СИСТЕМА ДЛЯ РЕКУПЕРАЦИИ И ПРЕОБРАЗОВАНИЯ КИНЕТИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ И ПОТЕНЦИАЛЬНОЙ ЭНЕРГИИ В КАЧЕСТВЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
SYSTEM FOR THE KINETIC ENERGY AND POTENTIAL ENERGY RECOVERY AND CONVERSION AS ELECTRIC ENERGY FOR AN AIRCRAFT

Уровень техники изобретения
Настоящее изобретение относится к генерированию электрической энергии в летательном аппарате посредством рекуперации кинетической энергии и потенциальной энергии.
Когда самолет набирает высоту и скорость, он увеличивает свою кинетическую энергию Ec и свою потенциальную энергию Ep, которые могут быть вычислены, соответственно, из следующих формул:
2
Ec=½mv
Ep=mgh
2
где m - это масса самолета, v - это скорость самолета, g - ускорение под действием силы тяжести (9,81 м/с) и h - это высота самолета относительно земли.
Во время стадии набора высоты самолет увеличивает свою скорость так, чтобы переходить от скорости взлета около 230 километров в час (км/ч) к крейсерской скорости, лежащей в диапазоне приблизительно от 500 км/ч до 800 км/ч (от 0,82 до 0,84 числа Маха), тем самым, предоставляя возможность себе накапливать очень большое количество кинетической энергии. Что касается потенциальной энергии, современные самолеты совершают рейсы на высоте около 12000 метров (м).
Во время стадии снижения, вследствие кинетической энергии и потенциальной энергии, которые были накоплены, пилоту необходимо управлять скоростью самолета так, чтобы избегать превышения критической скорости или ограничения числа Маха, называемых максимальной рабочей предельной скоростью или числом Маха (VMO/MMO), за которыми самолет может испытывать серьезное повреждение.
Тем не менее, и парадоксально, во время этапов снижения, пилот зачастую вынужден увеличивать скорость вращения двигателя для того, чтобы иметь достаточную энергию для поддержания давления и кондиционирования воздуха в салоне, а также для работы электрических устройств на борту. В таких обстоятельствах, пилот увеличивает скорость вращения двигателя для того, чтобы покрывать потребности в электрической и пневматической энергии, в то же время применяя воздушные тормоза для того, чтобы не допускать превышения максимальной рабочей предельной скорости или числа Маха (VMO/MMO). Это решение является неудовлетворительным, поскольку оно ведет к избыточному расходу топлива в двигателях, даже если они работают на низкой скорости во время этой стадии полета (снижение).
Следовательно, существует необходимость иметь источник энергии в летательном аппарате, который подходит для подачи электрической энергии и выполняет это независимо от скорости вращения двигателя. Эта необходимость особенно важна, поскольку предложения, выдвигаемые в настоящее время, чтобы заменять гидравлическое средство, используемое большинством функций самолета (например, выпуск шасси, торможение и т.д.), средством, которое является полностью электрическим, в частности, в целях облегчения общего веса самолета.
Также известно оборудование законцовок крыльев самолетов кожухами, которые имеют практически форму баков на законцовках крыльев для того, чтобы уменьшать негативные действия турбулентности законцовки крыла (завихрения), причем эти кожухи служат для того, чтобы ограничивать лобовое сопротивление и, следовательно, ограничивать потери энергии законцовки крыла.
Цель и сущность изобретения
С этой целью, изобретение предоставляет систему генерирования электрической энергии для летательного аппарата, система содержит кожух, имеющий форму бака на законцовке крыла и содержащий по меньшей мере одну турбину, размещенную в передней части кожуха, и генератор электрической энергии, соединенный с упомянутой турбиной, причем передняя часть кожуха снабжена средствами впуска воздуха, которые являются подвижными между открытым положением, в котором турбина подвержена воздействию внешнего потока воздуха, и закрытым положением, в котором турбина скрыта внутри кожуха, средства впуска воздуха содержат заслонки или планки, которые подвижным образом закреплены между носом и корпусом кожуха.
Таким образом, летательный аппарат, имеющий по меньшей мере одну такую систему, имеет источник энергии, который подходит для подачи дополнительной электрической энергии независимо от энергии, подаваемой посредством двигателя. Соответствующие системы изобретения могут быть установлены, например, на концах крыльев самолета и/или на концах одной или более частей его хвостового оперения.
Когда средства впуска воздуха системы изобретения находятся в закрытом положении, система изобретения является целиком обтекаемой и не вызывает какого-либо продольного лобового сопротивления во время стадий взлета, набора высоты и крейсерского полета. Во время стадии снижения средства впуска воздуха системы помещаются в открытое положения с тем, чтобы предоставлять возможность наружному воздуху приводить в действие турбину и связанный с ней генератор, чтобы вырабатывать электричество посредством рекуперации кинетической и потенциальной энергии летательного аппарата. Средства впуска воздуха могут также быть установлены в открытое положение во время стадий взлета, набора высоты и крейсерского полета, в случае, когда это необходимо, например, в случае отказа одного или более двигателей или их генераторов.
За счет системы генерирования электрической энергии изобретения, больше нет какой-либо необходимости увеличивать скорость вращения двигателя выше его нормальной скорости во время стадии снижения, делая, таким образом, возможной в каждом полете экономию 1-3% расхода топлива, в зависимости от достигнутой высоты и скорости в конце крейсерского полета.
Согласно первой характеристике системы изобретения, средства впуска воздуха содержат заслонки, закрепленные шарнирным образом к носу кожуха, заслонки опускаются в открытое положение средств впуска воздуха и удерживаются выровненными с корпусом кожуха в закрытом положении средств впуска воздуха.
Согласно второй характеристике системы изобретения средства впуска воздуха содержат планки или дроссельные элементы, поворотным образом закрепленные между носом и корпусом кожуха, планки проходят перпендикулярно относительно поверхности кожуха в открытом положении средств впуска воздуха и удерживаются параллельно с поверхностью кожуха в закрытом положении средств впуска воздуха.
В обоих обстоятельствах элементы впуска воздуха целиком встроены в кожух системы, когда они находятся в закрытом положении, тем самым, не увеличивая лобовое сопротивление в результате локальной турбулентности.
Согласно третьей характеристике системы изобретения, она дополнительно содержит средство сохранения для сохранения электрической энергии, выработанной посредством генератора электрической энергии. Таким образом, некоторая или вся электрическая энергия, выработанная посредством системы изобретения, может быть сохранена и использоваться впоследствии по запросу. Средство сохранения электрической энергии может быть выбрано по меньшей мере из одного средства сохранения электрической энергии, выбранного по меньшей мере из одного из следующих средств: аккумуляторная батарея; суперконденсатор; и маховик.
Согласно четвертой характеристике изобретения, система включает в себя отверстия в задней части кожуха, предоставляющие возможность воздушному потоку, протекающему внутри кожуха, выпускаться и охлаждать силовую электронику, связанную с генератором электричества, а также охлаждать средство сохранения электрической энергии, в частности, когда оно состоит из аккумуляторов, которые могут нагреваться, в то время как они заряжаются.
Согласно пятой характеристике изобретения, турбина имеет лопатки с изменяемым углом установки, таким образом, делая возможным управление скоростью вращения турбины как функцией скорости воздушного потока, ударяющего турбину, и, таким образом, делая возможным регулировку частоты генератора электричества.
Изобретение также предоставляет летательный аппарат, включающий в себя по меньшей мере одну систему изобретения. Летательный аппарат может, в частности, соответствовать самолету, имеющему соответствующую систему изобретения на конце каждого из своих крыльев и/или на конце одной или более частей своего хвостового оперения.
В первом аспекте летательного аппарата изобретения он включает в себя устройство управления, чтобы побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха по меньшей мере во время стадии снижения летательного аппарата. Летательный аппарат может, таким образом, иметь дополнительный источник электрической энергии, доступной во время стадий снижения, без необходимости увеличивать скорость вращения двигателя, как это обычно происходит во время такой стадии.
Во втором аспекте летательного аппарата изобретения он включает в себя устройство управления, чтобы автоматически побуждать открытие средств впуска воздуха в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата и/или генератора по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата.
В третьем аспекте летательного аппарата изобретения, системы генерирования электрической энергии могут также управляться вручную посредством кнопки управления или переключателя, размещенного в кабине самолета. Пилот или второй пилот может, таким образом, действовать вручную, чтобы побуждать открытие средств впуска воздуха, и может, таким образом, следовательно, побуждать выработку электрической энергии, когда это желательно, в частности, в случае аварии (полный отказ одного или более основных двигателей или потеря генерирования электричества в одном или более двигателях) или при электрической аварии в самолете.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества изобретения очевидны из последующего описания конкретных вариантов осуществления изобретения, предоставленных в качестве неограничивающих примеров и со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг. 1 - это схематичный перспективный вид самолета, оборудованного системами генератора электрической энергии в варианте осуществления изобретения;
Фиг. 2 - это схематичный вид в разрезе системы генерирования электрической энергии на фиг. 1 в закрытом положении в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
Фиг. 3 - это схематичный вид в разрезе системы генерирования электрической энергии на фиг. 1 в открытом положении в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
Фиг. 4A и 4B - это схематичные виды в разрезе, показывающие систему генерирования электрической энергии в закрытом положении в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения; и
Фиг. 5A и 5B - это схематичные виды в разрезе, показывающие систему генерирования электрической энергии в открытом положении в соответствии с другим вариантом осуществления изобретения.
Подробное описание вариантов осуществления
Фиг. 1 показывает самолет 10, который включает в себя, в соответствии с вариантом осуществления изобретения, две системы 20 генерирования электрической энергии, размещенных соответственно на концах крыльев 11 и 12. Каждая система 20 содержит обтекатель 21, соответствующий в этом примере кожуху, имеющей форму бака на законцовке крыла и тот же тип, что и установленные на концы крыльев самолета или ракеты для того, чтобы уменьшать или "разрушать" турбулентность (завихрения) на законцовке крыла и уменьшать мешающее аэродинамическое лобовое сопротивление вследствие такой турбулентности. Форма обтекателя практически является формой бака на законцовке крыла или овоидом, который сужается до большей или меньшей степени в зависимости от размера и формы крыла, на котором система изобретения должна быть установлена. Любая другая форма, служащая уменьшению аэродинамического лобового сопротивления, может быть использована. Кроме того, или вместо двух систем 20 генерирования электрической энергии, размещенных на концах крыльев, самолет может также иметь одну или более систем 20, размещенных на концах частей хвостового оперения самолета, как показано на фиг. 1.
Как показано на фиг. 2, внутри своего обтекателя 21, каждая система 20 содержит турбину 22, имеющую свой вал 220, соединенный с ротором (не показан) генератора 23 электричества. Генератор 23 электричества является вращательной машиной, например, генератором переменного тока. В описываемом в настоящий момент примере вал 220 соединяется с генератором 23 электричества через понижающий редуктор 231.
Поскольку скорость турбины может изменяться значительно в зависимости от изменений в скорости самолета, система 20 также имеет регулятор 24, соединенный с выводом 230 генератора электричества. Регулятор 24 служит для преобразования переменного напряжения с изменяющейся амплитудой, создаваемого генератором, в переменное напряжение с постоянной амплитудой и/или напряжение постоянного тока (DC). В описываемом в настоящий момент примере регулятор 24 выполняет обе эти функции, и с этой целью он имеет первый вывод 241, доставляющий переменное напряжение с постоянной амплитудой, которое используется для ввода непосредственно в основную сеть 13 подачи электрической энергии самолета, и второй вывод 242, доставляющий постоянный ток и для использования в перезарядке элементов 25 хранения электрической энергии, в частности, аккумуляторов, которые могут состоять из никель-кадмиевых или литий-ионных аккумуляторных батарей. В различных вариантах осуществления элементы хранения электрической энергии могут также быть сформированы посредством суперконденсаторов или маховиков. Электрическая энергия, сохраненная в элементе 25, вводится по запросу через вывод 251 во вспомогательную сеть 14 подачи электрической энергии самолета.
Электрическая энергия, непосредственно доступная с вывода 241 регулятора, или энергия, ранее сохраненная в элементах 25 хранения и доступная на выводе 251, может быть использована во время стадий снижения для того, чтобы питать множество устройств самолета, таких как, в частности:
поддерживающие давление салона самолета;
осуществляющие воздушное кондиционирование салона;
противообледенительные маты для обогрева передних кромок крыльев;
электрическая система выпуска шасси;
электрический тормоз.
Каждая система 20 генерирования электрической энергии также имеет средства впуска воздуха в передней части 21a обтекателя 21, причем эти средства впуска воздуха являются подвижными между открытым положением, в котором турбина 22 подвержена воздействию потока воздуха снаружи обтекателя (фиг. 3), и закрытым положением, в котором турбина скрывается внутри обтекателя (фиг. 2).
В описываемом в настоящий момент варианте осуществления средства впуска воздуха состоят из заслонок или крышек 26 изогнутой формы, которые размещаются между носом 210 и корпусом 211 обтекателя 21. Расположенный выше по потоку конец 261 каждой заслонки 26 закреплен к носу 210 через шарнирное соединение 262, в то время как расположенный ниже по потоку конец 263 каждой заслонки 26 свободен. Расположенный ниже по потоку конец 263 представляет собой часть 2630 изогнутой формы, который давит на расположенный выше по потоку конец 2110 корпуса 211, когда заслонки 26 находятся в закрытом положении, как показано на фиг. 2. Для того, чтобы уменьшать потенциальное лобовое сопротивление вследствие турбулентности, создаваемой в зазоре, присутствующем между заслонками и обтекателем, расположенная выше по потоку кольцеобразная уплотнительная прокладка 264 размещается в части, расположенной между носом 210 и расположенным выше по потоку концом 261 заслонок 26, а расположенная ниже по потоку кольцеобразная уплотнительная прокладка 265 размещается между расположенным выше по потоку концом 2110 корпуса 211 и расположенными ниже по потоку концами 263 заслонок 26.
В описываемом в настоящий момент примере заслонки 26 удерживаются и перемещаются между закрытым положением и открытым положением посредством приводов 27, каждый закреплен на одном конце к внутренней стенке обтекателя 21, а на другом конце к заслонке 26 через рычажный механизм 28. В закрытом положении средства впуска воздуха, как показано на фиг. 2, приводы 27 оказывают осевое давление на вал 281 рычажного механизма 28 с тем, чтобы удерживать заслонки 26 в закрытом положении через шарнирно закрепленные рычаги 282, соединенные с противоположным концом вала 281. В открытом положении средства впуска воздуха, как показано на фиг. 3, приводы 27 оказывают тяговое усилие на вал 281 для того, чтобы побуждать его втягиваться вниз по потоку и опускать заслонки 26.
В варианте осуществления, показанном на фиг. 2 и 3, вал 281 рычажного механизма 28 проходит через центр турбины 22. Вал 281 поддерживается внутренней частью 212 обтекателя, которая имеет осесимметричную форму с целью направления наружного воздушного потока, проникающего в обтекатель 21, к лопаткам турбины 22. Внутренняя часть 212 обтекателя также поддерживает шариковый подшипник 213 для турбины 22. На своей задней части турбина 22 включает в себя шестерню 221, которая зацепляется с валом 220 турбины 22, и которая смещена относительно ее оси.
Посредством воздействия на приводы 27 возможно побуждать заслонки открываться и закрываться и, следовательно, генерировать или не генерировать электрическую энергию посредством системы 20. Таким образом, когда средства впуска воздуха приводятся в открытое положение, как показано на фиг. 3, заслонки 26 опускаются внутрь обтекателя 21, тем самым, предоставляя возможность наружному воздушному потоку F, протекающему поверх обтекателя 21, входить внутрь обтекателя и приводить во вращение турбину 22, которая, посредством своего соединения с генератором 23 электричества, предоставляет возможность выработки электрической энергии. Когда нет необходимости генерировать электрическую энергию посредством системы 20 и/или во время стадий взлета, набора высоты или крейсерского полета, заслонки 26 удерживаются в закрытом положении средств впуска воздуха, как показано на фиг. 2, для того, чтобы уменьшать аэродинамическое лобовое сопротивление. В этом положении заслонки помещаются на одной оси с обтекаемой формой обтекателя 21, тем самым, полностью скрывая турбину 22 внутри обтекателя, вместе со всеми другими элементами, используемыми для генерирования и сохранения электрической энергии. Следовательно, в закрытом положении средств впуска воздуха, заслонки 26 не создают продольное лобовое сопротивление, при этом система 20 тогда действует полностью так, чтобы уменьшать турбулентность на законцовке крыла.
Задняя часть 21b обтекателя 21 имеет отверстия, которые сформированы в этом примере посредством жалюзийных решеток или вентиляционных отверстий 29, предоставляющих возможность потоку воздуха, втянутого внутрь обтекателя 21, выходить из него, когда средства впуска воздуха открыты. Это устраняет повышение давления внутри обтекателя 21. Кроме того, поток воздуха, протекающего таким образом внутри обтекателя 21, служит для охлаждения силовой электроники, связанной с генератором электричества, а также для охлаждения средства хранения электрической энергии, в частности, когда оно состоит из аккумуляторов, которые могут нагреваться во время заряда. Отверстия могут быть постоянными, или они могут быть закрываемыми по команде.
В варианте осуществления системы 120 генерирования электрической энергии в соответствии с изобретением, как показано на фиг. 4A, 4B, 5A и 5B, средства впуска воздуха могут состоять из планок или дроссельных элементов 126, проходящих между носом 1210 и корпусом 1211 обтекателя 121. Более точно, расположенные выше по потоку и ниже по потоку концы 1261 и 1262 каждой планки 126 закреплены соответственно к носу 1210 и корпуса 1211 через поворотные соединения 1212 и 1213. В описываемом в настоящий момент примере каждая планка соединяется с поворотной остью 1281 посредством тяги 1282. Поворот оси 1281, и, следовательно, поворот планки 126, приводится в действие посредством привода 127, соединенного на одном из своих концов с противоположным свободным концом оси 1281, а на другом своем конце с внутренней стенкой обтекателя 121. Другие части системы 120 генерирования электрической энергии идентичны частям вышеописанной системы 20 и не описываются снова, в целях упрощения.
Посредством воздействия на приводы 127 возможно открывать и закрывать заслонки и, следовательно, генерировать или не генерировать электрическую энергию посредством системы 120. Таким образом, когда средства впуска воздуха приводятся в открытое положение, как показано на фиг. 5A и 5B, привод 127 задействуется, чтобы поворачивать ось 1281 и, следовательно, поворачивать валы планок 126 так, что они занимают положение, показанное на фиг. 5B. Это положение планок 126 предоставляет возможность наружному потоку воздуха F, протекающему поверх обтекателя 121, входить внутрь обтекателя и приводить во вращение турбину 122, которая, посредством своего вала 1220, соединенного с генератором электричества (не показан на фиг. 5A), служит для производства электрической энергии. На фиг. 5B может быть видно, что планки 126 представляют хорошую аэродинамическую прозрачность (т.е. низкое лобовое сопротивление), когда они находятся в своем открытом положении.
Когда нет необходимости в генерировании электрической энергии посредством системы 120, и/или во время стадий взлета, набора высоты или крейсерского полета, планки 126 удерживаются в закрытом положении средств впуска воздуха, как показано на фиг. 4A и 4B. В этом положении заслонки помещаются на одной оси с обтекаемой формой обтекателя 121, тем самым, полностью скрывая турбину 122 внутри обтекателя, вместе со всеми другими элементами, используемыми для генерирования и сохранения электрической энергии. Следовательно, в закрытом положении средства впуска воздуха, планки 126 не создают продольное лобовое сопротивление, при этом система 120 тогда действует полностью так, чтобы уменьшать турбулентность на законцовке крыла.
Для того чтобы управлять скоростью вращения турбины в системе генерирования электрической энергии изобретения как функцией скорости воздушного потока, входящего в турбину, турбина может иметь лопатки с изменяемым углом установки, при этом угол установки лопаток увеличивается, когда скорость воздушного потока высокая, и уменьшается, когда скорость воздушного потока более низкая.
Система(ы) генерирования электрической энергии изобретения могут управляться автоматически посредством системы управления (бортового компьютера) самолета. Система управления самолета может быть запрограммирована, в частности, чтобы:
побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха по меньшей мере во время стадии снижения летательного аппарата;
побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата; и
побуждать автоматическое открытие средств впуска воздуха в случае отказа генератора по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата.
Система(ы) генерирования электрической энергии могут также управляться вручную посредством кнопки управления или переключателя, размещенных в кабине самолета. Пилот или второй пилот может, таким образом, действовать вручную, чтобы открывать средства впуска воздуха, и, следовательно, вырабатывать электрическую энергию, всякий раз, когда они этого желают, в частности, в случае аварии (полный отказ одного или более основных двигателей или потеря выработки электричества от одного или более упомянутых двигателей) или при электрической аварии в самолете.
Таким образом, система генерирования электрической энергии изобретения преимущественно заменяет аварийные турбины с приводом от набегающего потока (RAT), которые существуют в настоящих самолетах, и которые в дополнение к тому, что являются тяжелыми и дорогостоящими, иногда представляют проблемы надежности.
В дополнение к вышеупомянутым преимуществам, система генерирования электрической энергии помещается в местах летательного аппарата, которые легко доступны, тем самым, значительно упрощая техническое обслуживание, в частности техническое обслуживание силовой электроники и средства хранения энергии, поскольку они непосредственно доступны, в то же время являясь изолированными от внутреннего пространства самолета, которое занято пассажирами, тем самым, предотвращая проникновение возможных вредных газов, например, формируемых в случае теплового пробоя одной или более аккумуляторных батарей, в салон самолета.