УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВПУСКА ВЕНТИЛЯЦИОННОГО ВОЗДУХА
DEVICE FOR INLET OF VENTILATION AIR

Настоящее изобретение относится к устройству для впуска вентиляционного воздуха, содержащему канал для прохождения воздуха с воздухоприемным отверстием, предназначенному для вентиляции, по меньшей мере, одной ограниченной зоны в транспортном средстве, например в самолете.
Известно, что такие устройства для впуска вентиляционного воздуха широко используют в области авиации для обновления воздуха в ограниченной зоне, содержащей термически чувствительное оборудование и/или опасную среду воспламеняемого или взрывчатого типа, для которых необходимо обеспечивать непрерывную вентиляцию этой зоны, чтобы избежать какой-либо опасности нарушения в функционировании оборудования или других происшествий.
Это, в частности, относится к тому случаю, когда большое количество механических и/или электрических устройств установлено в кольцевом ограниченном пространстве или в зоне между гондолой и наружным кожухом вентилятора и компрессорами реактивного двигателя самолета. Эти устройства, например «FADEC» (полностью цифровой электронный регулятор режимов работы двигателя), редуктор, масляный бак двигателя, компоненты для текучей среды и т.д., все из которых обычно закреплены вокруг внешнего кожуха и, следовательно, расположены в ограниченной зоне, вентилируют посредством наружного воздуха, поступающего в предлагаемое устройство через воздухоприемное отверстие для прохождения по каналу, предусмотренному в гондоле, и предназначенного для рассеивания в ограниченной зоне при выходе из канала. Для удаления из этого пространства масляных или каких-то иных паров устройства вентилируют посредством свежего наружного воздуха, рассеиваемого посредством воздушного канала, а это способствует тому, что устройства будут действовать надлежащим образом.
Чтобы отвечать существующим правилам, которые устанавливают соответствующую степень обновления воздуха в единицу времени в рассматриваемом ограниченном пространстве, канал для прохождения воздуха в предлагаемом устройстве имеет заданное поперечное сечение, позволяющее создать циркуляцию достаточного количества воздуха в канале для гарантии того, чтобы на выходе было обеспечено обновление воздуха в ограниченной зоне, заключающей в себе устройства, подлежащие вентиляции.
Однако невозможно обеспечить оптимальную вентиляцию устройств, которые должны быть охлаждены, и паров, которые должны быть удалены, посредством известных устройств для впуска воздуха.
На практике у таких впускных устройств наружный воздух, поступающий выше по потоку через воздухоприемное отверстие в канал с заданным поперечным сечением и выходящий из последнего далее по потоку, достаточен для требуемой вентиляции устройств, когда самолет находится в фазе руления, в фазе взлета или в фазе ожидания и, следовательно, имеет низкую скорость, но, с другой стороны, когда самолет находится в фазе крейсерского полета на максимальной скорости и высоте, количество или расход воздуха, выходящего из канала впускного устройства к зоне, подлежащей вентиляции, весьма значительны. Это означает, что происходит весьма сильное охлаждение устройств, тем более вследствие довольно низкой температуры наружного воздуха на этой высоте крейсерского полета, что может привести к нарушению нормальной работы. Кроме того, измерения показывают, что в этой фазе полета необходимая циркуляция воздуха в ограниченную зону через канал впускного устройства обеспечивает обновление воздуха, вдвое большее требуемого, так что, в частности, будет происходить чрезмерное охлаждение устройства «FADEC», что может вредно сказаться на возможности его удовлетворительной работы.
Цель настоящего изобретения заключается в устранении этих недостатков и относится к устройству для впуска воздуха, конструкция которого позволяет обеспечить оптимальную вентиляцию ограниченной зоны, например указанной выше зоны реактивного двигателя, но которая также может представлять собой зону светосигнального оборудования, или центральную зону самолета (обтекатель нижней части фюзеляжа), или, в общем, любую зону, которая более или менее закрыта и термически восприимчива в транспортном средстве, для которого требуется обновление воздух.
Для этой цели устройство для впуска вентиляционного воздуха содержит, по меньшей мере, один канал для прохождения воздуха с воздухоприемным отверстием, сконструированный так, чтобы вентилировать, по меньшей мере, одну ограниченную зону в самолете свежим воздухом, поступающим выше по потоку через воздухоприемное отверстие в упомянутый канал и выходящим далее по ходу последнего к зоне, подлежащей вентиляции, при этом устройство для впуска воздуха содержит управляемые средства блокирования, обеспечивающие возможность изменения поперечного сечения канала, и согласно изобретению характеризуется тем, что управляемые средства блокирования содержат, по меньшей мере, одну мембрану, упруго деформируемую под действием средства управления с помощью текучей среды, так что поперечное сечение канала будет изменяться в соответствии со скоростью и высотой самолета.
Таким образом, согласно изобретению поперечное сечение канала устройства для впуска воздуха может быть изменено с помощью деформируемых средств блокирования и расход воздуха, поступающего в ограниченную зону, может быть изменен в соответствующие фазы полета самолета и, следовательно, упомянутые устройства можно вентилировать оптимальным образом.
Например, когда самолет совершает полет в крейсерском режиме (с максимальной скоростью и на максимальной высоте), поперечное сечение канала впускного устройства преимущественно будет уменьшено под действием деформируемых средств блокирования для приемлемой вентиляции устройств и для того, чтобы избежать чрезмерного охлаждения последних. Однако когда самолет находится в фазе руления или взлета (малая скорость), поперечное сечение канала будет максимально открыто посредством удаления деформируемых средств блокирования, чтобы иметь максимальную величину воздушной циркуляции и обеспечивать требуемую вентиляцию устройств, находящихся в ограниченной зоне.
Таким образом, согласно настоящему изобретению количество воздуха, забираемое устройством для впуска вентиляционного воздуха, будет соответствовать каждой фазе полета, что позволяет довести до минимума вредное влияние вентиляции на уровни эксплуатационных характеристик самолета.
Кроме того, можно отметить простоту, с которой выполнены средства блокирования, при этом вследствие объемно-ориентированной деформации мембраны в канале поперечное сечение последнего может быть изменено.
Например, мембрану крепят к опоре, совместно с которой она образует переменный внутренний объем и которую жестко крепят к боковой стенке, определяющей границы канала.
Предпочтительно, чтобы канал имел прямоугольное поперечное сечение, ограниченное попарно противоположными боковыми стенками, при этом одна из больших боковых стенок канала содержит деформируемые средства блокирования, которые, когда поперечное сечение имеет максимальную величину, будут удалены из канала, а когда поперечное сечение имеет минимальную величину, частично блокируют канал.
Средство управления с помощью текучей среды может содержать управляемый источник текучей среды, находящийся под давлением, который связан трубопроводом с деформируемыми средствами блокирования. Однако в особенно предпочтительном варианте осуществления изобретения, в котором средство управления с помощью текучей среды выполнено автоматическим, последнее использует полное давление (или давление закрывания), оказываемое на самолет текучей средой, в которой он движется. В этом случае средство управления с помощью текучей среды содержит соединительный трубопровод, ближний по ходу конец которого воспринимает полное давление, а его дальний по ходу конец сообщен с деформируемыми средствами блокирования. При этом будет обеспечено прямое, независимое, автоматическое и надежное средство управления надуванием мембраны.
Более высокий по потоку конец соединительного трубопровода может воспринимать полное давление у входного конца воздухоприемного отверстия, ведущего в канал, в то время как дальний по потоку конец трубопровода с уплотнением проходит через сообщающееся с ним отверстие, образованное в мембране.
Упругой деформации мембраны может быть придано осевое направление, при этом соединительный трубопровод служит в качестве направляющей для мембраны и установлен перпендикулярно к центру мембраны. Таким образом, деформация мембраны будет симметричной и равномерной.
Предпочтительно, чтобы упруго деформируемая мембрана была круглой или четырехугольной, например прямоугольной.
Кроме того, устройство для впуска воздуха также может содержать защитный элемент, расположенный у воздухоприемного отверстия и, по меньшей мере, частично закрывающий деформируемые средства блокирования.
Прилагаемые фигуры позволяют получить полное понимание того, как может быть осуществлено изобретение. На этих фигура подобные элементы обозначены идентичными позициями.
На фиг.1 схематически и частично в поперечном сечении представлен обтекатель реактивного двигателя, снабженного устройством для впуска вентиляционного воздуха, выполненного согласно изобретению и обозначенного символом А.
На фиг.2 представлен вид спереди в частичном сечении по линии II-II на фиг.1 обтекателя реактивного двигателя, демонстрирующий различные устройства, подлежащие вентиляции.
На фиг.3 представлен увеличенный вид в продольном сечении устройства согласно фиг.1, обеспечивающего максимальный впуск вентиляционного воздуха.
На фиг.4 и 5 соответственно представлены поперечное сечение по линии IV-IV и вид по стрелке F устройства согласно фиг.3.
На фиг.6 представлено поперечное сечение устройства, подобного показанному на фиг.3, но обеспечивающего минимальный впуск вентиляционного воздуха.
На фиг.7 представлено поперечное сечение устройства по линии VII-VII на фиг.6.
На фиг.8 представлен вариант осуществления конструкции устройства в увеличенном продольном сечении.
На фиг.9 и 10 соответственно представлены поперечное сечение по линии IX-IX и вид по стрелке G устройства согласно фиг.8.
На фиг.11 представлен еще один вариант осуществления конструкции устройства в увеличенном продольном сечении.
На фиг.12 представлено поперечное сечение устройства по линии XII-XII на фиг.11.
На фиг.13 показано устройство, представленное на фиг.11, оснащенное защитным элементом.
На фиг.14 представлен еще один вариант осуществления конструкции устройства в увеличенном продольном сечении.
На фиг.15 представлено поперечное сечение устройства по линии XV-XV на фиг.14.
Устройство 1 для впуска вентиляционного воздуха, выполненное согласно изобретению и ограниченное на фиг.1 прямоугольником А, установлено в гондоле 2 двигателя 3 самолета, например реактивного двигателя. Как схематически показано на фиг.1, гондола 2 обычно содержит переднюю часть 4 для впуска воздуха, предназначенную для подачи воздуха к двигателю, центральную часть 5, окружающую наружный кожух 7 вентилятора 8 и компрессоров двигателей, и заднюю часть 6, окружающую камеру сгорания и турбину, из которой выходит наружный кожух сопла 9 и его конус.
К наружному кожуху 7 вентилятора и компрессоров, а именно в ограниченном кольцевом пространстве или в зоне 11 между гондолой 2 и наружным кожухом 7 двигателя 3, крепят различные механические и/или электрические устройства или элементы оборудования 10. На фиг.2 символически показаны некоторые из устройств 10, расположенных в этой зоне 11, а именно «FADEC» 10А, редуктор 10В и масляный бак 10С двигателя.
Обновление воздуха в этой ограниченной зоне 11 для сохранения соответствующего температурного диапазона для устройств 10 и обеспечения их работы надлежащим образом обеспечивается посредством устройства 1 для впуска вентиляционного воздуха, которое расположено вверху в передней части 4 гондолы 2 и для выполнения указанной цели содержит канал 12 для прохождения воздуха, образованный в конструктивной стенке передней части 4 и обеспечивающий сообщение для подачи наружного воздуха в ограниченную зону 11. Для этого канал 12 имеет вверху по потоку воздухоприемное отверстие 14 и далее по ходу диффузор 15, связанный с пространством, выходящим в центральную часть 5 гондолы.
С целью оптимизации вентиляции канал 12 для прохождения воздуха незначительно наклонен относительно наружной поверхности части 4 гондолы и направлен к продольной оси двигателя, чтобы наилучшим образом забирать и направить наружный свежий воздух в канал и затем вытеснить его в тангенциальном направлении через двойной диффузор 15, как показано стрелками F на фиг.2, по обеим сторонам кольцевого ограниченного пространства 11.
Общий профиль канала 12 устройства 1, представленного на фиг.3, выполнен слегка конусообразным, то есть после схождения за его тангенциальным воздухоприемным отверстием 14 он несколько расходится к диффузору 15 и его поперечное сечение, ограниченное боковыми стенками 16, в этом примере выполнено прямоугольным, как, в частности, показано на фиг.4.
Предпочтительно, чтобы это поперечное сечение канала 12 было регулируемым и с этой целью устройство 1 для впуска вентиляционного воздуха содержит деформируемые средства 17 блокирования со средством 18 управления с помощью текучей среды. Путем изменения этого сечения количество или поток вентиляционного воздуха к ограниченной зоне 11 можно уменьшать или увеличивать в соответствии со скоростью и высотой самолета.
В варианте конструкции, представленном в качестве примера на фиг.3-5, деформируемые средства 17 блокирования образованы упруго деформируемой круглой мембраной 19, закрепленной по периферии 20 на плоском круглом краю 22 тарельчатой жесткой опоры 21, с образованием между ними внутреннего объема 23. Тарельчатую опору 21 и ее мембрану 19 крепят посредством соединительных элементов 24, например винтов, к соответствующему круглому краю 16В круглого отверстия 16С, обеспеченного для этой цели в донной стенке 16А канала, приблизительно по линии соединения между верхней стенкой 16D канала и соответствующим закругленным краем 16Е воздухоприемного отверстия 14. В этом месте поперечное сечение канала 12 с коническим профилем уменьшено.
В этом варианте конструкции средство 18 управления деформируемыми средствами блокирования, действующее с помощью текучей среды, снабжено управляемым источником 25 текучей среды под давлением, схематически показанным прямоугольником и герметично соединенным посредством трубопровода или подобного элемента 26 с сообщающим отверстием 27, образованным в средней части жесткой тарельчатой опоры 21.
На фиг.3-5 мембрана 19 показана в незадействованном плоском положении, сливаясь с донной стенкой 16А канала, так что поперечное сечение канала 12 будет максимальным, обеспечивая максимальный доступ воздуха к зоне 11, подлежащей вентиляции и содержащей устройства 10. Такая конфигурация мембраны 19 желательна, в частности, тогда, когда скорость самолета низка, особенно в режимах руления и взлета. Таким образом, будет обеспечено обновление воздуха в ограниченной зоне несколько раз за единицу времени.
Согласно фиг.6 и 7 под действием находящегося под давлением источника 25 текучая среда, например газ, поступает во внутренний объем 23 средства 17 по трубопроводу 26 и накачивает упруго деформируемую мембрану 19. Последняя приобретает приблизительно полусферическую форму, пока не коснется верхней стенки 16D своей вершиной. Как, в частности, можно видеть на фиг.7, в этом накаченном положении прямоугольное поперечное сечение канала 12, предназначенного для возможности прохождения через воздухоприемное отверстие 14 поступающего наружного воздуха, будет уменьшено и в этом случае оно будет минимальным, поскольку уменьшено полукруглым участком накаченной мембраны 19 по сравнению с тем, что показано на фиг.4. При этом количество воздуха, проходящего по каналу 12, будет ограничено и находится у своего минимума, а это означает, что меньший расход вентиляционного воздуха будет распространяться к ограниченной зоне 11 и, следовательно, посредством накачивания мембраны будет предотвращено чрезмерное охлаждение рассматриваемого оборудования 10, когда самолет находится в режиме крейсерского полета, то есть имеет высокую скорость и находится на большой высоте.
Безусловно, расход воздуха, подаваемый к зоне 11, может варьироваться между двумя, минимальной и максимальной, величинами посредством использования с этой целью накачивания мембраны 19, в результате чего происходит изменение поперечного сечения канала 12.
Вариант осуществления средств 17 блокирования устройства 1, представленный на фиг.8-10, отличается тем, что жесткая опора 21 и упруго деформируемая мембрана 19 выполнены прямоугольными. Таким образом, опора 21 принимает форму прямоугольной тарелки 30 с плоским дном 31, при этом мембрану устанавливают на соответствующий плоский периферийный край 22 опоры и она образует с последней переменный внутренний объем 23. Узел, содержащий опору 21 и мембрану 19, крепят винтами 24 к донной стенке 16А канала, поперечное сечение которого по-прежнему остается прямоугольным, в том же месте, что и ранее. Сообщающее отверстие 27, образованное в плоской донной части 31 опоры 21, обеспечивает возможность сообщения внутреннего объема 23 с источником 25 текучей среды под давлением по трубопроводу 26.
Работа деформируемых средств 17 блокирования с целью изменения проходного сечения канала 12 посредством прямоугольной мембраны 19, безусловно, подобна предшествующему варианту конструкции согласно фиг.3-7. Положение накаченной мембраны 19 представлено на фиг.8 и 9 и обозначено штрих-пунктирными линиями.
В предпочтительном варианте осуществления конструкции устройства 1, показанном на фиг.11 и 12, средства 17 блокирования подобны средствам, описанным ранее, и содержат прямоугольную опору 21 (или тарелку 30) с плоским дном 31 и упруго деформируемую мембрану 19, при этом сборочный узел, содержащий опору 21 и мембрану 19, располагают тем же самым образом в канале 12 с прямоугольным сечением. Однако средство управления 18 с помощью текучей среды, служащее для воздействия на мембрану, прилагает полное давление действующей на самолет текучей среды, в которой он движется, и вместо источника 25 текучей среды под давлением содержит соединительный трубопровод 32, подобный трубке Пито, верхний по потоку конец 33 которой находится в непосредственном контакте с наружным воздухом, а ее дальний по потоку конец 34 выходит во внутренний объем 23 сборочного узла из опоры и мембраны.
Точнее, трубка 32 пересекает канал через стенки 16А и 16D, и ее ближний по ходу конец 33 расположен в полом пространстве 16F в верхнем закругленном краю 16Е канала, частично определяя границу воздухоприемного отверстия 14 и образуя передний край устройства 1. Предпочтительно, чтобы, по меньшей мере, одно отверстие 16Н для подвода полного давления было выполнено в стенке верхнего края 16Е, чтобы обеспечить сообщение верхнего по потоку конца 33 трубопровода с внешней средой (воздухом), при этом дальний по потоку конец 34 трубопровода проходит при обеспечении уплотнения через отверстие 35, выполненное в мембране 19 и выходящее во внутренний объем 23.
Таким образом, будет понятно, что накачивание упруго деформируемой мембраны 19 происходит автоматически в соответствии с полным давлением у отверстия 16Н подвода давления посредством трубопровода 32 и внутреннего объема 23 средств 17 блокирования. Следовательно, будет обеспечено автоматическое и независимое регулирование поперечного сечения канала. Например, когда скорость самолета минимальна (взлет или руление), полное давление в трубопроводе 32 будет низким, так что мембрана 19 будет накачена незначительно или вообще не накачена, при этом поперечное сечение канала 12 для прохождения воздуха в устройстве 1 будет максимальным или почти максимальным, обеспечивая требуемую вентиляцию устройств 10 в ограниченной зоне 11.
Однако когда самолет находится в крейсерском полете, приближаясь к максимальной скорости, полное давление в трубопроводе 32, подводимое через отверстие 16Н и далее во внутренний объем 23, является высоким и обеспечивает накачивание мембраны 19 в канале 12, и одновременно уменьшает проходное поперечное сечение последнего. Следовательно, расход воздуха, подаваемый в ограниченную зону 11, мал, что препятствует чрезмерному охлаждению устройств 10 и обеспечивает приемлемую вентиляцию.
Устройство 1 для впуска вентиляционного воздуха, представленное на фиг.13, содержит элемент 36, защищающий упруго деформируемую мембрану 19 средств 17 блокирования. Этот элемент 36 образован тонкой и гибкой пластиной 37, которая проходит от закругленного донного края 16G воздухоприемного отверстия 14 и по ширине канала, по меньшей мере, к середине мембраны. Верхний по потоку конец 38 гибкой пластины шарнирно закреплен на закругленном донном крае 16G посредством винтов 40, в то время как его дальний по ходу конец 39 свободно и упруго опирается на мембрану. Следовательно, пластина 37 защищает мембрану 19 от внешней среды, проходящей в канал, оптимизирует поток воздуха, входящий в канал 12, и посредством своего естественного упругого действия возвращает мембрану в ненакаченное положение, когда сбрасывают давление в трубопроводе.
На фиг.11-13 трубопровод 32 показан пересекающим канал 12. Безусловно, при необходимости можно иметь канал, окруженный трубопроводом 32, если желательно, чтобы последний не нарушал прохождение холодного воздуха в канале 12.
Однако в варианте осуществления конструкции устройства 1, представленном на фиг.14 и 15, тот факт, что соединительный трубопровод 32 проходит через канал 12, используют для того, чтобы он служил в качестве направляющей для упруго деформируемой мембраны 19, когда последняя переходит от спущенного состояния в накаченное состояние и наоборот.
Для этого соединительный трубопровод 32 перпендикулярен мембране 19 и его дальний по ходу конец 34 соединен с центром мембраны для выхода во внутренний объем 23 через отверстие 35, выполненное в последнем. Промежуточная опора 41 соединяет дальний по ходу конец 34 трубопровода с мембраной 19. Что касается ближнего по ходу конца 33 трубопровода, то он встроен в соответствующую стенку закругленного верхнего края 16Е, определяющего границу канала. Следовательно, в течение своих фаз расширения и втягивания упругая мембрана 19 сохраняет приблизительно симметричную и равномерную форму.
Изменение поперечного сечения канала 12 для обновления воздуха в ограниченной зоне 11 в соответствии со скоростью и высотой самолета, безусловно, подобно вариантам, описанным применительно к фиг.11 и 12.