Системы и способы предотвращения образования льда на частях летательного аппарата

Авторы патента:

ФИШЕР Роберт Эрл (US)

МАККИН Стив (US)

F02C7/047 - нагрев с целью предотвращения обледенения

F01D25/02 - средства против обледенения турбодетандеров

B64D15/04 - газами

Владельцы патента RU 2736706:

ЗЕ БОИНГ КОМПАНИ (US)

Изобретение относится к системам и способам предотвращения образования льда на частях летательного аппарата. Система для предотвращения обледенения, выполненная с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата, содержит камеру (116) сгорания, имеющую входное отверстие (118) для воздуха и выходное отверстие (128) для газа, трубопровод (112) для подачи воздуха, соединённый с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания и выполненный с возможностью направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания, и один или более подающих трубопроводов, соединённых с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания, которые выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата. Камера (116) сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа для предотвращения образования льда или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата. Воздух низкого давления представляет собой воздух, не сжатый во внутреннем контуре двигателя. Достигается повышение эффективности двигателей летательного аппарата. 3 н. и 24 з.п. ф-лы, 8 ил.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Варианты реализации настоящего изобретения в целом относятся к системам и способам предотвращения образования льда на частях летательного аппарата, таких как двигатели и крылья летательного аппарата.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В различных летательных аппаратах образование льда на поверхностях крыльев и двигателей или внутри них предотвращается за счет отведения отбираемого воздуха от двигателей к поверхности крыльев и двигателей. Отбираемый воздух извлекают из внутреннего контура двигателя и отводят к поверхности крыльев и двигателей. В частности, воздух из внутреннего контура двигателя, нагревается при помощи сжатия. Во внутреннем контуре двигателя воздух сжимают до тех пор, пока он не достигнет подходящей температуры для его использования для предотвращения образования льда. Таким образом, во внутреннем контуре двигателя используют энергию для сжатия и, таким образом, нагрева воздуха. Так как часть энергии, затрачиваемой внутренним контуром двигателя, предназначена для предотвращения образования льда (например, посредством отведения отбираемого воздуха при повышенных температурах на часть летательного аппарата), эффективность внутреннего контура двигателя снижена. Иными словами, часть энергии, вырабатываемой внутренним контуром двигателя, используется для предотвращения обледенения, вместо сообщения движения.

Кроме того, с развитием летательных аппаратов длина крыла увеличивается, а размер двигателя уменьшается. Однако двигатели меньшего размера могут быть не приспособлены для вырабатывания достаточного потока воздуха для эффективного предотвращения образования льда, например, на более длинных крыльях.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Существует необходимость в эффективных системе и способе для предотвращения образования льда на частях летательного аппарата и внутри них. Существует необходимость в системе и способе для повышения эффективности двигателей летательного аппарата.

С учетом вышесказанного согласно вариантам реализации настоящего изобретения предложена система для предотвращения обледенения, выполненная с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата. Система для предотвращения обледенения содержит камеру сгорания, имеющую входное отверстие для воздуха и выходное отверстие для газа. Трубопровод для подачи воздуха соединен с входным отверстием для воздуха камеры сгорания. Трубопровод для подачи воздуха выполнен с возможностью направления воздуха низкого давления в камеру сгорания. Один или более подающих трубопроводов соединены с выходным отверстием для газа камеры сгорания. Подающий трубопровод или подающие трубопроводы также выполнены с возможностью соединения с частью летательного аппарата. Камера сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в подающий трубопровод или подающие трубопроводы через выходное отверстие для газа для предотвращения образования льда и/или растапливания льда в отношении части или частей летательного аппарата.

Система для предотвращения обледенения также может содержать двигатель, содержащий корпус, который содержит вентилятор и внутренний контур двигателя. Камера сгорания может быть закреплена в корпусе двигателя. Трубопровод для подачи воздуха может быть выполнен с возможностью приема воздуха низкого давления от одного или более компрессоров двигателя.

Система для предотвращения обледенения может содержать трубопровод для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру сгорания с основным трубопроводом для подачи топлива двигателя. Первый клапан может быть расположен в трубопроводе для подачи воздуха. Первый клапан выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением и закрытым положением. Второй клапан может быть расположен в трубопроводе для подачи топлива камеры сгорания. Второй клапан выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением и закрытым положением.

Система для предотвращения обледенения может содержать блок управления предотвращением обледенения, сообщающийся с воспламеняющим устройством камеры сгорания. Блок управления предотвращением обледенения может сообщаться с воспламеняющим устройством, первым клапаном и вторым клапаном, и может быть выполнен с возможностью управления ими. По меньшей мере в одном варианте реализации блок управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью открытия первого клапана для направления воздуха низкого давления в камеру сгорания через трубопровод для подачи воздуха, открытия второго клапана для подачи топлива в камеру сгорания, приведения в действие воспламеняющего устройства для обеспечения воспламенения в камере сгорания, слежения за температурой пламени для определения того, что была достигнута необходимая температура пламени, и слежения за температурой выпускаемого нагретого газа для определения того, что была достигнута необходимая температура газа.

Подающий трубопровод или подающие трубопроводы могут содержать подающий трубопровод входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпускаемого нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки входной кромки двигателя, и/или подающий трубопровод крыла, выполненный с возможностью направления выпускаемого нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки крыла летательного аппарата. По меньшей мере в одном варианте реализации по меньшей мере один барьер для сбора конденсата соединен по меньшей мере с одним передающим трубопроводом во внутренней камере обшивки входной кромки и/или внутренней камере передней кромки крыла. Барьер или барьеры для сбора конденсата выполнены с возможностью направления конденсата в передающий трубопровод или передающие трубопроводы и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку входной кромки двигателя и/или переднюю кромку крыла.

Система для предотвращения обледенения может содержать перепускной трубопровод, выполненный с возможностью соединения выходного отверстия для отбираемого воздуха внутреннего контура двигателя с подающим трубопроводом или подающими трубопроводами, и клапан, расположенный в перепускном трубопроводе. Указанный клапан выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура двигателя в подающий трубопровод или подающие трубопроводы, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в подающий трубопровод или подающие трубопроводы.

Система для предотвращения обледенения может содержать по меньшей мере одно вихревое сопло, расположенное в подающем трубопроводе или подающих трубопроводах. Вихревое сопло или вихревые сопла выполнены с возможностью их выборочного перемещения между первым положением и вторым положением. Первое положение может представлять собой установочное положение с низким давлением, а второе положение может представлять собой установочное положение с высоким давлением.

В некоторых вариантах реализации настоящего изобретения предложен способ предотвращения обледенения для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата. Способ предотвращения обледенения включает соединение трубопровода для подачи воздуха с входным отверстием для воздуха камеры сгорания, соединение одного или более подающих трубопроводов с выходным отверстием для газа камеры сгорания и частью или частями летательного аппарата, направление воздуха низкого давления в камеру сгорания через трубопровод для подачи воздуха, выпуск нагретого газа из камеры сгорания в подающий трубопровод или подающие трубопроводы через выходное отверстие для газа, подачу нагретого газа к части или частям летательного аппарата по подающему трубопроводу или подающим трубопроводам, и предотвращение образования льда и/или растапливание льда в отношении части или частей летательного аппарата вследствие операции подачи.

В некоторых вариантах реализации настоящего изобретения предложен летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крылья, проходящие от фюзеляжа, хвостовое оперение, проходящее от фюзеляжа, по меньшей мере один двигатель, соединенный с одним или более элементом из фюзеляжа, крыльев или хвостового оперения, и систему для предотвращения обледенения, выполненную с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг. 1 показано схематическое представление вида спереди летательного аппарата в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

На фиг. 2 показано схематическое представление продольного вида изнутри двигателя в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

На фиг. 3 показано схематическое представление вида спереди в перспективе входного узла двигателя в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

На фиг. 4 показано схематическое представление вида в разрезе части входного узла двигателя в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

На фиг. 5 показано схематическое представление вида в разрезе части входного узла двигателя, выполненного по линии 5-5 по фиг. 4, в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

На фиг. 6 показано схематическое представление вида в разрезе передней кромки крыла в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения;

На фиг. 7 показано схематическое представление вида в разрезе передней кромки крыла, выполненного по линии 7-7 по фиг. 6, в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Приведенное выше раскрытие сущности изобретения, а также приведенное ниже подробное описание некоторых вариантов реализации будут лучше понятны при прочтении в комбинации с приложенными чертежами. В настоящем описании элемент или этап, указанный в единственном числе, должен рассматриваться как не обязательно исключающий множество элементов или этапов. Кроме того, ссылки на "один вариант реализации" не предназначены для рассмотрения в качестве исключающих существование дополнительных вариантов реализации, которые также включают раскрытые признаки. Более того, если явным образом не указано обратное, варианты реализации "содержащие" или "имеющие" элемент или множество элементов, имеющих определенное свойство, могут содержать дополнительные элементы, не имеющие этого свойства.

В вариантах реализации настоящего изобретения предложены системы и способы вырабатывания нагретого воздуха при помощи продуктов сгорания от воздуха, отбираемого от последней ступени двигателя, для предотвращения образования льда на частях летательного аппарата, таких как поверхности двигателя и крыльев, или в них. Система и способ могут обеспечивать забор воздуха с последних ступеней двигателя (таких как вентилятор) и нагревать воздух с использованием авиационного топлива и камеры сгорания. Система и способ выполнены с возможностью распределения горячего воздуха низкого давления к частям летательного аппарата для предотвращения образования льда на указанных частях летательного аппарата, или в них.

В некоторых вариантах реализации настоящего изобретения предложена противообледенительная (или предназначенная для удаления льда) система, которая содержит камеру сгорания (такую как трубчатая камера сгорания), которая может быть соединена с двигателем, управляющее устройство, выполненное с возможностью управления воспламенением, открытия и закрытия множества клапанов для обеспечения сгорания и выпуска горячего воздуха, и множество устройств, выполненных с возможностью управления выпуском горячего воздуха к передним кромкам, причем устройства выполнены с возможностью захвата конденсата. По меньшей мере один из клапанов может быть соединен с находящимся на последних ступенях источника подачи турбовентиляторного двигателя. Указанное множество устройств может содержать вихревое сопло и выходной проход. Выходной проход может содержать барьер для сбора конденсата, например, дренаж, соединенный с передающим трубопроводом, например, пластиковой трубкой (например, трубкой Tygon).

В некоторых вариантах реализации настоящего изобретения предложен способ, который включает вырабатывание горячего газа с использованием камеры сгорания. Горячий газ вырабатывают посредством управления воспламенением в камере сгорания, выполненной с возможностью приема низкой подачи воздуха от вентилятора двигателя. Способ также включает управление горячим газом из камеры сгорания с использованием множества клапанов, обнаружение горячего газа и регулирование нагрева потока горячего газа до необходимой температуры, например, по меньшей мере 450° по Фаренгейту (232°С). Горячий газ затем направляют на передние кромки крыла и/или двигателя. Вследствие сгорания в горячем газе может также присутствовать конденсат (например, капли воды). Горячий газ и конденсата могут направлять в передних кромках с использованием множества устройств, например, вихревого сопла, которые направляют горячий газ по внутренней поверхности передней кромки. Конденсат может быть захвачен с использованием трубок и выпускных щелевых отверстий на нижней стороне крыла для предотвращения образования льда на нижней стороне крыла. По меньшей мере в одном другом варианте реализации барьер для сбора конденсата, например, дренаж, может быть выполнен для захвата конденсата.

На фиг. 1 показано схематическое представление вида спереди летательного аппарата 10 в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. Летательный аппарат 10 содержит двигательную систему 12, которая может содержать, например, два турбовентиляторных двигателя 100. При необходимости, двигательная система 12 может содержать больше двигателей 100, чем показано. Двигатели 100 могут переноситься крыльями 16 летательного аппарата 10. В других вариантах реализации, двигатели 100 могут переноситься фюзеляжем 18 и/или хвостовым оперением 20. Хвостовое оперение 20 может также поддерживать горизонтальные стабилизаторы 22 и вертикальный стабилизатор 24.

Каждый двигатель 100 содержит корпус 102, который содержит входной узел 104. Корпус 102 удерживает вентилятор 106 вблизи переднего конца 108, а внутренний контур двигателя (не показан на фиг. 1) смещен вглубь от вентилятора 106. Как описано выше, система для предотвращения обледенения (или противообледенительная система) расположена по меньшей мере частично по меньшей мере в одном из двигателей 100. Система для предотвращения обледенения выполнена с возможностью предотвращения образования льда на частях летательного аппарата, таких как корпус 102 и передние кромки крыльев 16, или в них.

На фиг. 2 показано схематическое представление продольного вида изнутри двигателя 100 в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. Корпус 102 двигателя 100 не показан на фиг. 2. Как отмечено, вентилятор 106 расположен вблизи переднего конца 108, а внутренний контур 110 двигателя смещен вглубь от вентилятора 106.

Система 111 для предотвращения обледенения расположена в двигателе 100. Система 111 для предотвращения обледенения содержит трубопровод 112 для подачи воздуха (например, трубку, шланг или тому подобное), который расположен за вентилятором 106 и выполнен с возможностью приема воздуха, который проходит через вентилятор 106. Например, трубопровод 112 для подачи воздуха содержит входное отверстие 114 для воздуха, через которое воздух, проходящий через вентилятор 106 и/или по меньшей мере часть одного или более компрессоров двигателя, входит в трубопровод 112 для подачи воздуха.

Клапан 113 расположен в трубопроводе 112 для подачи воздуха. Клапан 113 выполнен с возможностью его перемещения между открытым и закрытым положениями, или с возможностью его регулировки давлением. В открытом положении воздух, выходящий из вентилятора 106, проходит через трубопровод 112 для подачи воздуха. В закрытом положении предотвращено прохождение воздуха, выходящего из вентилятора 106, через трубопровод 112 для подачи воздуха.

Трубопровод 112 для подачи воздуха соединен с камерой 116 сгорания (такой как трубчатая камера сгорания), которая может быть закреплена в корпусе 102 двигателя 100. Например, камера 116 сгорания может быть закреплена на внешней части внутреннего контура ПО двигателя. Камера 116 сгорания может не быть камерой сгорания внутреннего контура 110 двигателя. Камера 116 сгорания содержит входное отверстие 118 для воздуха, соединенное с выходным отверстием 120 для воздуха трубопровода 112 для подачи воздуха. Камера 116 сгорания также содержит топливную форсунку 122, соединенную с трубопроводом 124 для подачи топлива камеры сгорания, соединенной с основным трубопроводом 125 для подачи топлива. Топливный клапан 126 расположен в трубопроводе 124 для подачи топлива камеры сгорания и выполнен с возможностью управления им для регулировки количества топлива, подаваемого в камеру 116 сгорания из источника топлива (например, авиационного топлива в топливном баке). Камера 116 сгорания также содержит воспламеняющее устройство 127, выполненное с возможностью воспламенения топлива после его подачи в камеру 116 сгорания. Камера 116 сгорания также содержит выходное отверстие 128 для газа.

Выходное отверстие 128 для газа камеры 116 сгорания соединено с подающим трубопроводом 130 входной кромки двигателя и подающим трубопроводом 132 крыла. В качестве альтернативы, выходное отверстие 128 для газа может быть соединено с одним из подающего трубопровода 130 входной кромки двигателя или подающего трубопровода 132 крыла. Камера 116 сгорания выполнена с возможностью подачи нагретого газа в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя и подающий трубопровод 132 крыла через выходное отверстие 128 для газа. Нагретый газ, выработанный камерой 116 сгорания используют для предотвращения образования льда или растапливания льда на частях двигателя 100 и крыльев 16 летательного аппарата 10 (показанных на фиг. 1), и в них. При необходимости, выходное отверстие 128 для газа может быть соединено с дополнительными подающими трубопроводами, соединенными с другими различными частями двигателя или летательного аппарата для предотвращения образования льда или накопления кристаллов на таких частях и/или в них.

Клапан 134 расположен в подающем трубопроводе 130 входной кромки двигателя. Кроме того, клапан 136 расположен в подающем трубопроводе 132 крыла. Клапаны 134 и 136 выполнены с возможностью их выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями или с возможностью их регулировки давлением для управления потоком нагретого газа через подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя и подающий трубопровод 132 крыла.

Перепускной трубопровод 138 может соединять выходное отверстие 140 для отбираемого воздуха внутреннего контура 110 двигателя с подающим трубопроводом 130 входной кромки двигателя. Клапан 141 расположен в перепускном трубопроводе 138 и выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями. В качестве альтернативы, двигатель 100 может не содержать перепускной трубопровод 138.

Вихревое сопло 144 расположено вблизи дальнего конца 145 подающего трубопровода 130 входной кромки двигателя. Вихревое сопло 144 может быть выполнено с возможностью его выборочного перемещения между двумя положениями или с возможностью его регулировки давлением. Например, вихревое сопло 144 может содержать одно или более первых отверстий и одно или более вторых отверстий. Вихревое сопло 144 может быть перемещено в первое положение, в котором первые отверстия выполнены с возможностью обеспечения подачи газа из вихревого сопла 144. Вихревое сопло 144 может быть перемещено во второе положение (например, посредством поворота), в котором вторые отверстия выполнены с возможностью обеспечения подачи газа из вихревого сопла 144. Вихревое сопло 144 может быть выборочно переключено между установочным положением с низким давлением (например, первым положением) и установочным положением с высоким давлением (например, вторым положением). Вихревое сопло 144 установлено в установочном положении с низким давлением, когда камера 116 сгорания подает нагретый газ низкого давления (например, газ, не нагретый компрессором) в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя. Вихревое сопло 144 установлено в установочном положении с высоким давлением, когда клапан 141 открыт для того, чтобы подавать нагретый газ высокого давления (например, газ, нагретый посредством сжатия во внутреннем контуре 110 двигателя) в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя.

Блок 146 управления предотвращением обледенения может быть закреплен в двигателе 100 и сообщается с камерой 116 сгорания, например, через одно или более проводных или беспроводных соединений. Соответственно, блок 146 управления предотвращением обледенения может быть выполнен с возможностью управления работой камеры 116 сгорания. При необходимости, блок 146 управления предотвращением обледенения может быть расположен удаленно от двигателя 100, например, в пилоне или отсеке с электроникой летательного аппарата.

По меньшей мере в одном варианте реализации блок 146 управления предотвращением обледенения сообщается с клапанами 113, 134, 136 и 141, например, через одно или более проводных соединений. Таким образом, блок 146 управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью управления работой клапанов 113, 134, 136 и 141. При необходимости, блок 146 управления предотвращением обледенения не сообщается с одним или всеми из клапанов 113, 134, 136 и 141.

Блок 146 управления предотвращением обледенения также может сообщаться с вихревым соплом 144, например, через одно или более проводных или беспроводных соединений. Таким образом, блок 146 управления обледенением может быть выполнен с возможностью управления работой вихревого сопла 144. При необходимости, блок 146 управления предотвращением обледенения не сообщается с вихревым соплом 144.

Блок 146 управления предотвращением обледенения может управлять системой 111 предотвращения обледенения в режиме низкого давления. В режиме низкого давления клапан 113 в трубопроводе 112 для подачи воздуха открыт, а клапан 141 в перепускном трубопроводе 138 закрыт для подачи воздуха низкого давления (например, воздуха, не сжатого во внутреннем контуре 110 двигателя) в камеру 116 сгорания через трубопровод 112 для подачи воздуха. Блок 146 управления предотвращением обледенения может управлять клапанами 113 и 141.

Перед тем как воздух низкого давления подается в камеру 116 сгорания, клапан 134 или клапан 136 открыт, а затем блок 146 управления предотвращением обледенения приводит в действие воспламеняющее устройство 127. После приведения в действие воспламеняющего устройства 127 блок 146 управления предотвращением обледенения открывает клапан 126 в трубопроводе 124 для подачи топлива, чтобы обеспечить подачу топлива в камеру 116 сгорания из основного трубопровода 125 для подачи топлива. Воспламеняющее устройство 127 обеспечивает воспламенение топлива в камере 116 сгорания для вырабатывания в ней пламени. Блок 146 управления предотвращением обледенения может следить за температурой горящего топлива в камере 116 сгорания, например, посредством одного или более датчиков сгорания (например, оптического датчика) и/или датчиков температуры (например, термометра, термостата или тому подобного). Блок 146 управления предотвращением обледенения управляет топливом, подаваемым в камеру 116 сгорания, посредством клапана 126 и воспламеняющего устройства 127 для вырабатывания выпускаемого горячего газа необходимой температуры. Например, блок 146 управления предотвращением обледенения может управлять температурой выпускаемого горячего газа, так чтобы она составляла 400°F (204°С). В качестве альтернативы, выпускаемый горячи газ может иметь температуру больше 400°F (204°С). Было обнаружено, что комбинация потока воздуха и выпускаемого горячего газа, имеющего температуру 400°F (204°С), эффективно предотвращает образование льда на поверхностях корпуса двигателя и крыла, или внутри них.

Блок 146 управления предотвращением обледенения может измерять температуру полученного в результате воспламенения пламени и/или температуру выпускаемого нагретого газа посредством одного или более температурных датчиков. Если была достигнута необходимая температура или необходимые температуры, то блок 146 управления предотвращением обледенения может прекращать действие воспламеняющего устройства (в ответ на обнаружение сгорания) и регулировать поток топлива в камеру 116 сгорания (посредством клапана 113, например) таким образом, чтобы поддерживать необходимую температуру выпускаемого нагретого газа.

Выпускаемый горячий газ подают из камеры 116 сгорания к входной кромке двигателя 100 по подающему трубопроводу 130 входной кромки двигателя, когда открыт клапан 134. Кроме того, выпускаемый горячий газ подают из камеры 116 сгорания к одной или более передним кромкам одного или более крыльев по подающему трубопроводу 132 крыла, когда открыт клапан 136. По меньшей мере в одном варианте реализации блок 146 управления предотвращением обледенения может закрывать клапан 136, так что весь выпускаемый газ подается к входной кромке двигателя 100. И наоборот, блок 146 управления предотвращением обледенения может закрывать клапан 134, так что весь выпускаемый газ подается к передней кромке крыла или передним кромкам крыльев.

Когда камера 116 сгорания генерирует нагретый газ в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя и/или подающий трубопровод 132 крыла, блок 146 управления предотвращением обледенения удерживает клапан 113 в открытом положении. Блок 146 управления предотвращением обледенения может также управлять вихревым соплом 144 в установочном положении с низким давлением с осуществлением эффективной и безопасной подачи выпускаемого нагретого газа (низкого давления) в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя, соединенный с обшивкой входной кромки двигателя 100.

При необходимости, система 111 предотвращения обледенения может работать в режиме высокого давления, в котором газ из внутреннего контура 110 двигателя нагревают во внутреннем контуре двигателя посредством сжатия и подают в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя и подающий трубопровод 132 крыла. По меньшей мере в одном варианте реализации блок 146 управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью управления системой 111 предотвращения обледенения в режиме высокого давления.

В режиме высокого давления клапан 113 закрыт, таким образом предотвращая прохождение воздуха низкого давления в камеру 116 сгорания. Клапан 141 открыт, так что нагретый газ высокого давления (нагретый посредством сжатия во внутреннем контуре 110 двигателя) проходит из перепускного трубопровода 138 в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя и подающий трубопровод 132 крыла. В режиме высокого давления вихревое сопло 144 переключено в установочное положение с высоким давлением. Например, в установочном положении с высоким давлением вихревое сопло 144 может быть перемещено в положение, в котором большие выходные отверстия для воздуха (в сравнении с меньшими выходными отверстиями для воздуха, используемыми в установочном положении с низким давлением) используются для подачи воздуха в подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя. Большие выходные отверстие для воздуха могут быть использованы для управления расходом в подающем трубопроводе 130 входной кромки двигателя и/или для обеспечения того, что давление нагретого газа в режиме высокого давления не повредит подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя.

Как было отмечено, блок 146 управления предотвращением обледенения может быть выполнен с возможностью управления клапанами 134, 136 и 141, а также вихревым соплом 144. При необходимости, блок 146 управления предотвращением обледенения может быть выполнен без возможности управления клапанами 134, 136 и 141 и вихревым соплом 144. Вместо этого, клапанами 134, 136 и 141 и вихревым соплом 144 могут управлять вручную.

Блок 146 управления предотвращением обледенения управляет системой 111 предотвращения обледенения в режиме низкого давления для подачи нагретого газа к частям летательного аппарата, не полагаясь на внутренний контур 110 двигателя в отношении сжатого нагретого газа для предотвращения обледенения. Таким образом, двигатель 100 работает эффективно, так как энергия, затрачиваемая внутренним контуром 110 двигателя, используется для сообщения движения, а не для предотвращения обледенения. В режиме низкого давления выполненную отдельно камеру 116 сгорания используют для вырабатывания нагретого газа, который используют для предотвращения образования льда. Блок 146 управления предотвращением обледенения может переключаться в режим высокого давления, например, если камера 116 сгорания не работает надлежащим образом. По меньшей мере в одном варианте реализации растапливают имеющийся в наличии лед.

В настоящем описании термины "блок управления", "блок", "центральное процессорное устройство", "ЦПУ", "вычислительное устройство" или тому подобные могут включать в себя любую систему на основе процессора или микропроцессора, включая системы, использующие микроконтроллеры, вычислительные устройства с сокращенным набором инструкций (RISC), интегральные схемы специального назначения (ASIC), логические схемы и любые другие схемы или процессоры, включая аппаратное обеспечение, программное обеспечение или их комбинацию, выполненные с возможностью исполнения функций, раскрытых в настоящем описании. Они приведены только в качестве примера и, таким образом, не предназначены для ограничения каким-либо образом определения и/или значения таких терминов. Например, блок 146 управления предотвращением обледенения может представлять собой или содержать один или более процессоров, выполненных с возможностью управления работой системы 111 предотвращения обледенения.

Блок 146 управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью исполнения набора инструкций, которые хранятся в одном или более элементах хранения (например, в одной или более запоминающих устройств) для обработки данных. Например, блок 146 управления предотвращением обледенения может содержать одно или более запоминающих устройств, или может быть соединен с ними. Элементы хранения могут хранить данные или другую информацию так, как это требуется или как это необходимо. Элементы хранения могут быть выполнены в виде источника информации или физического запоминающего элемента в обрабатывающем устройстве.

Набор инструкций может включать в себя различные команды, которые дают указания блоку 146 управления предотвращением обледенения, как обрабатывающему устройству, к выполнению определенных операций, например, способов и процессов различных вариантов реализации сущности, раскрытой в настоящем описании. Набор инструкций может быть выполнен в виде программного обеспечения. Программное обеспечение может быть выполнено в разном виде, например, как системное программное обеспечение или прикладное программное обеспечение. Кроме того, программное обеспечение может быть выполнено в виде набора отдельных программ, поднабора программ в большей программе или части программы. Программное обеспечение также может включать в себя модульное программирование в виде объектно-ориентированного программирования. Обработка входных данных обрабатывающим устройством может происходить в ответ на команды пользователя, в ответ на результаты предыдущей обработки или в ответ на запрос, сделанный другим обрабатывающим устройством.

Схематические изображения вариантов реализации в настоящем описании могут показывать один или более обрабатывающих блоков, например, блок 146 управления предотвращением обледенения. Следует понимать, что обрабатывающие блоки или блоки управления могут представлять собой схемы, цепи или их части, которые могут быть выполнены в виде аппаратного обеспечения с соответствующими инструкциями (например, с программным обеспечением, хранящемся на материальном и машиночитаемом носители длительного хранения, например на жестком диске, постоянном запоминающем устройстве (ROM), запоминающем устройстве с произвольным доступом (RAM) вычислительного устройства или тому подобном), которые выполняют операции, раскрытые в настоящем описании. Аппаратное обеспечение может включать в себя схемы конечной машины, соединенные с возможностью выполнения функций, раскрытых в настоящем описании. При необходимости, аппаратное обеспечение может включать в себя электронные схемы, которые содержат одно или более устройств на основе логики, таких как микропроцессоры, процессоры, управляющие устройства или тому подобные, и/или соединены с ними. При необходимости, блок 146 управления предотвращением обледенения может представлять собой обрабатывающую схему, например, один или более элемент из программируемой пользователем вентильной матрицы (FPGA), интегральной схемы специального назначения (ASIC), микропроцессора (микропроцессоров) и/или тому подобного. Схемы в различных вариантах реализации могут быть выполнены с возможностью исполнения одного или более алгоритмов для выполнения функций, раскрытых в настоящем описании. Указанные один или более алгоритмы могут включать в себя аспекты вариантов реализации, раскрытых в настоящем описании, вне зависимости от того, указаны они в блок-схеме или способе, или нет.

В настоящем описании термины "программное обеспечение" и "прошивка (программно-аппаратное обеспечение)" являются взаимозаменяемыми и включают в себя любую программу вычислительного устройства, хранящуюся в запоминающем устройстве, для исполнения вычислительным устройством, включая запоминающее устройство с произвольным доступом (RAM), постоянное запоминающее устройство (ROM), стираемое перепрограммируемое постоянное запоминающее устройство (EPROM), электрически стираемое перепрограммируемое постоянное запоминающее устройство (EEPROM) и постоянное запоминающее устройство длительного хранения (NVRAM). Указанные выше типы запоминающих устройств приведены только в качестве примера и, таким образом, не ограничивают типы запоминающих устройств, которые могут быть использованы для хранения программ вычислительного устройства.

На фиг. 3 показано схематическое представление вида спереди в перспективе входного узла 300 двигателя, в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. Входной узел 300 двигателя является частью корпуса 102 двигателя 100 (показано на фиг. 1). Например, входной узел 300 двигателя находится на переднем конце 108 двигателя 100 и окружает вентилятор 106.

Входной узел 300 двигателя содержит внешний кольцевой обтекатель 301, который может содержать первую и вторую внешние панели 302 и 304 обтекателя. Кольцевая обшивка 306 входной кромки проходит наружу от передний конец внешнего обтекателя 301. Обшивка 306 входной кромки может содержать первый и второй элементы 308 и 310 обшивки входной кромки. Внутренняя акустическая панель 312 может быть прикреплена к внутренним поверхностям внешнего обтекателя 301.

Как показано на фиг. 2 и 3, подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя соединен с внутренней камерой, заданной в обшивке 306 входной кромки. Подающий трубопровод 130 входной кромки двигателя подает нагретый газ к внутренней камере для предотвращения образования льда в обшивке 306 входной кромки и на ней.

На фиг. 4 показано схематическое представление вида в разрезе части входного узла 300 двигателя в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. На фиг. 5 показано схематическое представление вида в разрезе части входного узла 300 двигателя, выполненного по линии 5-5 по фиг. 4, в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

Как показано на фиг. 2-5, нагретый газ 400 из системы 111 для предотвращения обледенения подается во внутреннюю камеру 320 через вихревое сопло 144. Нагретый газ 400 завихряется во внутренней камере 320 для предотвращения образования льда на обшивке 306 входной кромки и в ней. Как результат сгорания, нагретый газ 400 также содержит конденсат 402 (например, в виде конденсированных капель воды). Конденсат 402 направляется к внутренней поверхности 322 обшивки 306 входной кромки вследствие завихрения нагретого газа 400. Конденсат 402 падает на нижнюю часть 324 обшивки 306 входной кромки вследствие силы тяжести и центробежной силы.

Барьер 326 для сбора конденсата, такой как дренаж (например, перегородка, гребень, заграждение или тому подобное), соединен с передающим трубопроводом 328, например, пластиковой трубкой (такой как трубка Tygon). При взаимодействии конденсата 402 с барьером 326 для сбора конденсата, конденсат 402 остается на нем и направляется к передающему трубопроводу 328. Выходное отверстие 330 образовано проходящим через передающий трубопровод 328. Барьер 326 для сбора конденсата препятствует потоку конденсата 402 во внутренней камере 320 и направляет конденсат 402 в передающий трубопровод 328. Выходное отверстие 330 соединено с выходным отверстием для выпуска, например, отверстием 332 для выпуска, выполненным в обтекателе 301. Отверстие 332 для выпуска также соединено с выходным трубопроводом 334 для газа, образованным проходящим через обтекатель 301. Выходной трубопровод 334 для газа сообщается с внутренней камерой 320. Таким образом, нагретый газ 400 во внутренней камере 320 выходит из входного узла 300 двигателя через отверстие 332 для выпуска посредством выходного трубопровода 334 для газа. Поток газа в выходном трубопроводе 334 для газа оказывает помощь в выведении конденсата 402 через отверстие 332 для выпуска. Соответственно, конденсат 402 выводится из входного узла 300 двигателя.

Было обнаружено, что барьер 326 для сбора конденсата и передающий трубопровод 328 увеличивают эффективность удаления конденсата из входного узла 300 двигателя. В качестве альтернативы, входной узел 300 двигателя может не включать в себя барьер 326 для сбора конденсата и/или передающий трубопровод 328.

На фиг. 6 показано схематическое представление вида в разрезе передней кромки 500 крыла 16 в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. На фиг. 7 показано схематическое представление вида в разрезе передней кромки 500 крыла 16, выполненного по линии 7-7 по фиг. 6, в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения.

Как показано на фиг. 2, 6, и 7, передняя кромка 500 задает внутреннюю камеру 502. Подающий трубопровод 504 (например, трубка, коллектор или тому подобное), имеющий одно или более отверстий 506, прикреплен к внутренней камере 502 и соединен с подающим трубопроводом 132 крыла. Таким образом, нагретый газ подается из подающего трубопровода 132 крыла во внутреннюю камеру 502 через подающий трубопровод 504. Как было отмечено, нагретый газ, как продукт сгорания, содержит конденсат 510.

Барьер 520 для сбора конденсата, такой как дренаж (например, стенка, гребень, заграждение или тому подобное) соединен с передающим трубопроводом 522, например, пластиковой трубкой (такой как трубка Tygon), имеющим отверстие 524, которое соединяет выходное отверстие для выпуска, такое как щелевое отверстие 526 для выпуска, образованной проходящим через нижнюю поверхность передней кромки 500. Конденсат 510 падает на нижнюю часть 540 передней кромки 500 и взаимодействует с барьером 520 для сбора конденсата, который выводит конденсат 510 в передающий трубопровод 522. Конденсат 510 выходит из щелевого отверстия 526 для выпуска через отверстие 524. Барьер 520 для сбора конденсата препятствует потоку конденсата 510 во внутренней камере 502 и направляет конденсат 510 в передающий трубопровод 522. Как показано на фиг. 7, передняя кромка 500 может содержать множество щелевых отверстий 526 для выпуска, барьеров 520 для сбора конденсата, и передающих трубопроводов 522.

Было обнаружено, что барьер 520 для сбора конденсата и передающий трубопровод 522 увеличивают эффективность удаления конденсата от передней кромки 500 крыла 16. В качестве альтернативы, передняя кромка 500 крыла 16 может не включать в себя барьер 520 для сбора конденсата и/или передающий трубопровод 522.

На фиг. 8 изображена блок-схема предотвращения образования льда на одной или более частях летательного аппарата, или в них, в соответствии с вариантом реализации настоящего изобретения. Способ начинается с этапа 600, на котором двигатель летательного аппарата приводят в действие.

Как показано на фиг. 2 и 8, на этапе 602 определяют доступность к использованию предотвращения обледенения в режиме с низким давлением. Например, блок 146 управления предотвращением обледенения может следить за системой 111 для предотвращения обледенения для определения работают ли компоненты системы надлежащим образом. В качестве примера, блок 146 управления предотвращением обледенения может сообщаться с камерой 116 сгорания для определения работает ли или нет камера сгорания должным образом.

Если блок 146 управления предотвращением обледенения определил, что режим с низким давлением недоступен, предотвращение обледенения может переключиться на режим с высоким давлением для предотвращения обледенения, в котором блок 146 управления предотвращением обледенения закрывает клапан 113 трубопровода 112 для подачи воздуха согласно этапу 604. На этапе 606 блок 146 управления предотвращением обледенения открывает клапан 141 перепускного трубопровода 138. На этапе 608 нагретый газ под высоким давлением затем направляют к одному или более подающим трубопроводам (например, подающим трубопроводам 130 и 132), соединенным с одной или более частями летательного аппарата.

Если на этапе 602 блок 146 управления предотвращением обледенения определил, что режим с низким давлением доступен, тогда, на этапе 602, блок управления предотвращением обледенения закрывает клапан 141 перепускного трубопровода 138 на этапе 610. Блок 146 управления предотвращением обледенения открывает клапан 113 трубопровода 112 для подачи воздуха на этапе 612. Блок 146 управления предотвращением обледенения приводит в действие воспламеняющее устройство 127 камеры 116 сгорания на этапе 614 и открывает клапан 126 трубопровода 124 для подачи топлива на этапе 616. Блок 146 управления предотвращением обледенения затем измеряет температуру воспламенения пламени на этапе 618 посредством датчика температуры (такого как термометр, термостат и тому подобное).

На этапе 620 блок 146 управления предотвращением обледенения определяет, достигнута ли необходимая температура пламени. Необходимая температура пламени представляет собой температуру, при которой воспламенение пламени вырабатывает нагретый газ при необходимой температуре для предотвращения обледенения. Если блок 146 управления предотвращением обледенения определяет, что необходимая температура пламени не достигнута, способ переходит от этапа 620 к этапу 622, на котором блок 146 управления предотвращением обледенения может поддерживать воспламеняющее устройство 127 в действии, и затем способ возвращается на этап 618. По меньшей мере в одном варианте воспламеняющее устройство 127 не должно оставаться активным для работы камеры сгорания.

Если на этапе 620 достигнута необходимая температура пламени, способ переходит от этапа 620 к этапу 624, на котором блок 146 управления предотвращением обледенения прекращает действие воспламеняющего устройства 127. Блок управления предотвращением обледенения затем регулирует поток топлива в камеру 116 сгорания (например, посредством работы клапана 113) на этапе 626 для поддержания необходимой температуры выпускаемого нагретого газа, который затем направляют к частям летательного аппарата для предотвращения обледенения.

Как показано на фиг. 1-8, в вариантах реализации настоящего изобретения предложены эффективные системы и способы для предотвращения образования льда на частях летательного аппарата, и в них. В вариантах реализации настоящего изобретения предложены системы и способы, которые повышают эффективность двигателя летательного аппарата во время предотвращения образования льда на одной или более частях летательного аппарата, или в них.

Хотя для описания примеров реализации настоящего изобретения могли быть использованы такие термины, относящиеся к пространственному расположению или к направлению, как верхний, нижний, ниже, средний, боковой, горизонтальный, вертикальный, передний и тому подобные, ясно, что такие термины использованы исключительно в отношении ориентаций, показанных на чертежах. Указанные ориентации могут быть обращены, повернуты или изменены другим образом, так что верхняя часть станет нижней частью и наоборот, горизонтальный станет вертикальным, и тому подобное.

Как использовано в настоящем описании, конструкция, ограничение или элемент, которые "выполнены с возможностью" выполнения задачи или операции, являются в частности конструктивно выполненными, изготовленными или приспособленными таким образом, который соответствует задаче или операции. Для ясности и во избежание сомнений, объект, который только имеет возможность его модификации для выполнения задачи или операции не является "выполненным с возможностью" выполнения задачи или операции, как использовано в настоящем описании.

Следует понимать, что приведенное выше описание предназначено только для иллюстрации, но не ограничения. Например, описанные выше варианты реализации (и/или их аспекты) могут быть использованы в комбинации друг с другом. Кроме того, может быть выполнено множество модификаций для адаптации конкретной ситуации или материала к сущности различных вариантов реализации настоящего раскрытия без выхода за пределы их объема. Хотя размеры и типы материалов, раскрытые в настоящем описании, предназначены для определения параметров различных вариантов реализации настоящего раскрытия, варианты реализации ни каким образом не являются ограничивающими и приведены лишь в качестве примера. Множество других вариантов реализации будут очевидны специалисту в данной области техники при ознакомлении с приведенным выше описанием. Объем различных вариантов реализации настоящего изобретения, таким образом, должен определяться со ссылкой на прилагаемую формулу изобретения вместе с полным объемом эквивалентов, к которому относится такая формула изобретения. В формуле изобретения термины "включающий" и "в котором" использованы как эквиваленты соответствующих терминов "содержащий" и "причем". Более того, термины "первый", "второй", "третий" и т.д. использованы только для маркировки и не предназначены для внесения номерных ограничений на их объекты. Кроме того, ограничения приведенной ниже формулы изобретения не написаны в формате средства плюс функция и должны толковаться на основании 35 U.S.С. §112(f), если такие ограничения формулы изобретения явно не используют фразу "средства для", за которой следует указание на функциональный пробел следующей конструкции.

Кроме того, настоящее изобретение включает варианты реализации в соответствии с приведенными далее пунктами:

Пункт 1. Система для предотвращения обледенения, выполненная с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата, содержащая:

камеру сгорания, имеющую входное отверстие для воздуха и выходное отверстие для газа;

трубопровод для подачи воздуха, соединенный с входным отверстием для воздуха камеры сгорания и выполненный с возможностью направления воздуха низкого давления в камеру сгорания; и

причем камера сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие для газа для предотвращения образования льда и/или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата.

Пункт 2. Система для предотвращения обледенения по пункту 1, также содержащая двигатель, содержащий корпус двигателя, который содержит вентилятор и внутренний контур двигателя,

причем камера сгорания прикреплена в корпусе двигателя, и при этом трубопровод для подачи воздуха выполнен с возможностью приема воздуха низкого давления от одного или более компрессоров двигателя.

Пункт 3. Система для предотвращения обледенения по пункту 1 или 2, также содержащая

трубопровод для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру сгорания с основным трубопроводом для подачи топлива двигателя;

первый клапан, расположенный в трубопроводе для подачи воздуха и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями; и

второй клапан, расположенный в трубопроводе для подачи топлива камеры сгорания и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями.

Пункт 4. Система для предотвращения обледенения по пункту 3, в которой блок управления предотвращением обледенения сообщается с воспламеняющим устройством, первым клапаном и вторым клапаном, и выполнен с возможностью управления ими.

Пункт 5. Система для предотвращения обледенения по пункту 4, в которой блок управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью

открытия первого клапана для направления воздуха низкого давления в камеру сгорания через трубопровод для подачи воздуха;

открытия второго клапана для подачи топлива в камеру сгорания;

приведения в действие воспламеняющего устройства для обеспечения воспламенения в камере сгорания;

слежения за температурой пламени для определения того, достигнута ли необходимая температура пламени; и

слежения за температурой выпускаемого нагретого газа для определения того, достигнута ли необходимая температура газа.

Пункт 6. Система для предотвращения обледенения по пунктам 1, 2, 3, 4 или 5, в которой один или более подающих трубопроводов содержат

подающий трубопровод входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки входной кромки двигателя; и/или

подающий трубопровод крыла, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки крыла летательного аппарата.

Пункт 7. Система для предотвращения обледенения по пункту 6, также содержащая по меньшей мере один барьер для сбора конденсата, соединенный по меньшей мере с одним передающим трубопроводом, во внутренней камере обшивки входной кромки и/или внутренней камере передней кромки крыла,

причем указанный по меньшей мере один барьер для сбора конденсата выполнен с возможностью направления конденсата по меньшей мере в один передающий трубопровод и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку входной кромки двигателя и/или переднюю кромку крыла.

Пункт 8. Система для предотвращения обледенения по пунктам 1, 2, 3, 4, 5, 6 или 7, также содержащая

перепускной трубопровод, выполненный с возможностью соединения выходного отверстия для отбираемого воздуха внутреннего контура двигателя с одним или более подающими трубопроводами; и

клапан, расположенный в перепускном трубопроводе, причем указанный клапан выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов.

Пункт 9. Система для предотвращения обледенения по пунктам 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 или 8, также содержащая по меньшей мере одно вихревое сопло, расположенное в одном или более подающих трубопроводах.

Пункт 10. Система для предотвращения обледенения по пункту 9, в которой по меньшей мере одно вихревое сопло выполнено с возможностью его выборочного перемещения между первым положением и вторым положением.

Пункт 11. Система для предотвращения обледенения по пункту 10, в которой первое положение представляет собой установочное положение с низким давлением, а второе положение представляет собой установочное положение с высоким давлением.

Пункт 12. Способ предотвращения обледенения для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата, включающий

соединение трубопровода для подачи воздуха с входным отверстием для воздуха камеры сгорания;

соединение одного или более подающих трубопроводов с выходным отверстием для газа камеры сгорания и одной или более частями летательного аппарата;

направление воздуха низкого давления в камеру сгорания через трубопровод для подачи воздуха;

выпуск нагретого газа из камеры сгорания в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие для газа;

подачу нагретого газа к одной или более частям летательного аппарата по одному или более подающим трубопроводам и

предотвращение образования льда и/или растапливание льда в отношении одной или более частей летательного аппарата вследствие указанной подачи.

Пункт 13. Способ предотвращения обледенения по пункту 12, также включающий

размещение камеры сгорания в корпусе двигателя и

прием воздуха низкого давления в трубопровод для подачи воздуха из компрессора двигателя.

Пункт 14. Способ предотвращения обледенения по пункту 12 или 13, также включающий

соединение камеры сгорания с основным трубопроводом для подачи топлива двигателя при помощи трубопровода для подачи топлива камеры сгорания;

расположение первого клапана в трубопроводе для подачи воздуха и

расположение второго клапана в трубопроводе для подачи топлива камеры сгорания.

Пункт 15. Способ предотвращения обледенения по пункту 14, также включающий управление воспламеняющим устройством камеры сгорания, первым клапаном и вторым клапаном посредством блока управления предотвращением обледенения.

Пункт 16. Способ предотвращения обледенения по пункту 15, также включающий

открытие первого клапана для направления воздуха низкого давления в камеру сгорания через трубопровод для подачи воздуха;

открытие второго клапана для подачи топлива в камеру сгорания;

приведение в действие воспламеняющее устройство для обеспечения воспламенения в камере сгорания;

слежение за температурой пламени для определения того, достигнута ли необходимая температура пламени и

слежение за температурой выпускаемого нагретого газа для определения того, достигнута ли необходимая температура газа.

Пункт 17. Способ предотвращения обледенения по пунктам 12, 13, 14, 15 или 16, в котором один или более подающих трубопроводов содержат

подающий трубопровод входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки входной кромки двигателя и

Пункт 18. Способ предотвращения обледенения по пункту 17, также включающий

соединение по меньшей мере одного барьера для сбора конденсата по меньшей мере с одним передающим трубопроводом во внутренней камере обшивки входной кромки и/или внутренней камере передней кромки крыла; и

использование по меньшей мере одного барьера для сбора конденсата для направления конденсата по меньшей мере в один передающий трубопровод и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку входной кромки двигателя и/или переднюю кромку крыла.

Пункт 19. Способ предотвращения обледенения по пунктам 12, 13, 14, 15, 16, 17 или 18, также включающий

соединение выходного отверстия для отбираемого воздуха внутреннего контура двигателя с одним или более подающими трубопроводами посредством перепускного трубопровода;

расположение клапана в перепускном трубопроводе и

выборочное перемещение клапана между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов.

Пункт 20. Способ предотвращения обледенения по пунктам 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18 или 19, также включающий расположение по меньшей мере одного вихревого сопла в одном или более подающих трубопроводов.

Пункт 21. Способ предотвращения обледенения по пункту 20, также включающий выборочное перемещение по меньшей мере одного вихревого сопла между установочным положением с низким давлением и установочным положением с высоким давлением.

Пункт 22. Летательный аппарат, содержащий

фюзеляж;

крылья, проходящие от фюзеляжа;

хвостовое оперение, проходящее от фюзеляжа;

по меньшей мере один двигатель, соединенный с одним или более элементов из фюзеляжа, крыльев или хвостового оперения, причем по меньшей мере один двигатель содержит корпус, вентилятор, внутренний контур двигателя и основной трубопровод для подачи топлива; и

систему для предотвращения обледенения, выполненную с возможностью предотвращения образования льда и/или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата, причем система содержит

камеру сгорания, имеющую воспламеняющее устройство, входное отверстие для воздуха и выходное отверстие для газа;

трубопровод для подачи воздуха, соединенный с входным отверстием для воздуха камеры сгорания и выполненный с возможностью приема воздуха низкого давления от компрессора и направления воздуха низкого давления в камеру сгорания;

один или более подающих трубопроводов, соединенных с выходным отверстием для газа камеры сгорания, которые также выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата, причем камера сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие для газа для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата;

трубопровод для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру сгорания с основным источником топлива;

блок управления предотвращением обледенения, сообщающийся с воспламеняющим устройством, первым клапаном и вторым клапаном и выполненный с возможностью управления ими, а также выполненный с возможностью:

(a) открытия первого клапана для направления воздуха низкого давления в камеру сгорания через трубопровод для подачи воздуха,

(b) открытия второго клапана для подачи топлива в камеру сгорания,

(d) слежения за температурой пламени для определения того, что была достигнута необходимая температура пламени, и

(e) слежения за температурой выпущенного нагретого газа для определения того, что была достигнута необходимая температура газа.

Пункт 23. Летательный аппарат по пункту 22, в котором один или более подающих трубопроводов содержат

Пункт 24. Летательный аппарат по пункту 23, в котором система для предотвращения обледенения также содержит по меньшей мере один барьер для сбора конденсата, соединенный по меньшей мере с одним передающим трубопроводом, во внутренней камере обшивки входной кромки и/или внутренней камере передней кромки крыла,

Пункт 25. Летательный аппарат по пунктам 22, 23 или 24, в котором система для предотвращения обледенения также содержит

Пункт 26. Летательный аппарат по пунктам 22, 23, 24 или 25, в котором система для предотвращения обледенения также содержит по меньшей мере одно вихревое сопло, расположенное в одном или более подающих трубопроводов.

Пункт 27. Летательный аппарат по пункту 26, в котором по меньшей мере одно вихревое сопло выполнено с возможностью его выборочного перемещения между установочным положением с низким давлением и установочным положением с высоким давлением.

В данном письменном описании использованы примеры для раскрытия различных вариантов реализации настоящего изобретения, включая наилучший вариант, а также для обеспечения возможности выполнения различных вариантов реализации настоящего изобретения специалистом в данной области техники, включая изготовление и использование любых устройств или систем и выполнение любых соответствующих способов. Патентуемый объем различных вариантов реализации настоящего изобретения определен в формуле изобретения и может включать другие примеры, которые могут прийти на ум специалисту в данной области техники. Предполагается, что указанные другие примеры находятся в объеме формулы изобретения, если указанные примеры имеют конструкционные элементы, не отличающиеся от формулировок пунктов формулы изобретения, или если указанные примеры содержат эквивалентные конструкционные элементы с незначительными отличиями от формулировок пунктов формулы изобретения.

1. Система для предотвращения обледенения, выполненная с возможностью предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10), содержащая:

камеру (116) сгорания, имеющую входное отверстие (118) для воздуха и выходное отверстие (128) для газа, причем камера сгорания расположена в корпусе двигателя между вентилятором и внутренним контуром двигателя;

трубопровод (112) для подачи воздуха, соединённый с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания и выполненный с возможностью направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания, причем воздух низкого давления представляет собой воздух, не сжатый во внутреннем контуре двигателя; и

один или более подающих трубопроводов, соединённых с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания, которые выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата (10),

причём камера (116) сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа для предотвращения образования льда или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10).

2. Система для предотвращения обледенения по п. 1, в которой трубопровод (112) для подачи воздуха выполнен с возможностью приёма воздуха низкого давления от одного или более компрессоров двигателя.

3. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, также содержащая:

трубопровод (124) для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру (116) сгорания с основным трубопроводом (125) для подачи топлива двигателя (100);

первый клапан (113), расположенный в трубопроводе (112) для подачи воздуха и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями; и

второй клапан, расположенный в трубопроводе (124) для подачи топлива камеры сгорания и выполненный с возможностью его выборочного перемещения между открытым и закрытым положениями.

4. Система для предотвращения обледенения по п. 3, в которой блок (146) управления предотвращением обледенения сообщается с воспламеняющим устройством камеры (116) сгорания, первым клапаном (113) и вторым клапаном, и выполнен с возможностью управления ими.

5. Система для предотвращения обледенения по п. 4, в которой блок управления предотвращением обледенения выполнен с возможностью:

открытия первого клапана (113) для направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха;

открытия второго клапана для подачи топлива в камеру (116) сгорания;

приведения в действие воспламеняющего устройства (127) для обеспечения воспламенения в камере (116) сгорания;

слежения за температурой пламени для определения того, достигнута ли необходимая температура пламени; и

6. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, в которой один или более подающих трубопроводов содержат:

подающий трубопровод (130) входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки (306) входной кромки двигателя; и/или

подающий трубопровод (132) крыла, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки (500) крыла (16) летательного аппарата (10).

7. Система для предотвращения обледенения по п. 6, также содержащая по меньшей мере один барьер (326) для сбора конденсата, соединённый по меньшей мере с одним передающим трубопроводом (328), во внутренней камере обшивки (306) входной кромки и/или внутренней камере передней кромки (500) крыла (16),

причем указанный по меньшей мере один барьер (326) для сбора конденсата выполнен с возможностью направления конденсата по меньшей мере в один передающий трубопровод (328) и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку (306) входной кромки двигателя и/или переднюю кромку (500) крыла (16).

8. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, также содержащая

перепускной трубопровод (138), выполненный с возможностью соединения выходного отверстия (140) для отбираемого воздуха внутреннего контура (110) двигателя с одним или более подающими трубопроводами; и

клапан (141), расположенный в перепускном трубопроводе (138), причём клапан (141) выполнен с возможностью его выборочного перемещения между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура (110) двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов, причем нагретый газ высокого давления представляет собой газ, нагретый посредством сжатия во внутреннем контуре двигателя.

9. Система для предотвращения обледенения по п. 1 или 2, также содержащая по меньшей мере одно вихревое сопло (144), расположенное в одном или более подающих трубопроводах.

10. Система для предотвращения обледенения по п. 9, в которой по меньшей мере одно вихревое сопло (144) выполнено с возможностью его выборочного перемещения между первым положением и вторым положением.

11. Система для предотвращения обледенения по п. 10, в которой первое положение представляет собой установочное положение с низким давлением, а второе положение представляет собой установочное положение с высоким давлением.

12. Способ предотвращения обледенения для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10), включающий

соединение трубопровода (112) для подачи воздуха с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания, расположенной в корпусе двигателя между вентилятором и внутренним контуром двигателя, при этом камера сгорания имеет воспламеняющее устройство, входное отверстие для воздуха и выходное отверстие для газа;

соединение одного или более подающих трубопроводов с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания и одной или более частями летательного аппарата (10);

направление воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха, причем воздух низкого давления представляет собой воздух, не сжатый во внутреннем контуре двигателя;

выпуск нагретого газа из камеры (116) сгорания в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа;

подачу нагретого газа к одной или более частям летательного аппарата (10) по одному или более подающим трубопроводам и

предотвращение образования льда или растапливание льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10) вследствие указанной подачи.

13. Способ предотвращения обледенения по п. 12, также включающий

приём воздуха низкого давления в трубопровод (112) для подачи воздуха из компрессора двигателя (100).

14. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, также включающий:

соединение камеры (116) сгорания с основным трубопроводом (125) для подачи топлива двигателя (100) при помощи трубопровода (124) для подачи топлива камеры сгорания;

расположение первого клапана (113) в трубопроводе (112) для подачи воздуха и

расположение второго клапана в трубопроводе (124) для подачи топлива камеры сгорания.

15. Способ предотвращения обледенения по п. 14, также включающий управление воспламеняющим устройством камеры (116) сгорания, первым клапаном (113) и вторым клапаном посредством блока (146) управления предотвращением обледенения.

16. Способ предотвращения обледенения по п. 15, также включающий

открытие первого клапана (113) для направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха;

открытие второго клапана для подачи топлива в камеру (116) сгорания;

приведение в действие воспламеняющего устройства (127) для обеспечения воспламенения в камере (116) сгорания;

слежение за температурой пламени для определения того, достигнута ли необходимая температура пламени; и

17. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, в котором один или более подающих трубопроводов содержат:

18. Способ предотвращения обледенения по п. 17, также включающий:

соединение по меньшей мере одного барьера (326) для сбора конденсата по меньшей мере с одним передающим трубопроводом во внутренней камере обшивки (306) входной кромки и/или внутренней камере передней кромки (500) крыла (16); и

использование по меньшей мере одного барьера (326) для сбора конденсата для направления конденсата (402) по меньшей мере в один передающий трубопровод (328) и из одного или более выходных отверстий для выпуска, образованных проходящими через обшивку (306) входной кромки двигателя и/или переднюю кромку (500) крыла (16).

19. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, также включающий:

соединение выходного отверстия (140) для отбираемого воздуха внутреннего контура (110) двигателя с одним или более подающими трубопроводами посредством перепускного трубопровода (138);

расположение клапана в перепускном трубопроводе (138) и

выборочное перемещение клапана между открытым положением, в котором обеспечена подача нагретого газа высокого давления из внутреннего контура (110) двигателя в один или более подающих трубопроводов, и закрытым положением, в котором предотвращено прохождение нагретого газа высокого давления в один или более подающих трубопроводов, причем нагретый газ высокого давления представляет собой газ, нагретый посредством сжатия во внутреннем контуре двигателя.

20. Способ предотвращения обледенения по п. 12 или 13, также включающий расположение по меньшей мере одного вихревого сопла (144) в одном или более подающих трубопроводов.

21. Способ предотвращения обледенения по п. 20, также включающий выборочное перемещение по меньшей мере одного вихревого сопла (144) между установочным положением с низким давлением и установочным положением с высоким давлением.

22. Летательный аппарат (10), содержащий:

фюзеляж (18);

крылья (16), проходящие от фюзеляжа (18);

хвостовое оперение (20), проходящее от фюзеляжа (18);

по меньшей мере один двигатель (100), соединённый с одним или более элементов из фюзеляжа (18), крыльев (16) или хвостового оперения (20), причём

по меньшей мере один двигатель (100) содержит корпус (102), вентилятор (106), внутренний контур (110) двигателя и основной трубопровод (125) для подачи топлива; и

систему (111) для предотвращения обледенения, выполненную с возможностью предотвращения образования льда или растапливания льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10), причём система (111) содержит:

камеру (116) сгорания, имеющую воспламеняющее устройство, входное отверстие (118) для воздуха и выходное отверстие (128) для газа, причем камера (116) сгорания расположена в корпусе по меньшей мере одного двигателя между вентилятором и внутренним контуром двигателя;

трубопровод (112) для подачи воздуха, соединённый с входным отверстием (118) для воздуха камеры (116) сгорания и выполненный с возможностью приёма воздуха низкого давления от компрессора и направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания, причем воздух низкого давления представляет собой воздух, не сжатый во внутреннем контуре двигателя;

один или более подающих трубопроводов, соединённых с выходным отверстием (128) для газа камеры (116) сгорания, которые также выполнены с возможностью соединения с одной или более частями летательного аппарата (10), причём камера (116) сгорания выполнена с возможностью выпуска нагретого газа в один или более подающих трубопроводов через выходное отверстие (128) для газа для предотвращения образования льда в отношении одной или более частей летательного аппарата (10);

трубопровод (124) для подачи топлива камеры сгорания, соединяющий камеру (116) сгорания с основным источником топлива;

блок (146) управления предотвращением обледенения, сообщающийся с воспламеняющим устройством, первым клапаном и вторым клапаном и выполненный с возможностью управления ими, а также выполненный с возможностью

(а) открытия первого клапана (113) для направления воздуха низкого давления в камеру (116) сгорания через трубопровод (112) для подачи воздуха,

(b) открытия второго клапана для подачи топлива в камеру (116) сгорания,

(с) приведения в действие воспламеняющего устройства (127) для обеспечения воспламенения в камере (116) сгорания,

(е) слежения за температурой выпущенного нагретого газа для определения того, что была достигнута необходимая температура газа.

23. Летательный аппарат (10) по п. 22, в котором один или более подающих трубопроводов содержат:

подающий трубопровод (130) входной кромки двигателя, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру обшивки входной кромки по меньшей мере одного двигателя; и/или

подающий трубопровод (132) крыла, выполненный с возможностью направления выпущенного нагретого газа во внутреннюю камеру передней кромки крыла летательного аппарата (10).

24. Летательный аппарат (10) по п. 23, в котором система (111) для предотвращения обледенения также содержит по меньшей мере один барьер для сбора конденсата, соединённый по меньшей мере с одним передающим трубопроводом, во внутренней камере обшивки входной кромки и/или внутренней камере передней кромки крыла,

25. Летательный аппарат (10) по пп. 22, 23 или 24, в котором система (111) для предотвращения обледенения также содержит:

26. Летательный аппарат по п. 22, в котором система для предотвращения обледенения также содержит по меньшей мере одно вихревое сопло (144), расположенное в одном или более подающих трубопроводов.

27. Летательный аппарат по п. 26, в котором обеспечена возможность выборочного перемещения по меньшей мере одного вихревого сопла между установочным положением с низким давлением и установочным положением с высоким давлением.

Конструкция компактного входного устройства, включающего в себя одну перегородку и/или акустическую панель, проходящую в область кромки гондолы для уменьшения шума.

Система регулирования давления отбираемого воздуха для противообледенительной системы воздушного судна, противообледенительная система мотогондолы двигателя воздушного судна и способ регулирования отбора воздуха в противообледенительной системе // 2714330

Изобретение относится к противообледенительным системам летательных аппаратов. Система (30) регулирования давления отбираемого воздуха для противообледенительной системы воздушного летательного аппарата содержит первый расположенный выше по потоку регулирующий давление клапан (32) и второй расположенный ниже по потоку регулирующий давление клапан (34), расположенные последовательно в пути (28) отбираемого потока воздуха.

Гондола авиационного двигателя с противообледенительной системой, использующей двухфазную жидкость // 2711026

Изобретение относится к гондоле авиационного двигателя. Гондола (10) содержит трубчатый кожух, открытый по противоположным осевым концам, с внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14).

Способ обнаружения утечки текучей среды в турбомашине и система распределения текучей среды // 2693147

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.

Газоперекачивающий агрегат (гпа), тракт всасывания воздуха гпа, воздуховод тракта всасывания гпа, камера всасывания воздуха гпа (варианты) // 2684294

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.

Устройство и способ для предотвращения образования льда на двигателе // 2679581

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 // 2674101

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).

Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя // 2665797

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

Газотурбинная силовая установка летательного аппарата // 2659426

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.

Труба для распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника // 2658711

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.

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя // 2674101