ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, ОСНАЩЕННЫЙ УКАЗАННОЙ СИСТЕМОЙ
AIRCRAFT DE-ICING SYSTEM AND AIRCRAFT WITH SUCH SYSTEM

Область техники
[0001] Заявляемое изобретение относится к противообледенительной системе летательного аппарата для предотвращения намерзания льда на внешней поверхности передней кромки крыла летательного аппарата или для удаления намерзшего льда в ходе полета. Изобретение также относится к летательному аппарату, оснащенному указанной противообледенительной системой. Данная заявка испрашивает приоритет японской заявки на изобретение №2010-1926, поданной в Японии 30 августа 2010 г., содержание которой полностью включено в данную заявку.
Уровень техники
[0002] Как известно, для предотвращения намерзания льда на передней кромке крыла или для удаления намерзшего льда в ходе полета летательный аппарат оснащают противообледенительным оборудованием. При этом противообледенительное оборудование содержит камеру горячего воздуха, выполненную внутри передней кромки основного крыла. Отбираемый воздух (высокотемпературный воздух), извлекаемый из главного двигателя, подается в указанную камеру горячего воздуха для нагревания передней кромки основного крыла изнутри (см., например, патентный документ Д1 и патентный документ Д2).
Документы, характеризующие известный уровень техники
Патентные документы
[0003] [Патентный документ Д1] Находящаяся на рассмотрении опубликованная японская заявка на полезную модель №Н1-149894.
[Патентный документ Д2] Находящаяся на рассмотрении опубликованная японская заявка на изобретение №Н6-206593.
Сущность изобретения
Решаемые проблемы
[0004] Известное из уровня техники противообледенительное оборудование, как правило, используется только в условиях, когда лед легко намерзает на конструкции летательного аппарата, например, в облаках или в других подобных условиях. Однако, поскольку передняя кромка крыла нагревается отбираемым воздухом, извлекаемым из главного двигателя летательного аппарата, возникают проблемы, связанные с уменьшением исходной движущей силы главного двигателя и неэффективными эксплуатационными затратами, обусловленными снижением эффективности расхода топлива. Указанные проблемы приводят к снижению летно-технических характеристик летательного аппарата.
[0005] В этой связи в заявляемом изобретении предлагается противообледенительная система летательного аппарата, обеспечивающая эффективную защиту от обледенения и улучшение летно-технических характеристик летательного аппарата, в том числе удается ограничить уменьшение движущей силы главного двигателя и повысить эффективность расхода топлива. Также объектом изобретения является летательный аппарат, оснащенный такой противообледенительной системой.
Средства достижения поставленных задач
[0006] Для достижения поставленных задач в изобретении предусмотрены следующие средства.
[0007] Заявляемая противообледенительная система летательного аппарата представляет собой противообледенительную систему, которая предотвращает намерзание льда на крыле летательного аппарата или обеспечивает удаление намерзшего льда. Противообледенительная система содержит камеру горячего воздуха, выполненную внутри крыла летательного аппарата; магистраль подачи отбираемого воздуха, подающую отбираемый воздух, извлекаемый из главного двигателя летательного аппарата, в камеру горячего воздуха; магистраль подачи нагретого воздуха, подающую воздух, поступающий из воздухозаборника летательного аппарата, через источник тепла летательного аппарата в камеру горячего воздуха; переключающее устройство, избирательно подающее отбираемый воздух и воздух, нагретый источником тепла, в камеру горячего воздуха. Таким образом, защита от обледенения осуществляется за счет обогрева крыла воздухом, подаваемым в камеру горячего воздуха.
[0008] В данном изобретении, как и в устройствах, известных из уровня техники, отбираемый воздух подается от главного двигателя в камеру горячего воздуха, тем самым защищая крыло (переднюю кромку крыла) от намерзания льда, причем воздух из воздухозаборника, установленного на конструкции летательного аппарата, под давлением скоростного напора подается в источник тепла в конструкции летательного аппарата, и с помощью указанного источника тепла производится горячий воздух (нагретый воздух). Защита от обледенения обеспечивается подачей нагретого воздуха в камеру горячего воздуха.
[0009] Предпочтительным источником тепла в заявляемой противообледенительной системе является один из следующих источников: масляный радиатор, масляный бак и главный двигатель летательного аппарата, причем масляный радиатор и масляный бак установлены в гидравлической системе, предусмотренной в летательном аппарате.
[0010] В качестве источника тепла для нагревания воздуха, поступающего из воздухозаборника, в изобретении используется масляный радиатор или масляный бак в гидравлической системе, или для этого приспособлен главный двигатель летательного аппарата, таким образом, что обеспечивается надежный нагрев воздуха до температуры, необходимой для защиты от обледенения.
[0011] В устройствах, известных из уровня техники, воздух, поступающий из воздухозаборника, обычно используется в качестве охлаждающей среды, и нагретый воздух после теплообмена выбрасывается наружу. Однако в заявляемом изобретении такой нагретый воздух эффективно используется для защиты от обледенения.
[0012] Когда для нагрева воздуха осуществляется теплообмен с гидравлическим маслом, залитым в масляный бак, в заявляемом изобретении происходит не только охлаждение гидравлического масла, имеющего высокую температуру, с помощью масляного радиатора, но также достигается снижение температуры (до низкого значения) гидравлического масла внутри масляного бака за счет теплообмена с воздухом. Благодаря этому замедляется окисление и старение гидравлического масла и продлевается интервал замены масла.
[0013] Кроме того, в заявляемой противообледенительной системе летательного аппарата масляный радиатор предпочтительно оснащен теплопередающей трубой, выполненной по принципу «труба в трубе» и состоящей из внутренней трубы, по которой течет гидравлическое масло, и внешней трубы, между которыми течет воздух, поступающий из воздухозаборника, и нагревается за счет теплообмена с гидравлическим маслом, текущим по внутренней трубе.
[0014] В заявляемом изобретении масляный радиатор выполнен с возможностью течения воздуха, поступающего из воздухозаборника, между внешней и внутренней трубами теплопроводящей трубы, выполненной по принципу «труба в трубе». Таким образом, за счет теплообмена с гидравлическим маслом, протекающим по внутренней трубе, осуществляется надежный и эффективный нагрев воздуха, и полученный нагретый воздух эффективно используется для защиты от обледенения.
[0015] Кроме того, в заявляемой противообледенительной системе на внешней поверхности внутренней трубы предпочтительно предусмотрены выступающие элементы.
[0016] В заявляемом изобретении указанные выступающие элементы предусмотрены на внешней стороне внутренней трубы для увеличения площади теплопередачи. Когда воздух течет между указанными внешней и внутренней трубами, вблизи выступающих элементов поток воздуха переходит в турбулентное состояние, что способствует теплообмену между гидравлическим маслом и воздухом. В результате, теплообмен происходит с более высокой эффективностью, и длина трубопровода внутри масляного радиатора (длина теплопередающей трубы) может быть уменьшена. Таким образом, как указано выше, можно уменьшить длину трубопровода внутри масляного радиатора, что обеспечит снижение массы конструкции летательного аппарата.
[0017] В заявляемой противообледенительной системе летательного аппарата масляный бак предпочтительно снабжен наружным кожухом, образующим проточную полость между указанным наружным кожухом и внешней поверхностью основной части бака, заполненной гидравлическим маслом, причем воздух, текущий через указанную проточную полость, нагревается за счет теплообмена с гидравлическим маслом внутри основной части бака.
[0018] В заявляемом изобретении масляный бак выполнен с наружным кожухом, образующим проточную полость между указанным наружным кожухом и внешней поверхностью основной части бака, что обеспечивает возможность течения воздуха через указанную проточную полость и надежный нагрев воздуха за счет использования масляного бака в качестве источника тепла.
[0019] В заявляемой противообледенительной системе на внешней поверхности основной части бака предпочтительно предусмотрены выступающие элементы.
[0020] Благодаря наличию на внешней поверхности основной части бака указанных выступающих элементов, увеличена площадь теплопередачи. Когда воздух течет через проточную полость между основной частью бака и наружным кожухом, вблизи выступающих элементов поток воздуха переходит в турбулентное состояние, что способствует теплообмену с гидравлическим маслом. Таким образом, теплообмен происходит с более высокой эффективностью для надежного и эффективного нагрева воздуха, и нагретый воздух эффективно используется для защиты от обледенения.
[0021] В заявляемой противообледенительной системе летательного аппарата предпочтительно, чтобы главный двигатель был снабжен наружным кожухом, образующим проточную полость между указанным наружным кожухом и внешней поверхностью корпуса, и чтобы воздух нагревался при его течении через указанную проточную полость.
[0022] При этом главный двигатель выполнен с наружным кожухом, образующим проточную полость между указанным наружным кожухом и, например, внешней поверхностью корпуса камеры сгорания, имеющей относительно высокую температуру. При этом обеспечивается возможность течения воздуха через проточную полость, в результате чего происходит нагрев воздуха с использованием главного двигателя в качестве источника тепла.
[0023] В заявляемой противообледенительной системе летательного аппарата на внешней поверхности корпуса предпочтительно предусмотрены выступающие элементы.
[0024] Благодаря наличию на внешней поверхности корпуса указанных выступающих элементов, например ребер, увеличена площадь теплопередачи. Когда воздух течет через проточную полость между корпусом и наружным кожухом, вблизи выступающих элементов поток воздуха переходит в турбулентное состояние, что способствует теплообмену с главным двигателем. В результате, теплообмен происходит с более высокой эффективностью для надежного и эффективного нагревания воздуха, и нагретый воздух эффективно используется для защиты от обледенения.
[0025] В заявляемой противообледенительной системе летательного аппарата указанные выступающие элементы на внешней поверхности корпуса предпочтительно выполнены таким образом, что воздух течет, закручиваясь вдоль внешней поверхности корпуса.
[0026] В заявляемом изобретении обеспечивается возможность течения воздуха с закручиванием вдоль внешней поверхности корпуса за счет наличия выступающих частей на внешней поверхности корпуса. Таким образом, для повышения эффективности теплообмена увеличено время контакта воздуха с корпусом, что обеспечивает надежный и эффективный нагрев воздуха и эффективное использование нагретого воздуха для защиты от обледенения.
[0027] В заявленной противообледенительной системе летательного аппарата предусмотрено переключающее устройство, которое содержит первый двухпозиционный клапан, установленный в магистрали подачи отбираемого воздуха, второй двухпозиционный клапан, установленный в магистрали подачи нагретого воздуха, и контроллер для управления первым и вторым двухпозиционными клапанами.
[0028] Объектом изобретения также является летательный аппарат, оснащенный любой из описанных противообледенительных систем. Заявляемые противообледенительные системы летательного аппарата обеспечивают получение технических результатов, описанных ниже.
Технические результаты
[0029] В заявляемой противообледенительной системе летательного аппарата и летательном аппарате, оснащенном такой системой, в дополнение к традиционной подаче отбираемого воздуха из главного двигателя в камеру горячего воздуха, воздух, поступающий из воздухозаборника, установленного на конструкции летательного аппарата, подается в источник тепла в конструкции летательного аппарата под давлением скоростного напора, за счет которого горячий (нагретый) воздух, производимый с использованием указанного источника тепла, подается в камеру горячего воздуха для защиты от обледенения.
[0030] Таким образом, для защиты от обледенения осуществляется избирательная подача в камеру горячего воздуха отбираемого воздуха и воздуха, нагретого источником тепла. Если для обеспечения надлежащей защиты достаточно воздуха, нагретого источником тепла, то нет необходимости использовать отбираемый воздух. Если же для защиты от обледенения недостаточно только воздуха, нагретого источником тепла, то для надежной защиты от обледенения используется отбираемый воздух. При этом даже при использовании отбираемого воздуха возможно дополнительное использование нагретого воздуха для поддержания крыла в заранее нагретом состоянии (возможно нагревание крыла с упреждением), что снижает вероятность обледенения. Таким образом, можно сократить количество отбираемого воздуха до минимального уровня.
[0031] Как описано выше, отбираемый воздух, извлекаемый из главного двигателя, становится не нужен, или количество отбираемого воздуха снижается до минимального уровня в ходе полета. Таким образом, по сравнению с летательным аппаратом, оснащенным традиционным противообледенительным оборудованием, можно достичь улучшения летно-технических характеристик летательного аппарата, например ограничить уменьшение движущей силы главного двигателя и сократить эксплуатационные затраты благодаря повышению эффективности расхода топлива.
Краткое описание чертежей
[0032] На фиг.1 показан летательный аппарат, выполненный в соответствии с одним из вариантов изобретения.
На фиг.2 показан первый вариант противообледенительной системы летательного аппарата.
На фиг.3 показан главный двигатель и схема подачи отбираемого воздуха из главного двигателя в камеру горячего воздуха в крыле.
На фиг.4 показано сечение камеры горячего воздуха в крыле по линии Х1-Х1 с фиг.3.
На фиг.5 показана теплопередающая труба, установленная в масляном радиаторе противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии с первым вариантом изобретения.
На фиг.6 показана схема противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии со вторым вариантом изобретения.
На фиг.7 показана часть масляного бака (основная часть, наружный кожух и проточная полость) противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии со вторым вариантом изобретения.
На фиг.8 показана схема противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии с третьим вариантом изобретения.
На фиг.9(a) показана проточная полость (корпус, наружный кожух и выступающие элементы), образованная на главном двигателе противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии с третьим вариантом изобретения.
На фиг.9(b) показано поперечное сечение, выполненное по стрелке А с фиг.9(a).
Описание предпочтительных вариантов изобретения
[0033] [Первый вариант изобретения]
Ниже со ссылками на фиг.1-5 приведено описание первого варианта противообледенительной системы летательного аппарата и летательного аппарата, оснащенного такой системой.
[0034] В первом варианте изобретения, как показано на фиг.1 и 2, летательный аппарат 1 содержит главный двигатель 3, установленный на основном крыле 2; гидравлический насос 25, приводимый в действие главным двигателем 3; гидравлическую систему 5, приводимую в действие гидравлическим насосом 25; и распределитель 5', который служит для управления приводом 4, установленным на основном крыле 2, и придает требуемую конфигурацию гидравлической системе 5.
[0035] Как показано на фиг.3, газовая турбина 6, которая является главным двигателем 3, содержит корпус 7 вентилятора и корпус 8 газогенератора. Газовая турбина 6 содержит вентилятор 9 внутри корпуса 7 вентилятора, а также компрессор 10, камеру сгорания 11 и турбину 12 внутри корпуса 8 газогенератора.
[0036] Вентилятор 9 образован группой лопастей 16, закрепленных снаружи вокруг вращающегося вала 15. Компрессор 10 содержит компрессор 17 низкого давления и компрессор 18 высокого давления. Турбина 12 расположена со стороны выхода из компрессора 10 и содержит турбину 19 высокого давления и турбину 20 низкого давления. Вращающийся вал 15 вентилятора 9 соединен с компрессором 17 низкого давления, и компрессор 17 низкого давления соединен посредством первого роторного вала 21 с турбиной 20 низкого давления. Компрессор 18 высокого давления соединен с турбиной 19 высокого давления посредством цилиндрического второго роторного вала 22, установленного снаружи вокруг первого роторного вала 21.
[0037] Воздух, поступающий из воздухозаборного отверстия, сжимается, проходя через группу лопастей и лопаток компрессора (не показаны), установленных в компрессоре 17 низкого давления, и через компрессор 18 высокого давления компрессора 10. В результате получается сжатый воздух с высокой температурой и высоким давлением. В сжатый воздух в камере сгорания определенным образом подают топливо, которое сгорает, производя рабочий газ, имеющий высокую температуру и высокое давление. Произведенный рабочий газ проходит через группу лопастей и лопаток турбины (не показаны), установленных в турбине 19 высокого давления и в турбине 20 низкого давления, образующих турбину 12, и обеспечивает запуск и вращение турбины 12. При этом мощность турбины 20 низкого давления передается на вентилятор 9 через первый роторный вал 21, и вентилятор 9 выбрасывает воздух, тем самым создавая движущую силу.
[0038] Как показано на фиг.1 и 2, гидравлическая система 5 осуществляет подачу и отвод гидравлического масла к приводу 4 для приведения в действие привода 4 системы управления полетом, например, закрылка, элерона, руля, посадочного оборудования. Гидравлическая система 5 содержит гидравлический насос 25, масляный радиатор (теплообменник) 26 и масляный бак 27. Кроме того, например, как показано на фиг.1, гидравлический насос 25 приводится в действие главным двигателем и установлен внутри гондолы главного двигателя. При этом масляный радиатор 26 и масляный бак 27 установлены в нижней части корпуса (конструкции) 28 летательного аппарата.
[0039] В гидравлической системе 5, как показано на фиг.1 и 2, гидравлическое масло поступает из масляного бака 27 в привод 4 под действием гидравлического насоса 25, что приводит привод 4 в действие. В то же время гидравлическое масло (возвратное масло) из привода 4 через масляный радиатор 26 подается обратно в масляный бак 27. При этом масляный радиатор 26 выполнен со змеевидной теплопередающей трубой (гидравлическим трубопроводом) 30. Таким образом, низкотемпературный воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, установленного на корпусе 28, используется в качестве охлаждающей среды для теплообмена между воздухом S1 и возвратным маслом, имеющим высокую температуру, например, от 70°С до 80°С, в результате чего происходит охлаждение возвратного масла. Затем возвратное масло поступает обратно в масляный бак 27.
[0040] Как показано на фиг.2 и 3, в противообледенительной системе А, выполненной в соответствии с первым вариантом изобретения, отбираемый воздух (высокотемпературный воздух) S2, извлекаемый из главного двигателя 3, и воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31 и нагреваемый масляным радиатором 26 (источником тепла в конструкции летательного аппарата), избирательно подается в камеру горячего воздуха 32, выполненную внутри передней кромки 2а основного крыла 2, для защиты от обледенения.
[0041] Как показано на фиг.3 и 4, законцовка передней кромки 2а главного крыла 2 выполнена закругленной, например, путем соединения верхнего и нижнего изогнутых листов, причем внутри передней кромки 2а крыла с соблюдением заданного зазора размещена направляющая пластина 33. Как и передняя кромка 2а крыла, законцовка направляющей пластины 33 также выполнена закругленной, например, путем соединения верхнего и нижнего изогнутых листов. При этом передняя кромка крыла 2а включает в себя часть, содержащую область передней кромки крыла 2.
[0042] Передняя кромка 2а проходит в продольном направлении основного крыла 2 (перпендикулярно плоскости листа, на котором изображена фиг.4). Направляющая пластина 33 имеет заданную длину в поперечном направлении летательного аппарата 1, причем в этом направлении вместе установлена группа указанных направляющих пластин 33. Внутри передней кромки 2а крыла вдоль основного крыла 2, от передней к задней стороне основного крыла 2 (в поперечном направлении на фиг.3), проходит перегородка 34. Перегородка 34 выполнена вдоль основного крыла 2 с соблюдением заданного зазора. Кроме того, каждая направляющая пластина 33 установлена так, что оба ее конца имеют контакт или крепление с торцами перегородки 34.
[0043] Камера 32 горячего воздуха образована передней кромкой 2а крыла, перегородкой 35 с задней стороны и перегородками 34 по бокам. Пространство между передней кромкой 2а крыла и направляющей пластиной 33 представляет собой тракт 36 горячего воздуха, который проходит внутри передней кромки 2а, вдоль нее, от законцовки передней кромки 2а крыла до ее задней части, и выходит в камеру 32 горячего воздуха. В камере 32 горячего воздуха предусмотрено выпускное отверстие, которое при необходимости выбрасывает воздух, находящийся в камере 32, наружу.
[0044] Как показано на фиг.4, в камере 32 горячего воздуха со стороны законцовки передней кромки 2а крыла размещены два воздуховода 40, 41, прилегая к направляющей пластине 33. Оба конца каждого воздуховода 40, 41 выполнены закрытыми, и указанные воздуховоды проходят сквозь перегородку 34 вдоль основного крыла 2. При этом в направляющей пластине 33 выполнено отверстие 33а, соответствующее законцовке передней кромки 2а крыла. В воздуховодах 40, 41 предусмотрены соответственно инжекционные отверстия 40а, 41а, которые открыты к фронтальной части передней кромки 2а крыла и расположены напротив отверстий 33а, выполненных в перегородке 33. Воздуховоды 40, 41 выполнены таким образом, что инжекционные отверстия 40а, 41а посредством соединительных трубок 42, 43, соответственно, присоединены к отверстию 33а, выполненному в направляющей пластине 33. При этом на одной направляющей пластине 33 с соблюдением заданных промежутков расположена группа отверстий 33а, инжекционных отверстий 40а, 41а и соединительных трубок 42, 43. Кроме того, два воздуховода 40, 41 установлены так, что инжекционные отверстия 40а, 41а соединены с отверстием 33а направляющей пластины 33 посредством соединительных трубок 42, 43 соответственно. То есть они имеют отдельное соединительное сообщение с трактом 36 горячего воздуха.
[0045] Как показано на фиг.2-4, в противообледенительной системе А летательного аппарата первый воздуховод 40 соединен посредством магистрали (магистрали подачи отбираемого воздуха) 45 с компрессором 10 главного двигателя 3, и отбираемый воздух S2 компрессора 10 главного двигателя 3 подается из магистрали 45 подачи отбираемого воздуха в тракт 36 горячего воздуха (камеру 32 горячего воздуха).
[0046] Второй воздуховод 41 соединен магистралью (магистралью подачи нагретого воздуха) 46 с масляным радиатором 26, установленным в гидравлической системе 5. При этом, как показано на фиг.2 и 5, змеевидная теплопередающая труба 30 масляного радиатора 26 выполнена по принципу «труба в трубе», с внешней трубой 48 и внутренней трубой 47, по которой течет гидравлическое масло, отводимое из привода 4. При этом обеспечивается возможность течения воздуха S1, поступающего из воздухозаборника 31, между указанными внешней трубой 48 и внутренней трубой 47. Кроме того, на внутренней трубе 47 закреплен ряд колец, выполненных за одно целое с трубой, и эти кольца образуют выступающие элементы 49, которые выступают из внешней поверхности внутренней трубы 47 в направлении внутренней поверхности внешней трубы 48.
[0047] Второй воздуховод 41 соединен с проточной полостью 50, в которой между внутренней трубой 47 и внешней трубой 48 теплопередающей трубы 30 масляного радиатора 26 течет воздух S1, вытекающий через магистраль 46 подачи нагретого воздуха.
[0048] Далее, как показано на фиг.2, магистраль 45 подачи отбираемого воздуха и магистраль 46 подачи нагретого воздуха снабжены соответственно двухпозиционными клапанами 51, 52. При этом в противообледенительной системе А летательного аппарата двухпозиционными клапанами 51, 52 управляет контроллер 54, открывая и закрывая их на основе измерений термометра 53, измеряющего поверхностную температуру (температуру внешней поверхности или температуру воздуха снаружи) передней кромки 2а основного крыла 2.
[0049] Кроме того, каждая магистраль 45 подачи отбираемого воздуха и магистраль 46 подачи нагретого воздуха содержит обратный клапан или другой аналогичный клапан (не показаны) для предотвращения обратного течения воздуха к главному двигателю 3 или к масляному радиатору (источнику тепла) 26 из камеры 32 горячего воздуха (из тракта 36 горячего воздуха).
[0050] Далее будет приведено описание работы и технические результаты применения противообледенительной системы А летательного аппарата, выполненной в соответствии с первым вариантом изобретения.
[0051] Во-первых, в противообледенительной системе А летательного аппарата воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31 во время полета, под давлением скоростного напора подается в масляный радиатор 26, и происходит теплообмен, в котором воздух S1 используется в качестве охлаждающей среды для охлаждения гидравлического масла в масляном радиаторе 26. При этом теплопередающая труба 30 масляного радиатора 26 выполнена по принципу «труба в трубе», и воздух течет в ней через проточную полость 50 между внутренней трубой 47 и внешней трубой 48. Затем, как описано выше, низкотемпературный воздух S1 проходит через проточную полость 50 и течет вдоль внутренней трубы 47, по которой проходит гидравлическое масло, у которого поддерживается высокая температура. За счет этого происходит эффективный теплообмен между гидравлическим маслом и воздухом S1, в результате чего воздух S1 нагревается.
[0052] На внешней поверхности внутренней трубы 47 выполнены выступающие элементы 49 путем закрепления ряда колец на внутренней трубе 47. Таким образом, увеличена площадь теплопередачи на внутренней трубе 47, причем поток воздуха S1, текущего в проточной полости 50 между внутренней трубой 47 и внешней трубой 48, переводится в турбулентное состояние, что способствует теплообмену. Таким образом, теплообмен происходит с более высокой эффективностью, и воздух S1 нагревается надежно и эффективно.
[0053] Как описано выше, воздух (горячий воздух) S1', нагретый масляным радиатором 26, поступает по магистрали 46 подачи нагретого воздуха во второй воздуховод 41 камеры 32 горячего воздуха и нагнетается в тракт 36 горячего воздуха между передней кромкой 2а крыла и направляющей пластиной 33 через инжекционное отверстие 41а второго воздуховода 41 посредством соединительной трубки 43 и отверстия 33а в направляющей пластине 33. Затем нагретый воздух S1' течет внутри тракта 36 горячего воздуха, нагревающего переднюю кромку 2а крыла изнутри, тем самым позволяя предотвратить намерзание льда снаружи крыла 2 или удалить намерзший лед.
[0054] Как указано выше, в противообледенительной системе А воздух S1, который в известных устройствах обычно выбрасывается наружу после поступления из воздухозаборника 31 и используется в качестве охлаждающей среды в масляном радиаторе 26, в заявляемом изобретении используется для защиты от обледенения. Если для надлежащей защиты от обледенения достаточно воздуха S1', нагретого масляным радиатором 26, то нет необходимости использовать отбираемый воздух S2. То есть, когда термометр 53 регистрирует температуру, обеспечивающую надлежащую защиту от обледенения, контроллер 54 клапанов закрывает двухпозиционный клапан 51 и открывает двухпозиционный клапан 52. Таким образом, в тракт 36 горячего воздуха поступает только воздух S1' через инжекционное отверстие 41а второго воздуховода 41, соединительную трубку 43 и отверстие 33а в направляющей пластине 33.
[0055] В случае, если для надлежащей защиты от обледенения недостаточно только воздуха S1', нагреваемого масляным радиатором 26, то есть когда термометр 53 регистрирует температуру, не обеспечивающую надлежащую защиту от обледенения, контроллер 54 управляет открыванием и закрыванием двухпозиционных клапанов 51, 52 в соответствии с результатами измерений. При этом отбираемый воздух S2 нагнетается в тракт 36 горячего воздуха из главного двигателя 3 через инжекционное отверстие 40а первого воздуховода 40, соединительную трубку 42 и отверстие 33а в направляющей пластине 33. Поскольку отбираемый воздух S2 имеет более высокую температуру по сравнению с воздухом S1', нагреваемым масляным радиатором 26, обеспечивается надежная защита от обледенения.
[0056] Таким образом, в противообледенительной системе А летательного аппарата, как и в известных из уровня техники устройствах, отбираемый воздух S2 подается в камеру 32 горячего воздуха от главного двигателя 3, тем самым обеспечивая возможность защиты от обледенения передней кромки 2а крыла. Кроме того, в масляный радиатор 26 под давлением скоростного напора подается воздух S1, поступающий из воздухосборника 31, установленного на конструкции 28 летательного аппарата, и таким образом масляный радиатор производит горячий (нагретый) воздух S1'.
[0057] В известных из уровня техники устройствах в масляном радиаторе 26 воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, используется в качестве охлаждающей среды, и после теплообмена воздух S1' выбрасывается наружу. Однако в заявляемом изобретении масляный радиатор 26 используется в качестве источника тепла, и тепло, производимое в ходе полета летательного аппарата, эффективно используется для защиты от обледенения.
[0058] Таким образом, для обеспечения защиты от обледенения в камеру 32 горячего воздуха может избирательно подаваться отбираемый воздух S2 и воздух S1', нагреваемый масляным радиатором 26. Кроме того, если для надлежащей защиты от обледенения достаточно воздуха S1', нагреваемого масляным радиатором 26, то отпадает необходимость использования отбираемого воздуха S2. В случае, если для защиты от обледенения недостаточно только воздуха S1', нагреваемого масляным радиатором 26, то для надежной защиты используется отбираемый воздух S2. Однако, даже при использовании отбираемого воздуха S2, возможно дополнительное использование нагретого воздуха S1' для поддержания крыла 2 в заранее нагретом состоянии (возможно нагревание крыла 2 с упреждением), что снижает вероятность обледенения. Таким образом, можно снизить до минимума количество отбираемого воздуха S2.
[0059] В противообледенительной системе А летательного аппарата и в летательном аппарате 1, оснащенном такой системой, отбираемый воздух S2, отбираемый от главного двигателя 3, становится не нужен, или количество отбираемого воздуха S2 можно снизить до минимального необходимого уровня во время полета. Поэтому по сравнению с летательным аппаратом, оснащенным известным противообледенительным оборудованием, можно ограничить уменьшение движущей силы главного двигателя и улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата, например сократить эксплуатационные затраты благодаря повышению эффективности расхода топлива.
[0060] В противообледенительной системе А летательного аппарата масляный радиатор 26 выполнен таким образом, что воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, может течь между внешней трубой 48 и внутренней трубой 47 теплопередающей трубы 30, выполненной по принципу «труба в трубе». Таким образом, для надежного нагрева воздуха S1 осуществляется теплообмен с гидравлическим маслом, протекающим по трубе 47.
[0061] Благодаря наличию на внешней поверхности внутренней трубы 47 выступающих элементов 49 увеличена площадь теплопередачи на трубе 47. При протекании воздуха S1 между внешней трубой 48 и внутренней трубой 47 выступающие элементы 49 переводят поток в турбулентное состояние, тем самым способствуя теплообмену. Таким образом, можно увеличить эффективность теплообмена между гидравлическим маслом, протекающим по внутренней трубе 47, и воздухом S1, протекающим между внутренней трубой 47 и внешней трубой 48. Соответственно, можно уменьшить длину трубопровода внутри масляного радиатора 26 (длину теплопередающей трубы). При этом, как указано выше, уменьшение длины трубопровода в масляном радиаторе 26 позволяет снизить массу конструкции летательного аппарата 1.
[0062] [Второй вариант изобретения]
Далее со ссылками на фиг.1 и 3-7 приведено описание противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии со вторым вариантом изобретения, и летательного аппарата, оснащенного такой системой. Второй вариант противообледенительной системы летательного аппарата отличается от первого варианта, главным образом, только источником тепла, который нагревает воздух, поступающий из воздухозаборника. Поэтому элементы, аналогичные описанным в первом варианте, обозначены теми же номерами позиций и их подробное описание опущено.
[0063] Как показано на фиг.6, противообледенительная система В летательного аппарата обеспечивает избирательную подачу отбираемого воздуха S2, отбираемого от главного двигателя 3, и воздуха S1', поступающего из воздухозаборника 31 и нагреваемого в масляном баке (источнике тепла в конструкции летательного аппарата) 27, в камеру 32 горячего воздуха внутри передней кромки 2а основного крыла 2, за счет чего осуществляется защита от обледенения.
[0064] Как показано на фиг.7, масляный бак 27 содержит такой наружный кожух 56, что между указанным наружным кожухом 56 и внешней поверхностью основной части 55 бака, в которой находится гидравлическое масло, образуется проточная полость 50. Более того, на внешней поверхности основной части 55 бака предусмотрены выступающие элементы (выступающие участки) 57.
[0065] Как показано на фиг.4 и 6, второй воздуховод 41 посредством магистрали 46 подачи нагретого воздуха присоединен к масляному баку 27, установленному в гидравлической системе 5. При этом второй воздуховод 41 соединен с проточной полостью 50, в которой воздух S1 между основной частью 55 масляного бака 27 и наружным кожухом 56 течет по магистрали 46 подачи нагретого воздуха.
[0066] Кроме того, как и в первом варианте изобретения, первый воздуховод 40 посредством магистрали 45 подачи отбираемого воздуха присоединен к главному двигателю 3. Отбираемый воздух S2 главного двигателя 3 поступает из первого воздуховода 40 в тракт 36 горячего воздуха (в камеру 32 горячего воздуха).
[0067] В противообледенительной системе В летательного аппарата воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, под давлением скоростного напора в ходе полета подается в масляный бак 27. Между воздухом S1 и гидравлическим маслом, временно залитым внутрь основной части 55 масляного бака 27, происходит теплообмен. В этот раз масляный бак 27 выполнен так, что он содержит основную часть 55 и наружный кожух 56, и воздух S1 течет в проточной полости 50 между основной частью 55 бака и наружным кожухом 56. Затем воздух S1 проходит через проточную полость 50 и течет вдоль внешней поверхности основной части 55 бака, в которой находится гидравлическое масло. Таким образом, для нагревания воздуха S1 происходит эффективный теплообмен между гидравлическим маслом и воздухом S1.
[0068] Благодаря наличию на внешней стороне основной части 55 бака выступающих элементов 57 увеличена площадь теплопередачи на основной части 55 бака. Поток воздуха S1, текущего через проточную полость 50 между основной частью 55 бака и наружным кожухом 56, переходит в турбулентное состояние, что способствует теплообмену. В результате, как и в первом варианте изобретения, теплообмен происходит с более высокой эффективностью, чтобы обеспечить надежный и эффективный нагрев воздуха.
[0069] Как описано выше, воздух (горячий воздух) S1', нагретый в масляном баке 27, поступает по магистрали 46 нагретого воздуха во второй воздуховод 41 камеры 32 горячего воздуха и нагнетается в тракт 36 горячего воздуха между передней кромкой 2а крыла и направляющей пластиной 33 через инжекционное отверстие 41а второго воздуховода 41 по соединительной трубке 43 и через отверстие 33а в направляющей пластине 33. Нагретый воздух S1' течет по тракту 36, нагревающему переднюю кромку 2а крыла изнутри, что обеспечивает предотвращение намерзания льда снаружи крыла 2 или удаление намерзшего льда.
[0070] Таким образом, в противообледенительной системе В, если для обеспечения надлежащей защиты от обледенения достаточно воздуха S1', нагретого в масляном баке 27, то отпадает необходимость использования отбираемого воздуха S2. В случае, если для надлежащей защиты от обледенения недостаточно только воздуха S1', нагретого в масляном баке 27, клапанный контроллер 54 управляет открыванием и закрыванием двухпозиционных клапанов 51,2 также, как в первом варианте изобретения. При этом отбираемый воздух S2 нагнетается в тракт 36 горячего воздуха из главного двигателя 3 через инжекционное отверстие 40а первого воздуховода 40, соединительную трубку 42 и отверстие 33а в направляющей пластине 33. Поскольку отбираемый воздух S2 имеет более высокую температуру по сравнению с воздухом S1', нагретым масляным радиатором 27, обеспечивается надежная защита от обледенения.
[0071] Таким образом, в противообледенительной системе В летательного аппарата, как и в первом варианте изобретения, отбираемый воздух S2 подается в камеру 32 горячего воздуха от главного двигателя 3, обеспечивая защиту от обледенения передней кромки 2а крыла. Кроме того, в масляный бак 27 под давлением скоростного напора подается воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, установленного на конструкции 28, и масляный бак 27 производит горячий воздух (нагретый воздух) S1'.
[0072] Таким образом, для защиты от обледенения в камеру 32 горячего воздуха избирательно подается отбираемый воздух S2 и воздух S1', нагретый в масляном баке 27. Если для эффективной защиты от обледенения достаточно воздуха S1', нагретого в масляном баке 27, то нет необходимости использовать отбираемый воздух S2. Если же для надлежащей защиты от обледенения недостаточно только воздуха S1, нагретого масляным баком 27, то для надежной защиты используется отбираемый воздух S2. Однако, даже при использовании отбираемого воздуха S2, возможно использование нагретого воздуха S1', для поддержания крыла 2 в заранее нагретом состоянии, что снижает вероятность обледенения. Таким образом, можно сократить количество отбираемого воздуха S2 до минимума.
[0073] Таким образом, в противообледенительной системе В летательного аппарата (и в летательном аппарате 1, оснащенном такой системой В), отбираемый воздух S2, извлекаемый из главного двигателя 3, становится не нужен, или количество отбираемого воздуха S2 может быть сокращено до минимального необходимого уровня в ходе полета. Следовательно, по сравнению с летательным аппаратом, оснащенным традиционным противообледенительным оборудованием, удается ограничить уменьшение движущей силы главного двигателя и улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата, например, сократить эксплуатационные затраты благодаря повышению эффективности расхода топлива.
[0074] Кроме того, когда для нагрева воздуха S1 осуществляется теплообмен с гидравлическим маслом, залитым в масляный бак 27, в этом варианте изобретения обеспечивается не только охлаждение гидравлического масла, имеющего высокую температуру, с помощью масляного радиатора 26, но также происходит снижение температуры (до низкого значения) гидравлического масла внутри масляного бака 27 за счет теплообмена с воздухом S1. Благодаря этому происходит замедление окисления и старения гидравлического масла, что позволяет увеличить интервалы замены гидравлического масла.
[0075] [Третий вариант изобретения]
Далее со ссылками на фиг.1,3-5, 8 и 9 приведено описание противообледенительной системы летательного аппарата, выполненной в соответствии с третьим вариантом изобретения, и описание летательного аппарата, оснащенного такой системой. В этом варианте противообледенительной системы воздух, поступающий из воздухозаборника, нагревается масляным радиатором и главным двигателем. Таким образом, источник тепла отличается от источника, используемого в первом и втором вариантах изобретения. Элементы третьего варианта изобретения, аналогичные рассмотренным в первом и втором вариантах, обозначены теми же номерами позиций и их подробное описание опущено.
[0076] Как показано на фиг.8, в противообледенительной системе С летательного аппарата в камеру 32 горячего воздуха внутри передней кромки 2а основного крыла 2 избирательно подается отбираемый воздух S2, извлекаемый из главного двигателя 3, и воздух S1', поступающий из воздухозаборника 31 и нагреваемый главным двигателем 3 и масляным радиатором 26 (источником тепла в конструкции летательного аппарата), что обеспечивает защиту от обледенения.
[0077] Воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, разделяется и под давлением скоростного напора подается отдельно в масляный радиатор 26 и в главный двигатель 3. Воздух S1', нагретый соответственно в масляном радиаторе 26 и в главном двигателе 3, затем смешивается и подается во второй воздуховод 41 в камере 32 горячего воздуха.
[0078] Масляный радиатор 26 содержит теплопередающую трубу 30, выполненную по принципу «труба в трубе», аналогично первому варианту изобретения (см. фиг.5).
[0079] Кроме того, например, корпус камеры 11 сгорания в главном двигателе 3 выполнен по принципу «труба в трубе». Как показано на фиг.9, корпус 8 газогенератора, выполненный в виде трубы, имеет такой наружный кожух 60, что между указанным наружным кожухом 60 и внешней поверхностью корпуса 8 газогенератора образуется проточная полость 50. На агрегате, имеющем наружный кожух 60 (в данном варианте изобретения это камера сгорания 11), предусмотрены первые выступающие элементы (выступающие участки) 61, например ребра, распределенные по всей внешней поверхности корпуса 8 газогенератора. Каждый из первых выступающих элементов 61 выступает из внешней поверхности корпуса 8 газогенератора в сторону внутренней поверхности наружного кожуха 60. При этом концы выступающих элементов 61 не соприкасаются с внутренней поверхностью наружного кожуха 60.
[0080] Наряду с первыми выступающими элементами 61, предусмотренными на внешней поверхности корпуса 8 газогенератора, на агрегате, имеющем наружный кожух 60, предусмотрены вторые выступающие элементы (выступающие участки) 62, выступающие из внешней поверхности корпуса в сторону внутренней поверхности наружного кожуха 60. При этом вторые выступающие элементы 62 проходят вокруг осевой линии 01 корпуса 8 газогенератора, с постепенным переходом от одного конца до другого конца в направлении оси 01. Между соседними выступающими элементами 62 предусмотрен заданный промежуток. Таким образом, между соседними вторыми выступающими элементами 62, расположенными рядом друг с другом вдоль оси 01, образуется спиральная проточная полость 50.
[0081] Второй воздуховод 41 посредством магистрали 46 подачи нагретого воздуха присоединен к масляному радиатору 26 и главному двигателю 3. При этом второй воздуховод 41 посредством магистрали 46 подачи нагретого воздуха соединен с проточной полостью 50 между внутренней трубой 47 и внешней трубой 48 масляного радиатора 26 и проточной полостью 50 между корпусом 8 газогенератора и наружным кожухом 60 главного двигателя 3.
[0082] Аналогично первому и второму вариантам изобретения, первый воздуховод 40 посредством магистрали 45 подачи отбираемого воздуха присоединен к главному двигателю 3. Отбираемый воздух S2 главного двигателя 3 по первому воздуховоду 40 поступает в тракт 36 горячего воздуха.
[0083] В противообледенительной системе С летательного аппарата воздух S1 в ходе полета поступает из воздухозаборника 31, разделяется на два потока и под давлением скоростного потока подается в масляный радиатор 26 и в главный двигатель 3. Нагревание воздуха S1 происходит за счет теплообмена с масляным радиатором и теплообмена с корпусом 8 газогенератора главного двигателя 3. При этом в главном двигателе 3 воздух S1 течет по ряду проточных полостей 50 между корпусом 8 газогенератора и наружным кожухом 60. Далее, поскольку проточные полости 50 (группа вторых выступающих элементов 62) имеют спиралевидную форму, воздух S1 течет через каждую проточную полость 50, закручиваясь вдоль внешней поверхности корпуса 8 газогенератора, выполненного в виде трубы. Таким образом, внешняя поверхность корпуса 8 газогенератора и вторые выступающие элементы 62 эффективно нагревают воздух S1.
[0084] Кроме того, в этом варианте изобретения, поскольку на внешней поверхности корпуса 8 газогенератора главного двигателя 3 дополнительно предусмотрены первые выступающие элементы 61, увеличение площади теплопередачи обеспечивается вторыми выступающими элементами 62 и первыми выступающими элементами 61. Кроме того, поток воздуха S1, текущего через каждую из проточных полостей 50, переходит в турбулентное состояние, что способствует теплообмену. Таким образом, теплообмен происходит с более высокой эффективностью, и обеспечивается надежное и эффективное нагревание воздуха.
[0085] Как описано выше, воздух (горячий воздух) S1', нагретый внешней поверхностью корпуса 8 главного двигателя 3, смешивается с воздухом S1', нагретым масляным радиатором 26, и подается по магистрали 46 подачи нагретого воздуха во второй воздуховод 41 камеры 32 горячего воздуха. Далее воздух S1' нагнетается в тракт 36 горячего воздуха между передней кромкой 2а крыла и направляющей пластиной 33 через инжекционное отверстие 41а второго воздуховода 41 по соединительной трубке 43 и через отверстие 33а в направляющей пластине 33. Нагретый воздух S1' течет внутри тракта 36 горячего воздуха, нагревающего изнутри переднюю кромку 2а крыла, что предотвращает намерзание льда на внешней стороне основного крыла 2 или обеспечивает удаление намерзшего льда.
[0086] Таким образом, в противообледенительной системе С, если для надлежащей защиты от обледенения достаточно воздуха S1', нагреваемого главным двигателем 3 (и воздуха S1', нагреваемого масляным радиатором 26), то нет необходимости использовать отбираемый воздух S2. В случае если для надлежащей защиты недостаточно только воздуха S1', нагретого главным двигателем 3 (и воздуха S1', нагретого масляным радиатором 26), то аналогично первому и второму вариантам изобретения, контроллер 54 управляет открыванием и закрыванием двухпозиционных клапанов 51, 52. При этом в тракт 36 горячего воздуха между передней кромкой 2а крыла и направляющей пластиной 33, из главного двигателя 3 нагнетается отбираемый воздух S2 через инжекционное отверстие 40а первого воздуховода 40, соединительную трубку 42 и отверстие 33а в направляющей пластине 33. Поскольку отбираемый воздух S2 имеет более высокую температуру по сравнению с нагретым воздухом S1', обеспечивается надежная защита от обледенения.
[0087] В этом варианте изобретения нагрев воздуха S1 происходит при его течении снаружи корпуса 8 газогенератора главного двигателя 3. При этом, в отличие от первого и второго вариантов изобретения, где в качестве источника тепла используется только масляный радиатор 26 или масляный бак 27 гидравлической системы 5, в третьем варианте изобретения в качестве источника тепла используется также главный двигатель 3, выполненный таким образом, что уменьшения движущей силы не происходит. Следовательно, воздух S1', подаваемый в камеру 32 горячего воздуха, имеет более высокую температуру. В результате обеспечивается более эффективная защита от обледенения по сравнению с первым и вторым вариантами изобретения.
[0088] Таким образом, в противообледенительной системе С летательного аппарата, аналогично первому и второму вариантам изобретения, отбираемый воздух S2 подается из главного двигателя 3 в камеру 32 горячего воздуха, что защищает от обледенения переднюю кромку 2а крыла. Кроме того, воздух S1, поступающий из воздухозаборника 31, установленного на конструкции 28 летательного аппарата, под давлением скоростного напора подается в главный двигатель 3 (и в масляный радиатор 26), и главный двигатель 3 используется для получения горячего воздуха (нагретого воздуха) S1'.
[0089] Таким образом, для защиты от обледенения возможна избирательная подача в камеру 32 горячего воздуха отбираемого воздуха S2 и воздуха S1', нагретого главным двигателем 3. При этом если для надлежащей защиты от обледенения достаточно воздуха S1', нагретого главным двигателем 3, то нет необходимости использовать отбираемый воздух S2. Однако, если для надлежащей защиты от обледенения недостаточно только воздуха S1', нагретого главным двигателем 3, для надежной защиты от обледенения возможно использование отбираемого воздуха S2. Кроме того, даже при использовании отбираемого воздуха S2 возможно использование нагретого воздуха S1', чтобы поддерживать крыло 2 в заранее нагретом состоянии, при котором снижается вероятность обледенения. Таким образом, можно сократить количество отбираемого воздуха S2 до минимума.
[0090] Таким образом, в противообледенительной системе С летательного аппарата в (и в летательном аппарате 1, оснащенной системой С) в ходе полета отбираемый воздух S2, извлекаемый из главного двигателя 3, становится не нужен, или можно сократить количество отбираемого воздуха S2 до минимума. Благодаря этому, по сравнению с летательным аппаратом, оснащенным известным противообледенительным оборудованием, удается ограничить уменьшение движущей силы главного двигателя и улучшить летно-технические характеристики летательного аппарата, например, сократить эксплуатационные затраты благодаря повышению эффективности расхода топлива.
[0091] Кроме того, для увеличения площади теплопередачи на внешней поверхности корпуса 8 газогенератора предусмотрены первые выступающие элементы 61 в виде ребер. Когда воздух S1 течет по проточным полостям 50 между корпусом 8 газогенератора и наружным кожухом 60, первые выступающие элементы 61 переводят поток воздуха в турбулентное состояние, что способствует теплообмену. В результате теплообмен с воздухом S1, протекающим по проточным полостям 50, происходит с более высокой эффективностью, и обеспечивается надежное и эффективное нагревание воздуха S1. Нагретый воздух S1' эффективно используется для защиты от обледенения.
[0092] Кроме того, вторые выступающие элементы 62 выполнены таким образом, что воздух S1 течет, закручиваясь вдоль внешней поверхности корпуса 8 газогенератора. Благодаря этому время контакта воздуха S1 с корпусом 8 газогенератора возрастает, чтобы повысить эффективность теплообмена. При этом происходит надежное и эффективное нагревание воздуха S1, и нагретый воздух S1' эффективно используется для защиты от обледенения.
[0093] До сих пор описание относилось к первому, второму и третьему вариантам заявляемой противообледенительной системы летательного аппарата. Однако изобретение не ограничено описанными выше первым, вторым и третьим вариантами, и при необходимости возможно внесение в изобретение модификаций в пределах объема и сущности данного изобретения.
[0094] Например, в третьем варианте изобретения, когда в качестве источника тепла предусмотрена комбинация главного двигателя 3 и масляного радиатора 26, избирательно комбинируются источники тепла из первого, второго и третьего вариантов изобретения. То есть возможно нагревание воздуха S1, поступающего из воздухозаборника 31, с использованием масляного радиатора 26 и масляного бака 27, масляного бака 27 и главного двигателя 3 или масляного радиатора 26, масляного бака 27 и главного двигателя 3 и подача нагретого воздуха в камеру 32 горячего воздуха. При этом возможна раздельная подача воздуха S1', нагретого разными источниками тепла, в камеру 32 горячего воздуха (параллельная система), или возможен последовательный нагрев воздуха S1 рядом источников тепла и подача в камеру 32 горячего воздуха (последовательная система).
[0095] Далее в первом, втором и третьем вариантах изобретения отбираемый воздух S2 и нагретый источником тепла воздух S1' подается в камеру 32 горячего воздуха в передней кромке 2а главного крыла 2, что обеспечивает защиту основного крыла 2 от обледенения. Однако камера 32 горячего воздуха может, очевидно, быть размещена в хвостовом оперении летательного аппарата или в другом подходящем месте, и для эффективной защиты от обледенения возможно использование противообледенительных систем А, В и С, аналогичных рассмотренным в вышеописанных вариантах изобретения и подающих отбираемый воздух S2 и нагретый источником тепла воздуха S1' в камеру 32 горячего воздуха, выполненную в другом крыле (и также в камеру 32 горячего воздуха в другом крыле).
[0096] Кроме того, в третьем варианте изобретения проточные полости 50 для воздуха S1 выполнены между первыми выступающими элементами 61 и вторыми спиралевидными выступающими элементами 62. Даже в случае, когда выступающие элементы, относящиеся к настоящему изобретению, представлены как компоненты, для обеспечения надежного и эффективного нагревания воздуха S1 имеются по меньшей мере или первые выступающие элементы 61, или вторые выступающие элементы 62. Кроме того, выступающие элементы 49, 57, 61, 62 не обязательно выполнены в проточной полости 50.
[0097] Применение главного двигателя 3 для нагревания воздуха S1 не всегда обязательно ограничено использованием камеры сгорания 11 для нагрева воздуха S1.
Обозначения позиций [0098]
1: летательный аппарат
2: основное крыло (крыло)
2а: передняя кромка крыла
3: главный двигатель (источник тепла)
4: привод
5: гидравлическая система
5': распределитель
6: газовая турбина
7: корпус вентилятора
8: корпус газогенератора
9: вентилятор
10: компрессор
11: камера сгорания
12: турбина
15: вращающий вал
16: лопасть вентилятора
17: компрессор низкого давления
18: компрессор высокого давления
19: турбина высокого давления
20: турбина низкого давления
21: первый роторный вал
22: второй роторный вал
25: гидравлический насос
26: масляный радиатор (источник тепла)
27: масляный бак (источник тепла)
28: корпус (конструкция)
30: теплопередающая труба
31:воздухозаборник
32: камера горячего воздуха
33: направляющая пластина.
33а: отверстие
34: перегородка
35: перегородка
36: тракт горячего воздуха
40: воздуховод
40а: инжекционное отверстие
41: воздуховод
41а: инжекционное отверстие
42: соединительная трубка
43: соединительная трубка
45: магистраль подачи отбираемого воздуха
46: магистраль подачи нагретого воздуха
47: внутренняя труба
48: внешняя труба
49: выступающий элемент
50: проточная полость
51: двухпозиционный клапан
52: двухпозиционный клапан
53: термометр
54: контроллер клапана
55: основная часть бака
56: наружный кожух
60: наружный кожух
61: первый выступающий элемент (выступающий элемент)
62: второй выступающий элемент (выступающий элемент)
А: противообледенительная система летательного аппарата
В: противообледенительная система летательного аппарата
С: противообледенительная система летательного аппарата
S1: воздух
S1': нагретый воздух
S2: отбираемый воздух