ПАТРУБОК ДЛЯ ОТВОДА ДРЕНАЖНЫХ ЖИДКОСТЕЙ ДЛЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
DRAINED FLUID EVACUATION STUB FOR PROPULSION ASSEMBLY

Область техники
Настоящее изобретение относится к патрубку для отвода дренажных жидкостей для авиационной силовой установки, содержащей, в частности, двигатель (такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель), окруженный гондолой.
Предшествующий уровень техники
Авиационная силовая установка обычно оборудуется дренажными устройствами для отвода жидкостей (масла, воды и/или топлива) от двигателя для предотвращения того, чтобы эти жидкости скапливались и нарушали работу двигателя. Дренаж масла и топлива осуществляется с помощью технологий уплотнений подвижных соединений (насосы, AGB, дозаторов, домкратов и т.д.), не позволяющих достигать идеальной герметичности. Необходимо след. дренировать жидкости, которые проходят через уплотнения подвижных соединений, для предотвращения попаданий в двигатель. Дренаж воды осуществляют во избежание образования зон удержания, которые часто вызывают коррозию.
В современном уровне техники дренажные жидкости могут выводиться непосредственно наружу. Средства дренажа жидкостей от двигателя могут быть связаны подводящими средствами, такими как трубопроводы, со сборным баком, имеющим накопительную полость для дренажных жидкостей. Этот сборный бак располагается в силовой установке. Он крепится к двигателю и обычно располагается в нижней части силовой установки, так чтобы дренажные жидкости циркулировали самотеком по подводящим средствам до накопительной полости.
Силовая установка содержит, кроме того, дренажный патрубок для отвода дренажных жидкостей наружу. Этот патрубок опирается на гондолу и выступает наружу гондолы. Он также располагается в нижней части силовой установки, напротив сборного бака, и собирает жидкости, выходящие из бака. Патрубок имеет нижний конец, содержащий отверстие для отвода жидкостей за пределы гондолы. После выпуска из накопительной полости сборного бака жидкости отводятся до открытия патрубка, затем выводятся за пределы силовой установки.
Однако объем сборного бака ограничен (намеренное ограничение объема для ограничения габаритов в окружающем двигателя пространстве). Таким образом, сборный бак не может бесконечно собирать дренажные жидкости, и некоторые авиаконструкторы требуют не сливать жидкости, когда самолет находится на земле и при нормальной работе. Решение заключается следовательно в прочистке сборного бака, когда самолет находится в полете, причем эта прочистка может управляться автоматически посредством электронно-цифровой системы управления двигателем (FADEC) или особыми условиями давления в системе масла или топлива.
Однако такое решение не является оптимальным, так как при отсутствии сбоя в системе управления сборный бак не опорожняется и жидкости рискуют удаляться из бака переливом, когда самолет находится на земле.
Задачей настоящего изобретения является разработка простого, эффективного и экономичного решения этой проблемы с помощью системы удержания дренажных жидкостей от силовой установки, которая оборудована автономным сливом, т.е. которая функционирует без вмешательства электронной системы управления двигателя или без отбора давления на системе двигателя.
Описание изобретения
Для решения этой задачи предлагается патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки, причем этот патрубок содержит накопительную полость для дренажных жидкостей и, по меньшей мере, одно выпускное отверстие для жидкостей, содержащихся в накопительной полости, отличающийся тем, что он содержит механизмы отбора разницы давления за пределами патрубка и спускной орган накопительной полости, причем этот орган перемещается между первым положением закрытия выпускного отверстия и вторым положением освобождения этого отверстия, причем орган рассчитан таким образом, чтобы перемещаться из первого положения во второе, когда названная разница давления превышает заданное значение.
Изобретение чрезвычайно эффективно, так как оно позволяет использовать такую разницу давления, как наружное динамическое давление, а следовательно скорость самолета, для включения прочистки мата для накопления и отвода жидкостей. Действительно, динамическое давление за пределами мата изменяется в зависимости от скорости самолета. Когда самолет остановлен, динамическое давление равно нулю, а орган находится в своем первом положении. По мере увеличения скорости самолета возрастает динамическое давление. Патрубок выполнен таким образом, чтобы его прочистка приводилась в действие при достижении динамическим давлением некоторого порога, т.е. при достижении самолетом некоторой скорости в полете (орган при этом находится в своем втором положении). Таким образом, прочистка патрубка осуществляется в полете автономно, что ограничивает риск потери дренажных жидкостей, когда самолет находится на земле.
Преимущественно, патрубок содержит первый механизм отбора суммарного давления за пределами патрубка и второй механизм отбора статического или псевдостатического давления за пределами патрубка. В авиации динамическое давление добавляется к статическому давлению для получения суммарного давления. Динамическое давление равняется разнице между суммарным давлением и статическим давлением. Разница между статическим давлением и псевдостатическим давлением будет подробно описана ниже. «Псевдостатическое» давление является суммарным давлением в месте максимального разрежения вокруг аэродинамического профиля, что соответствует минимальному суммарному давлению, которое ниже, чем статическое давление. Это разрежение увеличивается со скоростью самолета.
В соответствии со способом осуществления изобретения, орган совершает поступательное движение в пазу патрубка и содержит или несет поперечный элемент, разделяющий две камеры внутри паза, причем первая камера связана с названным первым механизмом отбора, а вторая камера связана с названным вторым механизмом отбора. Первая камера подвергается, таким образом, воздействию суммарного давления, а вторая камера подвергается воздействию статического или псевдостатического давления.
В своем первом положении орган может подвергаться воздействию упругих возвратных средств. В особом случае осуществления изобретения динамическое давление прикладывает к поперечному элементу силу, которая должна быть выше возвратной силы упругих средств, чтобы орган перемещался из своего первого положения во второе.
Орган и его элемент могут быть выполнены таким образом, чтобы орган удерживался в своем первом положении закрытия, когда разница давления между двумя камерами ниже 6 кПа (что соответствует скорости истечения воздуха вокруг мата около 80 м/сек), и удерживался в своем втором положении открытия, когда разница давления между двумя камерами выше 12 кПа (около 120 м/сек). Между этими значениями орган может перемещаться из первого положения во второе и обратно.
Первый и второй механизмы отбора давления могут каждый содержать отверстие для пропускания воздуха, выходящее наружу мата.
Первый механизм отбора предпочтительно связан с первой камерой посредством трубопровода, содержащего, по меньшей мере, две части, из которых одна располагается под углом или перпендикулярно по отношению к другой. Этим ограничивается опасность того, что частицы, способные проникнуть в отверстие первого механизма отбора, дойдут до первой полости и нарушат отбор динамического давления. Эти частицы должны улавливаться в трубопроводе.
Патрубок по изобретению имеет предпочтительно аэродинамический профиль такой, как профиль NACA симметричного двояковыпуклого типа.
Профиль NACA ускоряет местами жидкость, что порождает локальное пониженное давление. Также, профиль NACA местами замедляет жидкость на упорной поверхности, что порождает локальное повышенное давление. Разница давления между точкой минимального давления и точкой максимального давления на профиле становится след. выше динамического давления. Например, в случае расчетного профиля NACA0018 эта разница давления может быть рассчитана как выше или равная 1,6 раза динамического давления. Эта разница давления служит для управления механизмом открывания при помощи поверхностей приложения. Это указывает на важность увеличивать фактическое давление управления и при этом выигрывать в компактности при одном и том же результирующем усилии.
Первый механизм отбора может располагаться на передней кромке профиля, где суммарное давление максимально, равно сумме статического давления и динамического давления. Второй механизм отбора может располагаться на боковой стороне профиля. Второй механизм отбора преимущественно располагается в зоне профиля, в которой коэффициент давления Cp имеет почти максимальное значение, в которой разрежение максимально, a следовательно отбираемое давление минимально. Отбираемое на этом уровне давление при этом называют псевдостатическим давлением. Псевдостатическое давление может таким образом рассматриваться как давление в зоне профиля, в которой разрежение максимально, а следовательно суммарное давление минимально.
Настоящее изобретение относится также к силовой установке, отличающейся тем, что она содержит патрубок такой, как описано выше.
Предпочтительно, патрубок имеет почти радиальное расположение относительно продольной оси силовой установки и, по меньшей мере, частично выступает на наружной поверхности гондолы силовой установки. Механизмы отбора могут располагаться вблизи радиально наружного конца патрубка.
Настоящее изобретение относится также к способу разработки патрубка такого, как описанный выше, отличающемуся тем, что он включает следующие стадии, заключающиеся:
в определении аэродинамического профиля патрубка, такого как профиль NACA симметричного двояковыпуклого типа,
в позиционировании первого механизма отбора максимального давления на передней кромке профиля,
в расчетном определении распределения коэффициента давления Cp вдоль профиля и выведении из этого зоны профиля, где этот коэффициент имеет почти максимальное значение, и
в позиционировании второго механизма отбора минимального давления в названной зоне.
Описание чертежей.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием неограничивающего примера его осуществления, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает общий вид силовой установки самолета по изобретению;
фиг.2 – общий вид и вид осевом разрезе силовой установки фиг.1 в большем масштабе;
фиг.3 и 4 изображают общий вид выпускного мата по изобретению;
фиг.5 изображает вид в осевом разрезе выпускного мата фиг.3 и 4;
фиг.6 и 7 изображают виды в осевом разрезе выпускного мата по изобретению и демонстрируют два разных положения его органа прочистки; и
фиг.8 изображает граф, показывающий изменение коэффициента давления Cp вдоль выпускного патрубка, имеющего профиль NACA, воспроизведенного под графом, причем положительное Cp соответствует зоне пониженного давления, а отрицательное Cp соответствует повышенному давлению.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
Рассмотримфиг.1, на которой изображена силовая установка 10 самолета, содержащая двигатель 12 (такой как турбореактивный двигатель с истечением первичного и вторичного воздуха, схематически изображенный пунктирными линиями), установленный внутри гондолы 14.
Двигатель 12 содержит, от входной зоны до выходной, в направлении истечения воздуха (слева направо на рисунке), канал подвода воздуха, нагнетатель, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания, по меньшей мере, одну турбину и выпускную трубу для выхлопных газов. Гондола 14 содержит капоты, которые определяют наружную поверхность силовой установки.
Газотурбинный двигатель 10 содержит патрубок 16 для отвода дренажных жидкостей, причем этот патрубок имеет почти радиальное направление (по отношению к продольной оси силовой установки) и располагается в виде выступа на наружной поверхности гондолы 14. Он располагается в нижней части силовой установки, в 6 ч (6 часов) по аналогии с циферблатом часов.
В газотурбинном двигателе 10 циркулирует несколько типов дренажных жидкостей и, в частности, горючее для подачи в камеру и сжигания газов, жидкая смазка для смазывания подшипников вращающихся деталей и вода, которая может всасываться вентиляционными заборниками или образовываться в результате конденсации на двигателе.
В режиме работы эти жидкости дренируются, чтобы они не скапливались и не нарушали работу силовой установки. Газотурбинный двигатель содержит средства для дренажа этих жидкостей (таких как дрены), которые в данном случае встроены в выпускной патрубок.
Выпускной патрубок 16, лучше видимый на фиг.2-4, coдержит на своем радиально наружном конце планку 22 для крепления гондолы 14.
Планка 22 имеет почти параллелепипедную форму и крепится к капотам гондолы 14. Она включает отверстия 24, расположенные в ряд с отверстиями 26 гондолы, для пропускания средств типа винт-гайка. Патрубок 16 имеет аэродинамическую форму и проходит через радиальное отверстие 28 гондолы. Патрубок 16 монтируется в этом отверстии путем радиального перемещения наружу, из внутреннего пространства гондолы, пока планка 22 не обопрется о внутреннюю поверхность гондолы. Может быть предусмотрено уплотняющее соединение, предназначенное для сжатия между планкой и гондолой.
Мат 16 содержит, кроме того, внутреннюю полость 30 для накопления дренажных жидкостей.
Планка 22 патрубка 16 содержит средства соединения выходных отверстий трубопроводов 18 для подвода дренажных жидкостей в полость 30. Эти средства соединения имеют каналы, в которых соединены в паз выходные отверстия трубопроводов 18, причем радиально наружные концы этих каналов выходят на радиально наружной поверхности планки 22, а их радиально внутренние концы выходят в полость 30 (фиг.5).
Полость 30 может находиться в жидкостном сообщении с отверстием 32 для слива жидкостей, содержащихся в этой полости для прочистки этой последней.
По изобретению, прочистка полости 30 осуществляется автономно посредством подвижного органа, приведение в действие которого зависит от динамического давления за пределами патрубка, а следовательно от скорости самолета, оборудованного силовой установкой.
Полость 30 имеет паз 34 для размещения органа, который перемещается между первым положением закрытия отверстия 32 и вторым положением освобождения этого отверстия.
Патрубок 16 coдержит механизмы 36, 38 отбора динамического давления за пределами патрубка, причем орган предназначен для перемещения от первого положения до второго, когда динамическое давление превышает или равно заданному значению.
При любом жидкостном истечении создается разность давления между запорным давлением и статическом давлении, как только жидкость находится в движении. Эта разница давления в данном случае прикладывается к поверхности органа, чтобы вызвать усилие, достаточное для запуска прочистки мата, как только скорость самолета превысит заданный порог.
Динамическое давление равняется разнице между суммарным давлением и статическим давлением. Механизмы отбора разницы давления содержат первый механизм 36 отбора суммарного давления и второй механизм 38 отбора статического давления (в данном случае псевдостатического).
Эти механизмы 36, 38 отбора содержат в данном случае отверстия или каналы, выходящие на наружную поверхность патрубка 16. В примере осуществления по фиг.5, средство отбора 36 содержит трубопровод, содержащий первую часть, конец которой выходит на наружную поверхность патрубка 16, причем эта первая часть связана с другой частью трубопровода, которая располагается под углом по отношению к первой части.
Фиг.6 и 7 показывают очень схематически работу подвижного органа, обозначенного 40.
Орган 40 изображен в данном случае в виде подвижного поршня в вышеназванном пазу 34, причем поршень имеет шток 42, связанный одним концом с поперечным элементом, таким как диск 44. Диск 44 разделяет паз на две примыкающих камеры 46, 48. Первый механизм отбора 36 приводит в жидкостное сообщение первую камеру 46 с наружным пространством мата, а второй механизм отбора 38 приводит в жидкостное сообщение вторую камеру 48 с наружным пространством мата. Первая и вторая камеры 46 подвергаются, таким образом, воздействию соответственно суммарного и псевдостатического давления.
При перемещении шток 42 освобождает проход для дренажа жидкостей. В качестве примера, шток 42 органа 40 проходит через трубопровод 50, связывающий полость 30 с выпускным отверстием 32, и содержит сквозное отверстие 52, которое должно располагаться точно на уровне этого трубопровода, чтобы содержащиеся в полости жидкости могли вытекать до отверстия 32 и сливаться.
В первом положении органа 40, изображенном на фиг.6, его шток 42 запирает трубопровод 50 и препятствует, таким образом, прочистке полости 30. Во втором положении органа 40, изображенном на фиг.7, отверстие 52 штока 42 пропускает жидкости, содержащиеся в полости 30, до их слива через отверстие 32.
Упругие возвратные средства 54 установлены в пазу и воздействуют на орган 40 в его первом положении. Эти средства 54 в данном случае опираются на диск 44 органа.
d
d
2
Динамическое давление P имеет формулу P = ρ*v /2, в которой:
ρ – объемная масса воздуха, которая снижается по мере увеличения высоты; так, на большой высоте прочистка полости 30 будет происходить при более высокой скорости, чем при низкой высоте;
v – скорость самолета.
d
t
s
Это динамическое давление равняется разнице между суммарным давлением и статическим давлением, P = P – P.
d
d
2
Сила F, оказывающая динамическое давление на орган 40, и, в частности, на диск 44, имеет уравнение F = S*ρ*v /2, в котором D – поверхность приложения давления, которая в данном случае является поверхностью диска 44.
d
Сила Fпредставляет сопротивление, которое должно быть выбрано для прочистки, и определяется в зависимости от порога скорости, начиная с которого прочистка должна сработать, причем цель заключается в том, чтобы прочистка срабатывала при достижении самолетом заданной скорости, например, когда он находится в полете.
По предпочтительному способу осуществления изобретения, патрубок 16 имеет аэродинамический профиль типа NACA, как это видно из фиг.3 и 4 и внизу фиг.8, который изображает поперечное сечение патрубка. Профиль этого патрубка в данном случае симметричный и двояковыпуклый и имеет переднюю кромку 60 и кромку 62 обтекания воздуха, и выпуклые профильные стороны 64.
По изобретению и как это видно из фиг.3-5, первый механизм отбора 36 суммарного давления располагается на передней кромке отбора 60 патрубка, вблизи его радиально наружного конца, чтобы быть на расстоянии от пограничного слоя на наружной поверхности гондолы 14. Второй механизм 38 отбора статического давления располагается на стороне 64 патрубка, также вблизи его радиально наружного конца.
Предпочтительно, второй механизм 38 используется для отбора псевдостатического давления, причем это псевдостатическое давление является давлением в зоне профиля, в которой разрежение максимально, т.е. в которой коэффициент давления Cp имеет максимальное значение Cpmax.
Для определения этой зоны, а следовательно положения второго механизма 38, необходимо знать распределение этого коэффициента Cp вдоль профиля патрубка. Это может осуществлено расчетным образом с целью получения такой кривой, как изображенная в верхней части фиг.8. Второй механизм отбора 38 располагается точно по абсциссе X1, соответствующей абсциссе, для которой коэффициент давления имеет максимальное значение Cpmax.