Топливный насос летательного аппарата

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Узел (30) топливного насоса летательного аппарата содержит насос (40), бачок (42), выполненный с возможностью окружения насоса и крепления насоса внутри топливного резервуара (24) летательного аппарата. Узел также включает в себя отдельный блок (60) электроники, выполненный с возможностью установки удаленно от насоса (40). Узел (30) насоса может быть обеспечен внутри топливной системы летательного аппарата блока электроники. Достигается повышение надежности насоса и упрощает конструкцию. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к узлу топливного насоса летательного аппарата. Изобретение также может относится к летательному аппарату и топливной системе летательного аппарата.

Топливные насосы являются важной частью топливных систем летательного аппарата и обычно могут быть обеспечены внутри топливных резервуаров летательного аппарата. Например, один или более насосов могут быть использованы в качестве «подкачивающего насоса», чтобы обеспечить или сохранить поток топлива под давлением в двигатель, и/или один или более топливных насосов могут быть использованы в качестве «перекачивающего насоса» для перемещения топлива между отдельными топливными резервуарами (например, для целей уравновешивания). Известно обеспечение топливного насоса, установленного внутри «бачка», выполненного с возможностью установки внутри топливного резервуара при использовании. Бачок удобно обеспечивает простую установку и позволяет удалить (для технического обслуживания или проверки) или заменить насос без необходимости слива топливного резервуара.

Электроника, связанная с топливным насосом, включающая в себя, например, источник питания (обычно включающий в себя инвертор) и цепь управления, обычно выполнены заодно с топливным насосом и установлены внутри бачка. Следует понимать, что современные топливные насосы могут иметь все более и более сложную электронику. Дополнительно, современный летательный аппарат может увеличивать использование системы генерации энергии «переменной частоты» и, следовательно, можно ожидать, что отдельные компоненты летательного аппарата с электроприводом, такие как узлы топливных насосов, могут требовать более сложной связанной электроники. Важно, что топливные насосы летательного аппарата имеют относительно высокую надежность и следует понимать, что повышение сложности электроники может неблагоприятно сказаться на среднем времени безотказной работы (СВБР) таких топливных насосов.

Соответственно, в одном аспекте, это изобретение обеспечивает узел топливного насоса летательного аппарата, содержащий: насос; бачок, выполненный с возможностью окружения насоса и крепления насоса внутри топливного резервуара летательного аппарата; и отдельный блок электроники, выполненный с возможностью установки удаленно от насоса.

Поскольку электроника обеспечена в отдельном и обособленном блоке, бачок в вариантах осуществления изобретения должен иметь размеры только для размещения насоса. Дополнительно, исключаются проблемы охлаждения электроники внутри бачка.

Блок электроники может включать в себя необходимые цепи управления, питания и электрические цепи, требуемые для приведения в действие насоса. Блок электроники может быть выполнен с возможностью приведения в действие насоса от множества электрических источников входного сигнала. Например, электрические источники входного сигнала могут включать в себя: переменный ток переменной частоты и напряжения или постоянный ток высокого, низкого или переменного напряжения. Блок электроники может содержать инвертор. Блок электроники может включать в себя цепь управления. Более конкретно, блок электроники может, например, включать в себя по меньшей мере один из: трансформаторно-выпрямительного устройства (ТВУ), сглаживающего фильтра или контроллера двигателя.

Предпочтительно, размещая электронику отдельно от насоса компоновка (или «форм-фактор») электроники может быть оптимизирована (а не ограничена доступным пространством внутри бачка). Например, электроника может быть оптимизирована, чтобы обеспечить улучшенное охлаждение или чтобы улучшить доступ к отдельным компонентам (например, для ремонта или замены). Следует понимать, что компоновка электроники может оказать непосредственное влияние на надежность (увеличивая или сокращая СВБР).

Варианты осуществления изобретения могут позволить оптимизировать охлаждение электроники. Например, блок электроники может быть с воздушным охлаждением.

Согласно дополнительному аспекту изобретения обеспечена топливная система летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один топливный резервуар и по меньшей мере один узел топливного насоса согласно варианту осуществления. Таким образом, в варианте осуществления топливная система может содержать по меньшей мере один топливный насос, имеющий связанный блок электроники, в которой насос и блок электроники обеспечены в отстоящих друг от друга местоположениях внутри топливной системы летательного аппарата.

Топливный резервуар может включать в себя отверстие, и блок электроники может быть прикреплен к крышке отверстия. Удобно, что блок электроники может быть прикреплен к крышке существующего конструктивного отверстия или смотровой панели. Например, топливный резервуар может включать в себя смотровой люк (который может иметь по существу обычную конструкцию), и блок электроники может быть прикреплен к крышке смотрового люка. Альтернативно, топливная система может быть обеспечена на летательном аппарате, включающем в себя отверстие (такое как смотровой люк), которое расположено снаружи топливного резервуара, и блок электроники может быть прикреплен к крышке отверстия.

Топливный резервуар в целом будет задан границами топливного резервуара. Блок электроники может быть установлен снаружи границ. Соединение проводки между блоком электроники и насосом может быть выполнено по границам топливного резервуара.

Узел топливного насоса может дополнительно содержать охлаждающее устройство для охлаждения блока электроники. Например, блок электроники может быть с жидкостным охлаждением, и удаленное питание может быть обеспечено от местного насоса, чтобы обеспечить охлаждение.

Альтернативно, может быть обеспечена местное охлаждающее устройство (так что в некоторых вариантах осуществления блок электроники может обслуживаться или ремонтироваться без необходимости слива насоса). Охлаждающее устройство может содержать отверстие для впуска воздуха. Например, внешняя поверхность, расположенная вблизи охлаждающего устройства, может быть выполнена с впускным отверстием (например, каналом типа NACA) для обеспечения окружающего внешнего воздуха для охлаждения блока электроники. Впускное отверстие может быть образовано, например, на внешней поверхности крышки (такой как крышка смотрового люка), причем блок электроники установлен изнутри крышки.

Альтернативно, или дополнительно, охлаждающее устройство может содержать теплообменник, выполненный с возможностью переноса тепла между блоком электроники и воздухом, внешним по отношению к летательному аппарату (например, воздушным потоком во время использования). Теплообменник может продолжаться через внешнюю поверхность летательного аппарата (например, через крышку, на которой установлен блок электроники). Теплообменник может содержать по меньшей мере одно охлаждающее ребро. Охлаждающее ребро может быть выполнено выступающим наружу из внешней поверхности летательного аппарата. Таким образом, во время полета охлаждающее ребро может находиться в воздушном потоке.

Согласно дополнительному аспекту изобретения, обеспечена крышка смотрового люка для летательного аппарата, причем смотровой люк содержит выполненное заодно крепление для блока электроники. Крышка смотрового люка может дополнительно содержать охлаждающее устройство для охлаждения блока электроники при использовании.

Изобретение также распространяется на летательный аппарат, включающий в себя узел топливного насоса или топливную систему согласно варианту осуществления.

В то время как изобретение было описано выше, оно распространяется на любую оригинальную комбинацию признаков, изложенных выше, или далее в описании или на чертежах.

Изобретение может быть выполнено различными способами, и вариант его осуществления будет теперь описан исключительно в качестве примера, ссылаясь на сопровождающие чертежи, на которых:

Фигура 1 схематическое представление летательного аппарата, имеющего топливную систему, включающую в себя по меньшей мере один топливный насос согласно варианту осуществления изобретения;

Фигура 2A схема, показывающая конструкцию узла топливного насоса согласно первому варианту осуществления изобретения;

Фигура 2B схема, показывающая конструкцию узла топливного насоса согласно второму варианту осуществления изобретения.

Летательный аппарат 1 показан на Фигуре 1, которая, будем считать, может представлять собой обычный гражданский самолет с двумя двигателями (хотя изобретение не ограничено каким-либо конкретным типом летательного аппарата). Летательный аппарат 1 включает в себя топливную систему 10 для подачи топлива в двигатели 3, 3', которая включает в себя множество топливных резервуаров 20, 22, 22', 24, 24'. Как хорошо известно в данной области техники, топливные резервуары выполнены заодно внутри конструкции летательного аппарата (например, образованы в нишах между отстоящими ребрами и окружены передними и задними лонжеронами и верхними и нижними панелями обшивки). По существу, следует понимать, что каждый топливный резервуар образован границами топливного резервуара, образованными посредством/внутри конструкции летательного аппарата. В изображенном примере, топливная система включает в себя центральный топливный резервуар 20, и каждое крыло 2, 2' включает в себя внутренний топливный резервуар 22, 22' и наружный топливный резервуар 24, 24'.

По меньшей мере один насос 40 обеспечен в каждом топливном резервуаре 20, 22, 22', 24, 24'. Крылья 2, 2' летательного аппарата также снабжены множеством смотровых люков 50, 52, которые обеспечивают доступ к внутреннему пространству крыла (например, для технического обслуживания). Смотровые люки могут быть обеспечены либо в топливном резервуаре, такие как смотровые люки 50, 50' во внутренних топливных резервуарах 22, 22', и/или снаружи топливного резервуара, такие как смотровые люки 52, 52' в сухих нишах снаружи границ топливного резервуара.

Фигура 2 показывает узел 30 топливного насоса согласно варианту осуществления изобретения. Узел насоса включает в себя насос 40, который обеспечен внутри бачка 42, которая несет и окружает насос внутри топливного резервуара 20, 22, 24. Бачок может иметь любую удобную конструкцию, подходящую для крепления и поддерживания насоса 40 внутри топливного резервуара 20, 22, 24, и такие конструкции известны специалистам в данной области техники (по существу бачок не описан здесь подробно).

Согласно вариантам осуществления изобретения, блок 60 электроники узла 30 насоса обеспечен в виде отдельной и обособленной конструкции от насоса 40. Это прямо противоположно обычным конструкциям, в которых насос 40 и электроника образованы заодно. Блок 60 электроники выполнен с возможностью расположения удаленно от насоса 40 (так что он необязательно должен размещаться внутри бачка 42). Проводка 68 обеспечена между блоком 60 электроники и насосом 40 (и может включать в себя как силовые, так и управляющие/мониторинговые соединения).

Блок 60 электроники может обычно включать в себя инвертор, ТВУ, сглаживающий фильтр и/или контроллер двигателя. Поскольку блок 60 электроники расположен не внутри бачка 42, компоновка необязательно ограничена, и форм-фактор может быть оптимизирован для повышения надежности (увеличения СВБР) и/или уменьшения сложности для снижения расходов на изготовление.

Удобно, что блок 60 электроники может быть установлен на смотровом люке 50, 52. Блок 60 электроники может быть установлен так, что он либо выполнен съемным отдельно от смотрового люка 50, 52 (то есть сначала удаляется смотровой люк, и блок электроники остается установленным внутри летательного аппарата), либо так, что он удаляется вместе со смотровым люком 50, 52, когда смотровой люк открыт. В равной степени, в некоторых вариантах осуществления, блок 60 электроники может быть выполнен съемным вместе со смотровым люком 50, оставаясь на месте. В общем подходящее уплотнительное приспособление будет обеспечено так, что блок 60 электроники расположен внутри подходяще герметизированной при помощи крышки смотрового люка 50, 52 окружающей среды.

Следует отметить, что в некоторых вариантах осуществления, как показано на Фигуре 2A, блок 60 электроники может быть расположен снаружи границ 25 топливного резервуара 24 (то есть в сухой нише смежно с топливным резервуаром 24). В такой конструкции, соединение 68 между блоком 60 электроники и насосом 40 проводится через границу топливного резервуара 25 (например, продолжаясь через ребро конструкции летательного аппарата). Альтернативно, как показано на фигуре 2B, блок 60 электроники может быть расположен внутри топливного резервуара 22. В такой конструкции, соединение 68' между блоком 60 электроники и насосом может быть проведено подходящим средством (и может проходить снаружи границ 23 топливного резервуара смежно с блоком электроники и повторно входить [в топливный резервуар] смежно с насосом 40). Конкретная выбранная конструкция может зависеть от типа и цели летательного аппарата. Например, в применениях с гражданскими летательными аппаратами насос 40 обычно может быть установлен в бачке 42, и электрическое соединение будет являться внешним по отношению к резервуару. Напротив, применение с военными летательными аппаратами может использовать вмонтированный насос.

Блок 60 электроники может быть с жидкостным охлаждением, и удаленное питание может быть обеспечено от местного насоса, чтобы обеспечить охлаждение. Альтернативно (или дополнительно), как показано на фигуре 3A, пассивное охлаждающее устройство может быть обеспечено путем обеспечения ребер 70, продолжающихся на наружной поверхности крышки смотрового люка 50, 52, с которым связан блок 60 электроники. Ребра 70 продолжаются в окружающем внешнем воздушном потоке во время полета и будут обеспечивать теплообменную конструкцию для рассеяния тепла, образованного в блоке 60 электроники во время использования. Альтернативно (или дополнительно) совковый воздухозаборник 80 типа NACA может быть обеспечен на наружной поверхности смотрового люка 50, 52 (или даже на наружной поверхности летательного аппарата, расположенной вблизи смотрового люка), чтобы обеспечить воздушное охлаждение блока 60 электроники. Следует понимать, что охлаждающее устройство может быть выбрано в зависимости от таких факторов, как требуемый уровень охлаждения и допустимый уровень лобового сопротивления летательного аппарата.

Следует понимать, что варианты осуществления изобретения могут, предпочтительно, позволить более легкий и простой доступ для технического обслуживания и ремонта блока электроники. В частности, в вариантах осуществления, использующих воздушное охлаждение или пассивное охлаждение, блок электроники может быть выполнен с возможностью замены без необходимости осуществления каких-либо операций по сливу насоса. Это может быть особенно предпочтительным, поскольку можно ожидать, что топливный насос (который будет оставаться установленным в обычном бачке), более надежен, чем блок электроники. Дополнительно, поскольку форм-фактор блока электроники не будет подвержен компромиссу из-за ограничений по топливному насосу и бачку, ожидается, что СВБР блока электроники в вариантах осуществления может быть улучшено по сравнению с обычными конструкциями.

Специалист заметит, что в вариантах осуществления изобретения узел насоса разделен на два отдельных конструктивно-сменных блока (КСБ) (то есть, насос и блок электроники). Это прямо противоположно обычным конструкциям, в которых насос и связанная электроника насоса образуют один КСБ. Летательный аппарат может быть снабжен подходящими средствами диагностики, которые выполнены с возможностью определения возникло ли повреждение в насосе или в блоке электроники, и по существу во время технического обслуживания или ремонта может быть возможным отремонтировать или заменить только один КСБ. В частности, блок электроники может быть снабжен встроенными средствами диагностики, чтобы помочь идентифицировать/различить повреждения электроники и насоса.

Хотя изобретение было описано выше со ссылкой на предпочтительные варианты осуществления, следует понимать, что различные изменения или модификации могут быть выполнены, не выходя за рамки объема изобретения, как определено в прилагаемой формуле изобретения.

1. Узел топливного насоса летательного аппарата, содержащий:

насос,

бачок, выполненный с возможностью окружения насоса и крепления насоса внутри топливного резервуара летательного аппарата; и

отдельный блок электроники, выполненный с возможностью установки удаленно от насоса.

2. Узел насоса по п.1, в котором блок электроники содержит цепи управления, питания и электрические цепи, необходимые для приведения в действие насоса от источника питания.

3. Узел насоса по п.1 или 2, в котором блок электроники выполнен с воздушным охлаждением.

4. Топливная система летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один топливный резервуар и по меньшей мере один узел топливного насоса по любому из пп.1-3.

5. Топливная система летательного аппарата по п.4, в которой топливный резервуар включает в себя отверстие, и блок электроники прикреплен к крышке отверстия.

6. Топливная система летательного аппарата по п.5, в которой отверстие является смотровым люком.

7. Топливная система летательного аппарата по любому из пп.4-6, в котором топливные резервуары определяют границы топливного резервуара, и блок электроники установлен снаружи границ.

8. Топливная система летательного аппарата по любому из пп.4-7, дополнительно содержащая охлаждающее устройство для охлаждения блока электроники.

9. Топливная система летательного аппарата по п.8, в которой охлаждающее устройство содержит отверстие для впуска воздуха.

10. Топливная система летательного аппарата по п.8, в которой охлаждающее устройство содержит по меньшей мере одно охлаждающее ребро, выполненное выступающим наружу от внешней поверхности летательного аппарата в воздушный поток во время использования.

11. Летательный аппарат, содержащий узел топливного насоса или топливную систему по любому из предшествующих пунктов.

12. Крышка смотрового люка для летательного аппарата, причем крышка смотрового люка содержит выполненное заодно целое с ним крепление для блока электроники.

13. Крышка смотрового люка по п.12, в которой крышка смотрового люка дополнительно содержит охлаждающее устройство для охлаждения блока электроники при использовании.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата. Cиловая установка (10) содержит газотурбинный двигатель (12), винт (14), вращающуюся электрическую машину (16).

Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя вертолета, содержащего газогенератор, оснащенный приводным валом и выполненный с возможностью работы в дежурном режиме в ходе устоявшегося полета вертолета, включает съемный корпус, содержащий выходной вал, и управляемые средства приведения во вращение выходного вала корпуса.

Компактная трансмиссия содержит коробку приводов агрегатов летательного аппарата и агрегат, выбранный из группы, в которую входят многоступенчатый топливный насос или многоступенчатый смазочный блок.

Коробка для установки вспомогательного оборудования на двигатель с валом, представляющая собой коробку приводов агрегатов для турбореактивного или турбовинтового двигателя или редуктор для турбовинтового двигателя, включает вспомогательное устройство, входное зубчатое колесо, входной вал, редуктор с магнитными зубчатыми передачами, а также корпус.

Коробка приводов агрегатов для турбомашины содержит центробежный насос и шестерни, зацепляющиеся друг с другом. Одна из указанных шестерней выполнена как единое целое с хвостовиком, который является соосным с указанной шестерней.

Коробка приводов агрегатов газотурбинного двигателя для приведения во вращение устройства, связанного с газотурбинным двигателем, содержит картер, орган отбора движения и по меньшей мере одну кинематическую цепь.

Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентилятор, окруженный картером вентилятора, редуктор, вращающий вентилятор, коробку приводов агрегатов, а также коробку отбора механической мощности.

Коробка приводов агрегатов для приведения в действие агрегатов авиационного газотурбинного двигателя содержит корпус и множество зубчатых колес внутри корпуса. Корпус содержит средства для крепления агрегатов на стенке корпуса и для их приведения в действие зубчатыми колесами через отверстия в стенке корпуса.

Турбинный двигатель содержит полую направляющую стойку, радиальный промежуточный вал и раздаточную коробку. Направляющая стойка проходит радиально относительно оси двигателя от ступицы к кольцевому корпусу, при этом радиально внешний конец стойки прикреплен к кольцевому корпусу и выходит в его отверстие.

Турбокомпрессорная система для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата. Турбокомпрессорная система имеет турбокомпрессорный узел с турбиной, механически соединенной по меньшей мере с одним компрессором.
Изобретение относится к области техники, а более конкретно - к способу оценки положения эпицентра теплового поля выхлопа газотурбинной установки. Настоящее изобретение может найти применение при создании, эксплуатации, управлении и мониторинге систем различного назначения, включая сложные технические системы, в которых интегрированы газотурбинные установки, используемые в энергетике, машиностроении, коммунальном хозяйстве и других отраслях.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником.
Способ использования теплоты СПГ в цикле ГТУ позволяет значительно повысить эффективность использования сжиженного природного газа (СПГ) при его применении в качестве топлива для газотурбинных установок (ГТУ).

Изобретение относится к ограничителю расхода, который содержит корпус (1), содержащий вход (2) среды и выход (3) среды. Причем в указанном корпусе установлена труба (5) для циркуляции среды, содержащая группу камер, имеющих различные сечения, и соединенная с одной стороны с входом среды и с выходом среды с другой стороны.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системе топливопитания основной камеры сгорания газотурбинного двигателя и топливному коллектору для распыливания жидкого топлива.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к системе топливопитания основной камеры сгорания газотурбинного двигателя и топливному коллектору для распыливания жидкого топлива.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя, а именно к системе управления режимами работы форсажной камеры сгорания. Система управления форсажной камерой сгорания содержит последовательно соединенные форсажный насос, регулятор сопла и форсажа, распределитель форсажного топлива, а также N топливных коллекторов.

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя, а именно к способу управления режимами работы форсажной камеры сгорания. Способ подачи топлива в форсажную камеру сгорания, включающий измерение положения рычага управления двигателем, измерение полного давления воздуха за компрессором, измерение температуры воздуха на входе двигателя, а также управление величиной подаваемого топлива в форсажную камеру сгорания.

Изобретение относится к способу промывки форсунок газотурбинного двигателя ДГ-90Л2.1. Задачей изобретения является повышение эффективности планово-предупредительных ремонтов газотурбинных двигателей ДГ-90Л2.1.

Описывается топливная форсунка для камеры сгорания в сборе газотурбинного агрегата. Топливная форсунка включает первый компонент, второй компонент и слой твердого припоя.

Группа изобретений относится к устройству крепления и удержания бака (100) общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X, например, в летательном аппарате. Устройство крепления и удержания бака содержит пару первых средств (2а, 2b, 2с, 2d) удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого (101) и второго (102) концов бака, второе средство (3) удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси X и к оси Z, на первом конце (101) бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом (102) бака.

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Узел топливного насоса летательного аппарата содержит насос, бачок, выполненный с возможностью окружения насоса и крепления насоса внутри топливного резервуара летательного аппарата. Узел также включает в себя отдельный блок электроники, выполненный с возможностью установки удаленно от насоса. Узел насоса может быть обеспечен внутри топливной системы летательного аппарата блока электроники. Достигается повышение надежности насоса и упрощает конструкцию. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх