АВАРИЙНЫЙ ИСТОЧНИК ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ ДЛЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА, СНАБЖЕННЫЙ ТУРБИНОЙ С ПРИВОДОМ ОТ НАБЕГАЮЩЕГО ПОТОКА ВОЗДУХА И ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕМ ЭНЕРГИИ
EMERGENCY SUPPLY OF AIRCRAFT WITH TURBINE DRIVEN BY RAM AIRFLOW AND POWER CONVERTER

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к аварийному источнику энергоснабжения для воздушного судна, снабженному турбиной с приводом от набегающего потока воздуха и преобразователем энергии, для, по меньшей мере, частичного подержания работы гидравлической системы и/или электрической системы на борту воздушного судна в аварийной ситуации, при этом преобразователь энергии может приводиться в действие турбиной с приводом от набегающего потока воздуха, а сам аварийный источник энергоснабжения можно выборочно вводить в дежурный (резервный) режим или в рабочий режим.
Уровень техники
В настоящее время на всех больших пассажирских самолетах имеется, по меньшей мере, одна так называемая турбина с приводом от набегающего потока воздуха (в дальнейшем «турбина набегающего потока»). Турбина набегающего потока служит, по меньшей мере, для частичного поддержания функционирования бортовой гидравлической системы в острых аварийных ситуациях, например, в случае отказа всех силовых установок, чтобы гарантировать минимальную управляемость воздушного судна (самолета), даже при его резком снижении. Турбину набегающего потока обычно предпочитают размещать под правым крылом внутри кожуха (обтекателя) направляющей выпуска закрылка.
В известных вариантах осуществления у турбин набегающего потока имеется небольшой радиальный пропеллер, который в острой аварийной ситуации, разворачиваясь, выпускается на длинной консоли из-под обтекателя направляющей выпуска закрылка, подставляясь под набегающий поток наружного воздуха. Набегающий поток наружного воздуха приводит радиальный пропеллер в быстрое вращение, и через несколько конических зубчатых пар и валов, расположенных в поворотной консоли, приводит во вращение небольшой гидравлический насос с целью поддержания минимально необходимого давления в бортовой гидравлической системе.
Однако механическая конструкция известных турбин набегающего потока отличается высокой сложностью, поскольку передача вращательного движения от радиального пропеллера через консоль к гидравлическому насосу, расположенному в обтекателе направляющей выпуска закрылка, должна производиться посредством механической трансмиссии, которая требует большого объема технического обслуживания и увеличивает вероятность отказа. Кроме того, если происходит быстрый разворот консоли, то радиальный пропеллер в воздушном потоке появляется внезапно, что приводит к значительным механическим нагрузкам, и также увеличивается вероятность отказа. За исключением встраивания в обтекатель направляющей выпуска закрылка установка в другие места возможна только с сопутствующими значительными трудностями по причине радиального пропеллера. Кроме того, обтекатель направляющей выпуска закрылка должен иметь большие размеры, чтобы разместить известные турбины набегающего потока, что приводит к аэродинамической асимметрии, что, в свою очередь, должно компенсироваться посредством соответствующего управления, направляющих и/или корректирующих поверхностей, чтобы гарантировать идеальный прямолинейный полет, при допустимых аэродинамических потерях. Аэродинамические потери, в свою очередь, ведут к увеличению расхода топлива. Наконец, магистрали, начиная от гидравлического насоса турбины набегающего потока, должны быть проложены через все крыло до узла гидравлической системы самолета, который обычно располагается в нижней области кессона крыла, что дополнительно увеличивает вес всей системы и вероятность ее отказа.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задачей настоящего изобретения является создание аварийной системы энергоснабжения воздушного судна, которая, обладая сравнимой производительностью, имела бы более простую механическую конструкцию, и которая, помимо возможности ее встраивания в обтекатель направляющей выпуска закрылка, позволяла дополнительные варианты установки внутри всей конструкции воздушного судна.
Данная задача решается при помощи устройства, отличительные признаки которого изложены в п.1 формулы изобретения.
В силу того, что, по меньшей мере, турбина набегающего потока, по существу соосно, окружена корпусом, который образует канал для воздушного потока, а преобразователь энергии напрямую соединен с турбиной набегающего потока через приводной вал, и воздушный поток может доставляться к турбине набегающего потока через, по меньшей мере, одно воздушное впускное отверстие, и при этом при переходе от резервного режима к рабочему режиму пространственное положение турбины набегающего потока остается по существу неизменным, то результат, с одной стороны, заключается в простоте механической конструкции, которая не требует применения конических шестеренчатых приводов с ненадежной поворотной консолью, для которых необходим большой объем технического обслуживания. С другой стороны, благодаря отсутствию поворотной консоли аварийный источник энергоснабжения в соответствии с изобретением может быть встроен в конструкцию так, что будет неподвижным, и при этом будет занимать мало места. Например, он может быть встроен в обтекатель направляющей выпуска закрылка так, что обтекатель можно будет выполнить меньшего объема, с меньшим нарушением аэродинамической симметрии, которую необходимо компенсировать сложным образом, и за которую необходимо расплачиваться повышенным расходом топлива. Кроме того, благодаря, по существу, полностью закрытой конструкции без поворотной консоли, помимо возможной установки в обтекатель направляющей выпуска закрылка, аварийный источник энергоснабжения согласно изобретению может быть встроен во множество мест конструкции воздушного судна в целом, так чтобы магистрали, необходимые для его подсоединения к соответствующим бортовым системам, были более короткими. Помимо этого в соответствии с изобретением при активировании аварийного источника энергоснабжения турбина набегающего потока не испытывает никакой резко нарастающей, ударной механической нагрузки, вызванной резким ее введением в набегающий поток наружного воздуха, что, например, в случае радиальных пропеллеров может приводить к повреждению лопастей пропеллера, таким образом повышается эксплуатационная надежность и общая отказоустойчивость системы.
В одном из предпочтительных вариантов осуществления аварийного источника энергоснабжения согласно изобретению преобразователь энергии содержит гидравлический насос и/или электрический генератор. В результате имеется возможность при желании обеспечить аварийное энергоснабжение гидравлической и/или электрической бортовых систем воздушного судна для поддержания, по меньшей мере, их основных функций.
В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения турбину набегающего потока выполняют, по меньшей мере, с одним винтовым пропеллером. Благодаря своей компактной конструкции винтовой пропеллер можно легче встроить в канал воздушного потока. Вдобавок, эффективность винтового пропеллера сравнима с эффективностью традиционных многолопастных радиальных пропеллеров. Кроме того, в целях еще более эффективного использования энергии воздушного потока, на приводном валу друг за другом могут быть установлены несколько винтовых пропеллеров с различным шагом винта. Винтовой пропеллер может также иметь лопасти с регулируемым шаговым углом винта, чтобы позволить более эффективно адаптироваться к низким скоростям воздушного потока. На приводном валу может также быть предусмотрен дополнительный соединительный элемент (муфта), так чтобы турбина набегающего потока могла сначала раскрутиться до желаемых оборотов без нагрузки, что снижало бы ее износ, и чтобы только потом можно было подключить турбину (при помощи указанного соединительного элемента) к преобразователю энергии.
В соответствии с одним вариантом осуществления преобразователь энергии является неотъемлемой составной частью турбины набегающего потока. Это дает возможность обойтись без приводного вала для соединения турбины набегающего потока с преобразователем энергии и тем самым дополнительно снизить стоимость конструкции. В данном случае преобразователь энергии, например в виде гидравлического насоса, одновременно образует и ступицу турбины набегающего потока.
В другом предпочтительном варианте осуществления конструкции аварийного источника энергоснабжения согласно изобретению воздушный поток можно подавать в канал для потока воздуха через, по меньшей мере, два воздушных канала, желательно, с Y-образной конфигурацией. Эффективное поперечное сечение потока воздуха индивидуальных воздушных впускных отверстий (при идентичном поперечном сечении общего воздушного потока), которые в аэродинамическом отношении создают нежелательные краевые возмущения, в результате может быть уменьшено, так что аварийный источник энергоснабжения в смысле аэродинамики можно легче встраивать в конструкцию воздушного судна, например в область обтекателя направляющей выпуска закрылка. Это обстоятельство является важным, в частности, при встраивании аварийного источника энергоснабжения в область кессона крыла или носовой части фюзеляжа.
В соответствии с другим вариантом конструкции аварийного источника энергоснабжения согласно изобретению воздушным потоком в канале можно управлять посредством, по меньшей мере, одного перекрывающего элемента. Перекрывающий элемент занимает полностью закрытое положение, когда аварийный источник энергоснабжения находится в резервном режиме, так что воздушный поток не может достигать турбины набегающего потока и, следовательно, кинетическая энергия от последней не поступает на преобразователь энергии. Если аварийный источник энергоснабжения встраивается, например, в обтекатель направляющей выпуска закрылка, то перекрывающий элемент может быть выполнен в виде поворотной детали указанного обтекателя, так что вместе с другими элементами обтекателя направляющей выпуска закрылка перекрывающий элемент в резервном режиме образует аэродинамически гладкий наружный контур. Чтобы затем перевести аварийный источник энергоснабжения в рабочий режим, например в случае острой аварийной ситуации на самолете с полным отказом силовых установок или в аналогичной ситуации, перекрывающий элемент или (если аварийный источник энергоснабжения встроен в обтекатель направляющей выпуска закрылка) поворотная часть обтекателя постепенно открывается до тех пор, пока воздушный поток в канале потока не достигнет своей полной величины, и турбина набегающего потока не станет отдавать свою полную мощность преобразователю энергии. Благодаря постепенному открыванию щитка управления турбина набегающего потока резко не попадает под полное давление набегающего потока воздуха, и таким образом гарантируется плавный запуск источника. Вообще говоря, перекрывающий элемент или перекрывающие элементы, как вариант, могут быть выполнены в виде скользящих затворов, поворотных заслонок или заслонок, действующих по другому принципу.
Согласно еще одному варианту осуществления конструкции аварийного источника энергоснабжения перекрывающий элемент или перекрывающие элементы могут приводиться в действие дистанционно механически и/или электрически. Это гарантирует, что в аварийных ситуациях на воздушном судне аварийный источник энергоснабжения может быть надежно приведен в действие экипажем воздушного судна, т.е. приведение источника в действие в значительной степени не зависит от работы остальных бортовых систем.
Дополнительные варианты осуществления конструкции аварийного источника энергоснабжения охарактеризованы в других пунктах формулы.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 схематически изображает поперечное сечение соответствующего изобретению аварийного источника энергопитания, который встроен в обтекатель направляющей выпуска закрылка под крылом самолета, и
Фиг.2 в поперечном сечении изображает иной вариант осуществления канала для воздушного потока.
На чертежах одинаковые конструктивные элементы имеют одинаковые позиционные номера.
Осуществление изобретения
На фиг.1 схематически представлено поперечное сечение аварийного источника энергоснабжения.
Аварийный источник 1 энергоснабжения в соответствии с изобретением среди прочего содержит турбину 2 набегающего потока, которая напрямую соединена с преобразователем 4 энергии через приводной вал 3, т.е. без промежуточных элементов трансмиссии, при этом указанные элементы, с целью образования канала 6 потока воздуха, по существу соосно окружены корпусом 5.
Желательно, чтобы корпус 5 или канал 6 потока, по меньшей мере, на отдельных участках, в поперечном сечении имели круговую геометрию, но они также могут иметь эллиптическую, овальную геометрию или иметь поперечное сечение с углами. Корпус 5 может, например, быть сформирован с использованием трубы, гибкой трубы или подобной конструкции, которая по существу концентрически охватывает турбину 2 набегающего потока.
Приводной вал 3 может, как вариант, содержать муфту, которая на чертеже не показана. В результате турбина 2 набегающего потока может разгоняться без нагрузки с незначительным износом, пока не достигнет желаемых оборотов, и пока посредством муфты не будет подсоединен преобразователь энергии.
В показанном варианте осуществления изобретения аварийный источник 1 энергоснабжения расположен ниже крыла 7 самолета, которое не показано, в так называемом обтекателе 8 направляющей выпуска закрылка. Перекрывающий элемент 11, который в закрытом положении показан пунктирной линией, расположен в зоне воздушного впускного отверстия 9, в районе передней кромки 10 крыла. Перекрывающий элемент 11, который, в качестве примера, выполнен в форме управляющего щитка, закреплен в шарнире 12, что показано стрелкой 13. Желательно, чтобы перекрывающий элемент 11 давал возможность плавного изменения объемного расхода потока 14 воздуха, протекающего через канал 6 потока, и поступающего снаружи к аварийному источнику энергоснабжения.
Как вариант, перекрывающий элемент 11 может быть также выполнен в виде задвижки, поворотной заслонки, пережимного клапана, или заслонки, которая действует по похожему или иному принципу. Важным является то, чтобы эффективное поперечное сечение в канале 6 потока можно было плавно изменять, по существу, от нуля до максимального значения посредством перекрывающего элемента 11. Желательно, чтобы перекрывающий элемент 11 можно было приводить в действие дистанционно, чисто механическим способом, так чтобы экипаж самолета мог включать аварийный источник 1 энергоснабжения независимо от бортовых гидравлической и электрической систем, то есть, в случае острой аварийной ситуации, переводить его из резервного в рабочий режим. Как вариант, перекрывающий элемент 11 можно выполнить таким образом, чтобы его можно было приводить в действие дистанционно электрически и/или гидравлически.
Когда перекрывающий элемент 11 находится в открытом положении, показанном сплошными линиями, поток 14 воздуха может поступать в канал 6 потока, и при этом аварийный источник 1 энергоснабжения находится в рабочем режиме. В рабочем режиме поток 14 с высокой скоростью проходит через канал 6 потока и заставляет вращаться турбину 2 набегающего потока. Затем, через приводной вал 3, турбина 2 набегающего потока приводит во вращение преобразователь 4 энергии. С другой стороны, в резервном режиме перекрывающий элемент 11, который выполнен в виде управляющего щитка, находится в закрытом положении, что показано пунктиром, и поток 14, набегающий снаружи на переднюю кромку 10 крыла, не может попасть к турбине 2 набегающего потока. Желательно, чтобы переход от резервного режима аварийного источника 1 энергоснабжения к рабочему режиму не происходил резко. Напротив, перекрывающий элемент 11 в аварийных ситуациях должен открываться пошагово (экипажем или автоматической системой), так чтобы турбина 2 набегающего потока не попадала резко под действие полного потока 14 воздуха, а выходила на желаемые обороты медленно.
Турбина 2 набегающего потока содержит так называемый винтовой пропеллер. Винтовой пропеллер обладает, в частности, тем преимуществом, что он может быть легко встроен в канал 6 потока, и при этом иметь эффективность, сравнимую с многолопастными радиальными пропеллерами. Как вариант, также возможно разместить на приводном валу 3 несколько винтовых пропеллеров, имеющих различный шаг винта, чтобы еще более эффективно использовать энергию потока 14 воздуха. Винтовой пропеллер может также быть построен с возможностью изменения шага винта.
В соответствии с изобретением при переходе от резервного режима к рабочему режиму не происходит никакого изменения пространственного положения приводного вала 3 и никакого изменения направления передачи силы от турбины 2 набегающего потока к преобразователю 4 энергии. Согласно изобретению, при переходе аварийного источника 1 энергоснабжения от резервного к рабочему режиму, положения турбины 2 набегающего потока, приводного вала 3, а также преобразователя 4 энергии остаются неизменными, что создает возможность для различных вариантов их установки.
Преобразователь 4 энергии может, например, быть гидравлическим насосом и/или электрическим генератором. В случае острых аварийных ситуаций, т.е. в случае полного отказа силовых установок, снабжение бортовой гидравлической системы самолета может осуществляться, например, от гидравлического насоса, при достаточном гидравлическом давлении, гарантирующем управляемость самолета. В результате сохраняется способность самолета к основному маневрированию, и при осуществлении планирования может быть совершена управляемая аварийная посадка.
После прохождения через турбину 2 набегающего потока поток 14 воздуха покидает канал 6 потока через воздушное выпускное отверстие 15, которое также расположено под крылом 7. В представленном на фиг.1 варианте осуществления изобретения воздушное выпускное отверстие 15 также можно закрывать перекрывающим элементом 16, чтобы не нарушать аэродинамику, когда аварийный источник 1 энергоснабжения находится в резервном режиме. Однако принцип действия аварийного источника 1 энергоснабжения не требует наличия дополнительного перекрывающего элемента 16 перед воздушным выпускным отверстием 15.
На фиг.2 показан другой вариант конструкции канала воздушного потока с двумя воздушными впускными отверстиями и двумя воздушными выпускными отверстиями.
Турбина 2 набегающего потока напрямую связана с преобразователем 4 энергии посредством приводного вала 3, и в представленном варианте также встроена в обтекатель 8 направляющей выпуска закрылка ниже крыла 7. Турбина 2 набегающего потока, по существу соосно, окружена корпусом 5, который образует канал 6 потока воздуха. Однако, в отличие от фиг.1, канал 6 потока содержит два воздушных впускных отверстия 17, 18, каналы которых, по существу Y-образно, сходятся вместе, образуя канал 6 потока. После прохождения канала 6 потока и турбины 2 набегающего потока поток 14 возвращается наружу через два воздушных выпускных отверстия 19, 20.
В области воздушных впускных отверстий 17, 18 расположены соответствующие перекрывающие элементы 21, 22, которые в представленном варианте осуществления выполнены в виде поворотных заслонок. Желательно, чтобы посредством поворотных заслонок поток 14 воздуха в канале 6 потока можно было плавно регулировать от нуля до максимума. В результате в аварийных ситуациях турбину 2 набегающего потока можно запускать плавно с минимальным ее износом. И только после полного открывания поворотных заслонок, когда турбина 2 набегающего потока будет подвержена воздействию полного потока 14, она начнет передавать максимальную мощность на преобразователь 4 энергии. Перекрывающие элементы 21, 22 или поворотные заслонки могут приводиться в действие дистанционно вручную или электрически. Дополнительно в воздушных выпускных отверстиях 19, 20 можно расположить перекрывающие элементы 23, 24, при этом, в представленном варианте осуществления, последние также выполнены в форме поворотных заслонок. Перекрывающие элементы 23, 24 также можно приводить в действие дистанционно механически и/или электрически, а когда аварийный источник 1 энергоснабжения находится в резервном режиме, указанные элементы, в целях улучшения аэродинамики, в основном обеспечивают для обтекателя 8 направляющей выпуска закрылка, по существу, закрытый наружный контур.
Преимущество варианта конструкции фиг.2 заключается, в частности, в том, что нет необходимости выводить наружу все поперечное сечение канала 6 потока. Вместо этого по существу Y-образно расположенные впускные каналы 25, 26 сходятся вместе как раз перед турбиной 2 набегающего потока и образуют (основной) канал 6 потока. Соответственно канал 6 потока снова по существу Y-образно разделяется на два выпускных канала 27, 28 в области преобразователя 4 энергии. В представленном варианте осуществления впускные каналы 25, 26 и выпускные каналы 27, 28, по сравнению с каналом 6 потока, каждый имеет эффективное поперечное сечение, приблизительно, в два раза меньшее поперечного сечения канала 6 потока, так что указанные каналы могут быть включены в конструкцию самолета с незначительным нарушением его аэродинамики. Поэтому аварийный источник 1 энергоснабжения в соответствии с настоящим изобретением можно встраивать в конструкцию самолета с большей гибкостью и меньшей зависимостью от конструктивных условий или граничных условий. Для дальнейшего улучшения аэродинамики в области воздушных впускных отверстий 17, 18, а также в области воздушных выпускных отверстий 19, 20 дополнительно установлены два обтекаемых конуса 29, 30. Как вариант, два обтекаемых конуса 29, 30 могут иметь переменную площадь поперечного сечения. Таким образом, вариант конструкции, соответствующий фиг.2, может быть легко встроен, например, в носовую часть фюзеляжа самолета или в кессон крыла.
В отличие от известных аварийных систем с радиальными пропеллерами, свободно вращающимися в воздушном потоке, соответствующий изобретению аварийный источник 1 энергоснабжения делает ненужным выведение радиального пропеллера в воздушный поток путем разворота сложной и ненадежной консоли, которая несет на себе вращающийся пропеллер.
В случае аварийного источника 1 энергоснабжения, который соответствует изобретению и показан на фиг.1, для того чтобы привести во вращение турбину 2 набегающего потока, а также привести во вращение присоединенный к ней напрямую через приводной вал 3 преобразователь 4 энергии, достаточно открыть перекрывающий элемент 11. То есть можно отказаться от сложных и ненадежных приводов с коническими шестернями, которые требуют большого объема технического обслуживания и которые необходимы в случае известных аварийных систем, чтобы обеспечить поворот радиального пропеллера.
Согласно изобретению в каждом из своих режимов аварийный источник энергоснабжения остается неподвижным в обтекателе 8 направляющей выпуска закрылка или в другом месте его установки. В соответствии с изобретением, при переводе аварийного источника 1 энергоснабжения из резервного режима в рабочий режим, не требуется изменения пространственного положения приводного вала 3 или изменения направления передачи усилия приводного вала.
Кроме того, поскольку открывать перекрывающие элементы 11, 16 желательно медленно, при переходе из нерабочего состояния в рабочее состояние турбина 2 набегающего потока не будет попадать в полный воздушный поток резко, и поэтому можно в значительной степени избежать повреждения турбины набегающего потока, например, вследствие отрыва элементов крыла, которые могут, например, пробивать фюзеляжный отсек.
В значительной степени благодаря заключению канала 6 потока в оболочку, в виде корпуса 5, аварийный источник 1 энергоснабжения в соответствии с настоящим изобретением, кроме описанной установки в область обтекателя 8 направляющей выпуска закрылка, может также быть встроен в конструкцию самолета в других, альтернативных местах в условиях ограниченного пространства.
Поэтому в соответствии с изобретением полностью закрытая, встраиваемая конструкция аварийного источника 1 энергоснабжения позволяет иметь множество возможных вариантов установки в конструкцию самолета. Так, например, аварийный источник 1 энергоснабжения может быть встроен в область кессона крыла. С этой целью для получения конструктивного варианта фиг.2 необходимо лишь предусмотреть в кессоне крыла подходящие воздушные впускные и выпускные отверстия. В случае такого варианта установки преобразователь 4 энергии или гидравлический насос могут быть соединены с центральным узлом гидравлической системы самолета (он обычно располагается в области кессона крыла) очень короткой связью. При этом исключается необходимость сложной прокладки гидравлических магистралей через крыло, что до настоящего времени было неизбежным при встраивании аварийного источника 1 энергоснабжения в обтекатель 8 направляющей выпуска закрылка. За счет такого особого варианта установки могут быть дополнительно увеличены эксплуатационная надежность и устойчивость к отказам аварийного источника 1 энергопитания, при одновременном снижении веса.
Также возможно встраивание аварийного источника 1 энергопитания в область носовой части фюзеляжа, или в вертикальный стабилизатор самолета. В принципе, возможно также встраивание двух или нескольких аварийных источников 1 энергоснабжения, например, симметрично в соответствующие обтекатели направляющих выпуска закрылков крыла самолета.
Перечень позиционных обозначений
1 аварийный источник энергоснабжения; 2 турбина набегающего потока; 3 приводной вал; 4 преобразователь энергии; 5 корпус; 6 канал потока воздуха; 7 крыло; 8 обтекатель направляющей выпуска закрылка; 9 воздушное впускное отверстие; 10 передняя кромка аэродинамического профиля; 11 перекрывающий элемент (впускного отверстия); 12 шарнир; 13 стрелка направления, 14 поток воздуха; 15 воздушное выпускное отверстие; 16 перекрывающий элемент (выпускного отверстия); 17 воздушное впускное отверстие, 18 воздушное впускное отверстие; 19 воздушное выпускное отверстие; 20 воздушное выпускное отверстие; 21 перекрывающий элемент; 22 перекрывающий элемент; 23 перекрывающий элемент; 24 перекрывающий элемент, 25 впускной канал; 26 впускной канал, 27 выпускной канал; 28 выпускной канал, 29 обтекаемый конус; 30 обтекаемый конус.