Гондола авиационного двигателя с противообледенительной системой, использующей двухфазную жидкость

Изобретение относится к гондоле авиационного двигателя. Гондола (10) содержит трубчатый кожух, открытый по противоположным осевым концам, с внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14). Упомянутые стенки соединены между собой на переднем конце по передней кромке (16) и на заднем конце по задней кромке (18) и образуют вместе с передней кромкой (16) и задней кромкой (18) полость (20). Для предотвращения образования льда, по меньшей мере, в зоне передней кромки (16) гондолы (10) разделительный элемент (22), выполненный из пористого материала, располагается внутри полости (20) так, чтобы разделить полость (20) на внутреннюю полость (20а) между внутренней стенкой (12) и пористым разделительным элементом (22) и наружную полость (20b) между наружной стенкой (14) и пористым разделительным элементом (22). При этом внутренняя полость (20а) с наружной полостью (20b) образуют жидкостную связь только в передней зоне (20с) полости (20) в соприкосновении с передней кромкой (16). При этом в полости (20) содержится двухфазная жидкость. Изобретение позволяет предотвратить образование льда на передней кромке гондолы без потребления мощности от двигателя и внешнего источника электропитания. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к гондоле авиационного двигателя, в частности, реактивного двигателя, имеющей признаки, приведенные в преамбуле к независимому пункту 1 формулы.

Термин «гондола двигателя» или проще «гондола» следует понимать как относящийся к трубчатому кожуху с аэродинамической формой, предназначенному для помещения в него авиационного двигателя. Обычно гондола крепится к крылу воздушного судна, но также может крепиться к фюзеляжу или килю воздушного судна. Гондола продолжается по оси, параллельной продольной оси (в направлении от носа к хвосту) воздушного судна. Гондола открыта как в переднем конце для обеспечения входа воздуха, так и в заднем конце для обеспечения выхода выходящих газов. Обычно гондола содержит внутреннюю стенку и наружную стенку, соединенные друг с другом в переднем конце по передней кромке и в заднем конце по задней кромке. Внутренняя стенка и наружная стенка вместе с передней кромкой и задней кромкой образуют полость.

Образование льда на передней кромке гондолы считается особенно опасным, т.к. фрагменты льда могут отделиться от этой кромки и нанести удар по лопаткам компрессора реактивного двигателя. Поэтому были разработаны системы фрагментации льда, предназначенные для облегчения отделения льда от передней кромки гондолы, которые применяются в настоящее время. Они, например, состоят из систем сжатого воздуха или нагревательных систем, в которых используются электрические сопротивления. Однако данные известные системы не особенно эффективны, т.к. они включаются, когда лед уже образовался, и, следовательно, вызывая отделение льда от передней кромки, они могут даже повысить риск удара фрагментами льда о лопатки компрессора. Кроме того, известные противообледенительные системы не очень эффективны в отношении потребляемой мощности.

Задачей настоящего изобретения является создание гондолы авиационного двигателя, на которую не влияют недостатки приведенного выше существующего уровня техники. В частности, настоящее изобретение ставит своей целью создание гондолы двигателя с противообледенительной системой, предотвращающей образование льда на передней кромке гондолы, не потребляющей мощность от двигателя и не требующей внешнего источника электропитания.

Данная и другие задачи изобретения полностью выполняются согласно настоящему изобретению с помощью гондолы авиационного двигателя, имеющей признаки, указанные в сопроводительном независимом пункте 1 формулы.

Другие преимущественные особенности изобретения приводятся в зависимых пунктах формулы, содержание которых следует понимать как образующие неотъемлемую и составную часть следующего описания.

Вкратце, изобретение основывается на идее введения двухфазной жидкости в полость, образованную между внутренней стенкой и наружной стенкой гондолы, и вставки в полость разделяющего элемента из пористого материала, выполненного так, чтобы разделять полость на внутреннюю полость и наружную полость, которые продолжаются между внутренней стенкой гондолы и пористым разделяющим элементом, и между наружной стенкой гондолы и пористым разделяющим элементом соответственно, и которые имеют жидкостную связь друг с другом только в передней зоне полости, т.е. в зоне, которая соприкасается с передней кромкой гондолы. Благодаря присутствию пористого разделяющего элемента и двухфазной жидкости внутри полости во время работы в задней зоне внутренней полости жидкость получает тепло от выходящих газов, выпускаемых двигателем, и тем самым испаряется. Жидкость в паровой фазе перемещается под собственным давлением в направлении передней зоны внутренней полости (т.е. в зону передней кромки гондолы), где она отдает большую часть теплоты испарения и конденсируется. Тем самым нагревается данная зона передней кромки гондолы, которая является самой холодной зоной гондолы и, следовательно, зоной, где наиболее вероятно образование льда. Жидкость, которая снова находится в жидкой фазе в наружной полости, перемещается затем благодаря капиллярному эффекту через пористый разделительный элемент в направлении к внутренней полости. Таким образом, создается непрерывная циркуляция жидкости, и в результате испарения и конденсации она обеспечивает теплопередачу от задней зоны внутренней полости к передней кромке и, следовательно, к наружной полости. Как легко можно понять, гондола двигателя с противообледенительной системой согласно настоящему изобретению обеспечивает предотвращение образование льда на передней кромке гондолы, не требуя внешнего источника электропитания, без отбора мощности от двигателя, без необходимости перемещения механических частей и без увеличения габаритных размеров гондолы.

Согласно варианту осуществления изобретения предусматривается несколько разделительных элементов между внутренней стенкой и наружной стенкой, предназначенных для разделения внутренней полости и наружной полости на несколько соответствующих секторов, не сообщающихся непосредственно друг с другом, и для разделения разделяющего элемента на несколько соответствующих секторов разделительного элемента. Таким способом получают улучшенное распределение жидкости, в частности, в направлении к периферии, вместе с соответственно улучшенным распределением температуры.

Дополнительные характеристические признаки и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из следующего подробного описания, представленного исключительно посредством неограничивающего примера со ссылкой на сопроводительные чертежи, в которых:

На рис. 1 приведен вид сбоку гондолы двигателя согласно варианту осуществления настоящего изобретения;

На рис. 2, 3 и 4 приведен вид с продольным разрезом по осевой секущей плоскости, обозначенной II-II на рис. 1, вид с поперечным разрезом по поперечной секущей плоскости, обозначенной III-III на рис. 1, и дополнительный вид с разрезом по дополнительной секущей плоскости, обозначенной IV-IV на рис. 1 соответственно, гондолы двигателя по рис. 1;

На рис. 5 представлен вид сбоку гондолы двигателя согласно дополнительному варианту осуществления настоящего изобретения;

На рис. 6 и 7 представлен вид с продольным разрезом по осевой секущей плоскости, обозначенной VI-VI на рис. 5, и вид с поперечным разрезом по поперечной секущей плоскости, обозначенной VII-VII на рис. 5 соответственно гондолы двигателя по рис 5.

Со ссылкой сначала к рис. 1-4, гондола двигателя под авиационный двигатель (далее - «гондола») согласно варианту осуществления настоящего изобретения в общем обозначена поз. 10. Гондола 10 служит для помещения в нее авиационного двигателя (не показан, но по сути известного типа), в частности, реактивного. По сути известным способом гондола 10 выполнена в форме трубчатого кожуха аэродинамической формы, который продолжается по оси x параллельно продольной оси (в направлении с носа к хвосту) воздушного судна и в основном симметрично относительно данной оси. Гондола 10 открыта как с переднего конца для обеспечения входа воздуха в двигатель, так и с заднего конца для обеспечения выпуска выходящих газов, выделяемых двигателем. Гондола 10 состоит из внутренней стенки 12 и наружной стенки 14, которые соединены друг с другом на переднем конце по передней кромке 16 и на заднем конце по задней кромке 18. Как показано на виде с продольным разрезом на рис. 2, передняя кромка 16 имеет скругленную форму, а задняя кромка 18 имеет форму острой кромки. Внутренняя стенка 12 и наружная стенка 14 вместе с передней кромкой 16 и задней кромкой 18 образуют полость 20.

Для предотвращения образования льда на наружной поверхности гондолы 10, в частности, на передней кромке 16, гондола 10 снабжена противообледенительной системой, в основном содержащей трубчатый разделительный элемент 22 из пористого материала, помещенный внутри полости 20, и имеющей такую форму, чтобы разделять полость 20 на внутреннюю полость 20а и наружную полость 20b. Подробнее внутренняя полость 20а продолжается между внутренней стенкой 12 и пористым разделительным элементом 22, в то время как наружная полость 20b продолжается между наружной стенкой 14 и пористым разделительным элементом 22. Внутренняя полость 20а и наружная полость 20b находятся в жидкостной связи друг с другом только в передней зоне, обозначенной 20с, полости 20, т.е. по передней кромке 16. Полость 20 содержит двухфазную жидкость, которая может быть, например, водой, аммиаком или пропиленом. Во время работы в задней зоне внутренней полости 20а жидкость получает тепло от выходящих газов, выпускаемых двигателем, и при этом испаряется. Жидкость в паровой фазе перемещается под собственным давлением к передней зоне полости, т.е. к зоне 20с вблизи передней кромки 16, где она отдает большую часть теплоты испарения и конденсируется. При этом передняя кромка 16 нагревается благодаря теплоте, отданной конденсирующейся жидкостью. Затем жидкость в жидкой фазе перемещается из зоны 20с полости 20 в наружную полость 20b и оттуда благодаря капиллярному эффекту через пористый разделительный элемент 22 во внутреннюю полость 20а. Таким способом создается непрерывная циркуляция жидкости, и в результате фаз испарения и конденсации обеспечивается теплопередача от задней зоны внутренней полости 20а к зоне 20 с полости 20 (зона, соприкасающаяся с передней кромкой 16) и затем в наружную полость 20b.

Со ссылкой на рис. 5-7, на которых деталям и элементам, идентичным или соответствующим деталям и элементам рис. 1-4, присвоены те же позиционные обозначения, описывается дополнительный вариант осуществления настоящего изобретения. Данный дополнительный вариант осуществления настоящего изобретения отличается от варианта по рис. 1-4 в основном тем, что внутренняя полость 20а и наружная полость 20b не продолжаются непрерывно в направлении к периферии, а каждая разделяется на несколько осевых секторов (количество которых в предлагаемом примере 12, но их может быть больше или меньше 12) соответствующими несколькими разделительными элементами 24, которые продолжаются радиально между внутренней стенкой 12 и наружной стенкой 14, и в осевом направлении на всем протяжении разделительного элемента 22 или по крайней мере по большей части осевой части разделительного элемента 22. Разделительный элемент 22 также не продолжается непрерывно в направлении к периферии, как в варианте осуществления изобретения по рис. 1-4, но разделяется разделительными элементами 24 на несколько соответствующих секторов разделительных элементов, каждый из которых отделяет сектор внутренней полости 20а от соответствующего сектора наружной полости 20b. Следовательно, согласно данному варианту осуществления здесь нет прямой жидкостной связи между одним сектором полости (будь то внутренний или наружный) и соседними секторами полости.

По сравнению с вариантами осуществления по рис. 1-4 данный дополнительный вариант осуществления позволяет избежать риска неравномерного распределения жидкости внутри полости и, следовательно, неравномерного распределения температуры (фактически, в случае полости, продолжающейся непрерывно в направлении к периферии, жидкость стремится скапливаться под собственным весом в нижней части полости. Кроме того, в случае повреждения стенки гондолы, будь то внутренняя стенка или наружная стенка, приводящего к потере жидкости, в данном дополнительном варианте осуществления изобретения опорожняются только один сектор полости или в любом случае только ограниченное число секторов без последующего вредного воздействия на всю работу противообледенительной системы. Дополнительное преимущество по сравнению с предыдущим вариантом осуществления состоит в облегченном изготовлении, т.к. собираемые детали (в частности, сектора разделительных элементов) имеют уменьшенные размеры.

В свете вышеприведенного описания ясно, что гондола двигателя с противообледенительной системой согласно настоящему изобретению способна предотвратить образование льда на передней кромке гондолы, не требуя никакого внешнего источника электропитания, не потребляя мощность от двигателя, без необходимости в перемещающихся механических частях и без возрастающих размеров гондолы. Кроме того, противообледенительная система обладает высокой надежностью, т.к. циркуляция жидкости внутри полости и теплообмен между жидкостью и стенками гондолы происходят благодаря явлениям, происходящим автоматически, без необходимости в исполнительных элементах и, следовательно, без рисков, связанных с возможной поломкой или отказом упомянутых исполнительных элементов.

Естественно, принцип изобретения остается неизменным, варианты осуществления и конструктивные детали могут меняться в широких пределах по сравнению с описанными и проиллюстрированными исключительно посредством неограничивающего примера.

1. Гондола (10) двигателя для авиационного двигателя, содержащая трубчатый кожух, открытый на противоположных осевых концах, с внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14), которые соединены друг с другом на переднем конце по передней кромке (16) и на заднем конце по задней кромке (18) и которые образуют вместе с передней кромкой (16) и задней кромкой (18) полость (20), при этом гондола (10) также снабжена противообледенительным средством (22), предназначенным для нагревания стенок гондолы (10), по меньшей мере, в зоне передней кромки (16) для предотвращения образования льда, отличающаяся тем, что упомянутое противообледенительное средство (22) содержит разделительный элемент (22) из пористого материала, расположенный внутри полости (20), с тем чтобы разделять полость (20) на внутреннюю полость (20а) между внутренней стенкой (12) и разделительным элементом (22) и наружную полость (20b) между наружной стенкой (14) и разделительным элементом (22), с тем чтобы привести внутреннюю полость (20а) в жидкостную связь с наружной полостью (20b) только в передней зоне (20с) полости (20) в соприкосновении с передней кромкой (16), при этом полость (20) содержит двухфазную жидкость.

2. Гондола двигателя по п. 1, в которой внутренняя полость (20а) и наружная полость (20b), а также разделительный элемент (22) продолжаются непрерывно в направлении к периферии.

3. Гондола двигателя по п. 1, дополнительно включающая в себя несколько разделительных элементов (24), расположенных между внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14), с тем чтобы разделить внутреннюю полость (20а) и наружную полость (20b) на несколько соответствующих секторов, не связанных непосредственно друг с другом, и с тем чтобы разделить разделительный элемент (22) на несколько соответствующих секторов разделительного элемента.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу обнаружения утечки высокотемпературной текучей среды в турбомашине (10). Турбомашина (10) содержит источник высокотемпературной сжатой текучей среды, по меньшей мере одну линию (14, 15) распределения текучей среды, подходящую для распределения указанной высокотемпературной текучей среды, и отсек турбомашины, в котором по меньшей мере частично расположена линия (14, 15) распределения.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий КВОУ, всасывающий воздуховод и двухсекционную камеру всасывания воздуха; газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.

Раскрыты системы, способы и устройства для предотвращения образования льда на двигателе. Устройство может включать в себя корпус для сопел, соединенный со ступенью сжатия двигателя и, кроме того, соединенный с корпусом передней кромки двигателя.

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Труба распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника включает кольцевой патрубок (1) с отверстиями и кронштейны (4) для крепления кольцевого патрубка к перегородке.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и предназначено для использования на тепловых электростанциях. Тепловая электрическая станция содержит парогазовую установку с газовой турбиной, компрессором газотурбинной установки, камерой сгорания, котлом-утилизатором, паровой турбиной с конденсатором, к которому подключены трубопроводы охлажденной и нагретой циркуляционной воды.

При подавлении льдообразования на поверхности конструкции турбомашины во время ее работы осуществляют пьезоэлектрическое преобразование механической энергии колебаний конструкции в электрическую энергию.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки.

Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата содержит наклонный элемент, имеющий передние кромки; рабочие передние кромки на наклонном элементе, которые содержат панели, выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки панелей и передние кромки наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима.

Воздухозаборник (110) двигателя самолета содержит гибкий впуск (120), сформированный из деформируемого материала, который содержит внешнюю поверхность (211), внутреннюю поверхность (212) и множество кромок (213), которые прикреплены к обшивке (240) фюзеляжа самолета и к воздухозаборному каналу (250) двигателя самолета.

Изобретение относится к камере (12) подвода воздуха двигателя вертолёта, расположенной перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя.

Изобретение относится к экспериментальным установкам по проведению аэроакустических исследований турбовентиляторных двигателей летательных аппаратов. Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал, состоящий из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей.

Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в двух направляющих (2) фиксаторами (5) корпуса воздухозаборника (3).

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия включает в себя участок внешнего сжатия с поверхностью внешнего сжатия (1), выполненного в виде заостренной спереди, по передней кромке носа, дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности.

Изобретение относится к области авиации. Высокоманевренный самолет представляет интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж, крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатели с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, и шасси.

Защитное устройство для авиационного двигателя для защиты авиационного двигателя от засасывания крупных объектов содержит в целом конусообразный корпус, секцию основания заднего конца корпуса защитного устройства и секцию колпака на дистальном переднем конце корпуса защитного устройства, по меньшей мере три вертикальные проходящие по периферии стенки, расположенные между основанием и секцией колпака, при этом следующие друг за другом периферийные стенки имеют разные периферийные размеры, являются цилиндрическими по периферии, с увеличением размера от основания к секции колпака.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет в нижней части две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вверх на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вниз на угол αn=25°-30°.

Изобретение относится к гондоле авиационного двигателя. Гондола содержит трубчатый кожух, открытый по противоположным осевым концам, с внутренней стенкой и наружной стенкой. Упомянутые стенки соединены между собой на переднем конце по передней кромке и на заднем конце по задней кромке и образуют вместе с передней кромкой и задней кромкой полость. Для предотвращения образования льда, по меньшей мере, в зоне передней кромки гондолы разделительный элемент, выполненный из пористого материала, располагается внутри полости так, чтобы разделить полость на внутреннюю полость между внутренней стенкой и пористым разделительным элементом и наружную полость между наружной стенкой и пористым разделительным элементом. При этом внутренняя полость с наружной полостью образуют жидкостную связь только в передней зоне полости в соприкосновении с передней кромкой. При этом в полости содержится двухфазная жидкость. Изобретение позволяет предотвратить образование льда на передней кромке гондолы без потребления мощности от двигателя и внешнего источника электропитания. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх