусов) и
эффективность дефлекторов, находящихся в потоке винта заметно повышается при их выставлении вдоль потока, как за счет их поворота вдоль потока, так и за счет возможности их перемещения под винтом в нужное положение. Такая возможность, помимо повышения эффективности управления аппаратом, повышает и теплоотдачу системы охлаждения, поскольку дефлекторы всегда находятся в основном потоке воздуха.
Промышленная применимость
Предложенная конструкция совмещения системы охлаждения двигателя и системы регулирования направления воздушного потока от несущих винтов обеспечивает снижение материалоемкости и энергозатрат на охлаждение и управление воздушным потоком за счет уменьшения аэродинамического сопротивления дефлекторов.
Claims
1. Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа, включающая рубашку охлаждения двигателя, радиаторы, сообщенные подводящим и отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения, отличающаяся тем, что она снабжена установленными на входе или выходе радиаторов индивидуальными термостатами, причем радиаторы выполнены в виде ряда полых дефлекторов воздушного потока, расположенных под несущими винтами и подключенных к подводящему и отводящему трубопроводам параллельно.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что дефлекторы установлены с возможностью перемещения в плоскости, параллельной плоскости расположения винтов.
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что дефлекторы установлены с возможностью изменения расстояния между ними.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019143355A RU2734172C1 (ru) | 2019-12-24 | 2019-12-24 | Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа |
| RU2019143355 | 2019-12-24 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2021133206A1 true WO2021133206A1 (ru) | 2021-07-01 |
Family
ID=72940196
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2020/000114 WO2021133206A1 (ru) | 2019-12-24 | 2020-03-05 | Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2734172C1 (ru) |
| WO (1) | WO2021133206A1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1325174A1 (ru) * | 1984-11-10 | 1987-07-23 | П. С. Владимиров | Роторный двигатель внутреннего сгорани |
| RU2135393C1 (ru) * | 1995-02-17 | 1999-08-27 | Николайчук Александр Петрович | Индивидуальный летательный аппарат |
| CN107697309A (zh) * | 2017-11-08 | 2018-02-16 | 沈阳旋飞航空技术有限公司 | 用于油动无人机的散热结构 |
| RU2665843C2 (ru) * | 2013-07-10 | 2018-09-04 | Юав Энджинз Лтд | Охлаждение двигателей внутреннего сгорания |
-
2019
- 2019-12-24 RU RU2019143355A patent/RU2734172C1/ru active
-
2020
- 2020-03-05 WO PCT/RU2020/000114 patent/WO2021133206A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1325174A1 (ru) * | 1984-11-10 | 1987-07-23 | П. С. Владимиров | Роторный двигатель внутреннего сгорани |
| RU2135393C1 (ru) * | 1995-02-17 | 1999-08-27 | Николайчук Александр Петрович | Индивидуальный летательный аппарат |
| RU2665843C2 (ru) * | 2013-07-10 | 2018-09-04 | Юав Энджинз Лтд | Охлаждение двигателей внутреннего сгорания |
| CN107697309A (zh) * | 2017-11-08 | 2018-02-16 | 沈阳旋飞航空技术有限公司 | 用于油动无人机的散热结构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2019143355A3 (ru) | 2020-09-11 |
| RU2734172C1 (ru) | 2020-10-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105201623B (zh) | 用于控制进入车辆发动机室的空气流动的系统 | |
| US7484378B2 (en) | Cooling system and method for cooling a heat producing system | |
| CN104973254A (zh) | 包括可变流量的空气流量阀的飞行器推进组件 | |
| CN104136322A (zh) | 装有热交换器的涡轮发动机机舱 | |
| US5012646A (en) | Turbine engine having combustor air precooler | |
| JP2010520410A (ja) | 温熱防氷システム | |
| CN110733646B (zh) | 动力预冷器风扇组件 | |
| US5860595A (en) | Motor vehicle heat exhanger | |
| US20200332717A1 (en) | Refreshing Heat Management Fluid in a Turbomachine | |
| US3874168A (en) | Means for the in-flight cooling of the fuel carried by an aircraft | |
| US20200346763A1 (en) | Reverse bootstrap air cycle machine | |
| US11199364B2 (en) | Heat exchanger | |
| RU2734172C1 (ru) | Система жидкостного охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа | |
| US3949549A (en) | Aircraft gas turbine engine turbine blade cooling | |
| US2384088A (en) | Fan cooling system | |
| US2206417A (en) | Cowling for aircraft engines | |
| JP6413509B2 (ja) | 航空機の電動駆動ユニット冷却システム | |
| CN108995818A (zh) | 涵道风扇 | |
| RU2501956C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2496991C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| US2077625A (en) | Heat exchange apparatus | |
| SE520801C2 (sv) | Fluidvärmningsförfaranden och -anordningar | |
| US20100071345A1 (en) | Thrust Engine | |
| KR102613732B1 (ko) | 열교환기 및 이를 포함하는 비행기 | |
| CN111315601A (zh) | 用于车辆的超低型廓hvac设备 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 20907533 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 20907533 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |