ПОДВИЖНОЕ УСТРОЙСТВО ВЫХОДА ВОЗДУХА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT MOVING AIR INLET

Настоящее изобретение относится к подвижному устройству выхода воздуха для летательного аппарата, более конкретно, предназначенного для расположения на уровне аэродинамической поверхности, которая контактирует с потоком воздуха, проходящим снаружи указанного летательного аппарата.
Летательный аппарат обычно оборудован воздушными системами, в частности, для обеспечения нагревания, охлаждения или вентиляции, содержащими цепь, проходящую, по меньшей мере, от входа воздуха, по меньшей мере, до выхода, проходя через теплообменник или любое другое необходимое оборудование, для которого требуется воздух или для совместного функционирования.
В зависимости от случая, эти входы и выходы расположены на поверхности фюзеляжа, несущей поверхности крыла, гондолы или опоры, а наиболее часто на уровне аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Эти воздушные системы обязательно вызывают паразитную дорожку, возникающую в результате дефектов поверхности, связанных с установкой входа или выхода на уровне поверхности, контактирующей с внешним потоком воздуха, по причине разницы энергий потока воздуха между входом и выходом системы или по причине возможных расширений аэродинамических форм, вызываемых напряжениями при установке системы.
Конструкторы летательных аппаратов, в целях удовлетворения потребностей клиентов, ищут пути улучшения аэродинамики своих аппаратов, чтобы уменьшить стоимость эксплуатации, значительно зависящую от потребления топлива.
Для достижения этих целей наилучшее решение в отношении воздушных систем состоит в оптимизации потерь давления узла указанной воздушной системы.
Настоящая заявка направлена на оптимизацию части воздушной системы, а именно устройства выхода воздуха.
Устройство выхода воздуха влияет на аэродинамику летательного аппарата по причине паразитной дорожки, возникающей, когда она не выпускает воздух, выходящий из-за дефектов поверхности, или когда она выпускает воздух, появляющийся в результате завихрений внешнего потока воздуха.
Потери давления, вызываемые потоком воздуха системы при его прохождении через выход воздуха, также влияют на аэродинамику летательного аппарата.
Чтобы компенсировать эти негативные влияния, пытаются рекуперировать толкательную силу, воздействующую на летательный аппарат при выходе воздуха, когда имеется циркуляция воздуха в системе. Для этих целей идеально выбрасывать воздух в направлении внешнего потока воздуха с увеличенной скоростью выброса потока с тем, чтобы максимизировать модуль толкательного усилия.
Согласно предшествующему уровню техники, имеются два типа выхода воздуха. Первый тип выхода динамического типа содержит выступ на уровне выхода воздуха, причем выход ориентирован в заднем направлении летательного аппарата.
Такая конфигурация позволяет сократить потери нагрузки в той мере, где выход защищает воздух системы от внешнего потока воздуха, направляя его постепенно в направлении указанного внешнего потока воздуха, что способствует также максимизации рекуперации толкательной силы, производимой выходящим воздухом.
Однако такая конфигурация создает существенный дефект поверхности, который образует значительную паразитную дорожку.
Как следствие, такое решение рекомендовано, когда энергия потока, выходящего из системы, превышает энергию потока воздуха, циркулирующего снаружи, в частности, когда преимущества, вытекающие из рекуперации толкательной силы, производимой выходящим воздухом, компенсирует недостатки, связанные с возникающей паразитной дорожкой.
Настоящее изобретение более точно относится ко второму типу выхода воздуха, а именно выходу, выровненному с поверхностью. Относительно выходов динамического типа, выходы указанного типа имеют меньше недостатков, связанных с дефектом поверхности и образованием паразитной дорожки.
Однако такая конфигурация менее эффективна в части потери энергии и рекуперации толкательной силы в той мере, что выходящий воздух трудно сориентировать в направлении внешнего потока воздуха.
В целом, выход воздуха, выровненного с поверхностью, оборудуется решеткой, как показано на фиг.1 и раскрыто в документе FR 20070052546. Выход воздуха 10 в виде решетки содержит множество отверстий 12 прямоугольной формы, ограниченных промежуточными зонами 14, расположенными в продолжении аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем каждое отверстие 12 содержит дефлектор 16, ориентированный внутрь и наклонный, для того, чтобы, с одной стороны, направить материализованный выходящий воздух по стрелкам 18 в направлении, близком к направлению внешнего потока 20 воздуха, а с другой стороны, сократить размер дефектов поверхности.
Согласно одному из широко распространенных вариантов воплощения, выход воздуха содержит множество ступеней 22 отверстий 12, причем указанные ступени разделены, по меньшей мере, одним усилительным элементом или проходом 24, позволяющим увеличить механические характеристики решетки.
Эти выходы воздуха решетки позволяют по существу уменьшить дефект поверхности. Однако они не являются достаточными на уровне потерь энергии, которые являются значительными и которые зависят от поверхности указанного выхода.
Согласно другому требованию, размеры выхода воздуха должны быть выбраны, чтобы отвечать более важным требованиям в случаях поломок, возникновение которых редко. Как следствие, для выхода воздуха обычно выбираются размеры с припуском для того, чтобы обеспечить соответствие требованиям нормального полета, что приводит к потерям энергии и дополнительным дефектам поверхности, уменьшающим аэродинамические характеристики летательного аппарата.
Цель настоящего изобретения заключается также в том, чтобы исправить недостатки предшествующего уровня техники, предложив устройство выхода воздуха типа решетки, позволяющее оптимизировать аэродинамические характеристики указанного выхода для нормальных условий полета, но при этом отвечающее необходимым требованиям в случае поломок.
С этой целью, объектом настоящего изобретения является устройство выхода воздуха, оборудованное решеткой, вставленной на уровне аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем указанная решетка содержит множество отверстий, ограниченных промежуточными зонами, расположенными в продолжении аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем указанное устройство и решетка характеризуются поверхностью, позволяющей проход воздуха, называемой поверхностью прохода, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, одну подвижную часть для увеличения поверхности прохода устройства, в частности, в случае поломки, причем решетка имеет поверхность прохода, заданную в зависимости от расхода воздуха, который должен быть выведен в более принудительных условиях нормального полета, при отсутствии поломки.
Такое решение позволяет добиться значительного сокращения поверхности решетки, которая выражается в сокращении дефектов поверхности. Более того, форма решетки задается в зависимости от режима функционирования, называемого нормальным, в отсутствие поломки, при этом потери энергии оптимизируются для этого режима функционирования и не оптимизируются для редкого режима, такого как поломка, приводящая к увеличению секции выхода, закрытого решеткой.
Другие признаки и преимущества изобретения будут более понятны при прочтении нижеследующего описания, приведенного в рамках не ограничительного примера, со ссылками на чертежи, на которых:
Фиг.1 - разрез выхода воздуха;
Фиг.2А - разрез, схематично иллюстрирующий выход воздуха согласно первому варианту воплощения настоящего изобретения в первом состоянии, соответствующему условиям нормального полета;
Фиг.2В - разрез, схематично иллюстрирующий выход воздуха согласно первому варианту воплощения настоящего изобретения во втором состоянии, соответствующему функционированию при поломке;
Фиг.3А - вид в перспективе выхода воздуха согласно второму варианту воплощения настоящего изобретения в первом состоянии, соответствующему условиям нормального полета;
Фиг.3В - вид в перспективе выхода воздуха согласно второму варианту воплощения настоящего изобретения во втором состоянии, соответствующему функционированию при поломке;
Фиг.4А - разрез, схематично иллюстрирующий выход воздуха согласно другому варианту воплощения настоящего изобретения в первом состоянии, соответствующему условиям нормального полета;
Фиг.4В - разрез, схематично иллюстрирующий выход воздуха согласно другому варианту воплощения настоящего изобретения в первом состоянии, соответствующему условиям нормального полета.
На фиг.1 представлено в разрезе устройство выхода воздуха, содержащее отверстие или выход, открывающиеся на уровне аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем указанный выход оборудован решеткой 10, вставленной на уровне указанной аэродинамической поверхности.
Эта решетка может быть предусмотрена на уровне гондолы, фюзеляжа, опоры или несущей поверхности крыла. Тем не менее, можно предположить и другое ее расположение.
Это устройство выхода воздуха может быть интегрировано в одну из воздушных систем летательного аппарата, каждая из которых имеет контур, проходящий, по меньшей мере, от входа воздуха, по меньшей мере, до выхода воздуха, пересекая, по меньшей мере, теплообменник или любое другое устройство, требующее воздух или функционирующее совместно с ним, такое как, например, системы нагревания, охлаждения или вентиляции. Эти воздушные системы не описываются подробно, потому что они хорошо известны специалистам в данной области техники. При этом устройство выхода воздуха согласно настоящему изобретению не ограничивается только этими применениями и может подходить и к другим контурам других устройств, аппаратам или другим входам воздуха.
Согласно одному из способов воплощения, решетка 10 содержит множество отверстий 12, ограниченных промежуточными зонами 14, расположенными в продолжении аэродинамической поверхности летательного аппарата. Каждое отверстие 12 содержит дефлектор 16, ориентированный внутрь и наклонный, с одной стороны, для направления материализованного выходящего воздуха по стрелкам 18 в направлении, близком к направлению внешнего потока воздуха 20, а с другой стороны, для того, чтобы уменьшить размер дефектов поверхности.
Как вариант решетка 10 может не включать дефлектор или дефлекторы в виде шарнирных крыльев по оси вращения, предусмотренной на уровне сторон отверстия, в частности по оси, перпендикулярной потоку 20 внешнего воздуха и расположенной на выходе того же потока 20. Движение крыльев, в частности их открытие, может контролироваться при помощи соответствующих средств.
Для ограничения дефектов поверхности ширина отверстий является узкой.
Для увеличения механических и конструктивных характеристик выхода 10 выход может содержать, по меньшей мере, один продольный усилитель или коридор, разделяющий отверстия на, по меньшей мере, две ступени. Этот или эти коридор(ы) позволяет ограничить высоту (направление, перпендикулярное потоку 20 внешнего воздуха) отверстий, чтобы ограничить риск изгиба промежуточных зон 14, предусмотренных между отверстиями одной ступени.
Устройство выхода характеризуется поверхностью прохода, соответствующей поверхности, освобождающей выход, позволяющей проход воздуха, причем указанная поверхность прохода задается в зависимости от объема выводимого воздуха. Когда выход перекрыт решеткой, поверхность прохода устройства выхода воздуха соответствует совокупности поверхностей отверстий 12.
В соответствии с изобретением и противоположно предшествующему уровню техники, поверхность прохода решетки определяется не в зависимости от объема выводимого воздуха при поломке, а от объема выводимого воздуха в условиях, более ограниченных при нормальном полете в отсутствии поломки.
2
2.
В рамках примера можно привести выходную решетку системы охлаждения с размерами, выбранными согласно предшествующему уровню техники для случая поломки, частота которых: одна поломка на 10000 часов полета. Для одной поломки объем выводимого воздуха является порядка 2,4 кг/с, что требует поверхность прохода 10 дм либо поверхность решетки порядка 43 дм
2
2.
В этом случае согласно настоящему изобретению, поверхность прохода задается в зависимости от объема выводимого воздуха для более ограниченного случая нормального полета либо объем выводимого воздуха 1,9 кг/с. Этот объем требует поверхность прохода 4,2 дм либо поверхность решетки порядка 20 дм
Следует отметить, что значительное уменьшение поверхности решетки приводит к уменьшению дефектов поверхности.
Форма решетки определяется в зависимости от режима функционирования, называемого нормальным, при отсутствии поломки, потери энергии оптимизируются для условий нормального полета в отсутствии поломок.
Чтобы позволить более последовательный выход объема воздуха в случае поломки, выход содержит, по меньшей мере, подвижную часть для изменения поверхности прохода и его увеличения в случае поломки или точных потребностей.
Согласно первому варианту воплощения изобретения, выход может быть перекрыт решеткой и, по меньшей мере, одной подвижной частью, так чтобы изменить поверхность прохода выхода, причем указанная подвижная часть выполнена с возможностью принимать первое положение, в котором она освобождает, по меньшей мере, частично выход, в частности в случае поломки, для того, чтобы позволить более существенный проход выводимого объема воздуха и второе состояние, в котором она расположена в плоскости аэродинамической поверхности летательного аппарата и перекрывает, по меньшей мере, частично указанный выход.
Предпочтительно решетка 10 или, по меньшей мере, одна часть решетки 10 является подвижной для того, чтобы освободить, по меньшей мере, частично выход. Это решение позволяет получить более компактное устройство в той мере, что секция выхода соответствует приблизительно секции решетки.
Чтобы упростить объяснение, изобретение описано относительно подвижной решетки. Само собой разумеется, что данное объяснение может применяться к подвижной части решетки.
Согласно первому варианту, решетка может поворачиваться по оси 22 поворота, расположенной на уровне аэродинамической поверхности летательного аппарат, как показано на фиг.2А, 2В, 3А и 3В.
Таким образом, в отсутствие поломки решетка 10 расположена в продолжении аэродинамической поверхности, как показано на фиг.2А и 3А. При наличии поломки или при узколокализованных нуждах решетка 10 поворачивается так, чтобы освободить выход, как показано на фиг.2В и 3В, допуская проход более значительного объема воздуха.
Оптимальный угол поворота решетки является порядка 30º.
Согласно первому способу воплощения, ось 22 поворота перпендикулярна направлению внешнего потока 20 воздуха, как показано на фиг.2А и 2В. В этом случае, ось 22 поворота предпочтительно расположена на уровне входного края решетки вдоль направления внешнего потока воздуха. Таким образом, в случае поломки конфигурация выхода воздуха является конфигурацией динамического типа, что позволяет максимизировать рекуперацию толкательной силы, производимой выходящим воздухом, который в случае поломки имеет большой объем, и сократить потери энергии. Помимо всего, подобная конфигурация позволяет генерировать разрежение на выходе, благоприятствуя тем самым выводу воздуха.
Согласно другому преимуществу такой конфигурации, она позволяет получить более компактное устройство выхода.
Согласно другому способу воплощения, ось 22 поворота является параллельной направлению внешнего потока 20 воздуха, как показано на фиг.3А и 3В.
Согласно еще одному варианту, проиллюстрированному на фиг. 4А и 4В, решетка 10 может перемещаться между первым положением, проиллюстрированным на фиг.4А, в котором она расположена напротив отверстия, и вторым положением, проиллюстрированным на фиг.4В, в котором она частично освобождает выход, позволяя проход более существенного объема воздуха. Согласно способу воплощения, проиллюстрированному на фиг.4А и 4В, решетка может перемещаться в плоскости аэродинамической поверхности летательного аппарата.
Приводные устройства предусмотрены для управления движением решетки или части решетки, например гидроцилиндров, пружины или червячной передачи.