Силовые установки вспомогательного назначения – B64D 41/00

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам технического обслуживания вспомогательной силовой установки. Способ содержит шаг снятия воздухозаборного канала в обшивке воздушного судна. Осуществляется вывод воздухозаборного канала на внешнюю сторону обшивки. Воздухозаборный канал закреплен с возможностью съема и имеет возможность соединения с вспомогательной силовой установкой как в установленном положении, так и в положении технического обслуживания. В каждом из положений воздухозаборный канал находится в собранном состянии. Достигается упрощение технического обслуживания вспомогательной силовой установки. 3 н.п., 11 з.п. ф-лы; 9 ил.

Цепь подачи электропитания летательного аппарата содержит сеть (17) распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в авиационном двигателе или вблизи упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в авиационный двигатель с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противооблединительную или антиобледенительную систему (5а). Генератор подачи мощности соединен с электромеханическим приводом реверсора тяги (5с) через выпрямитель (1) для подачи мощности постоянного тока в упомянутый привод. Уменьшаются технические требования к выпрямителю. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому. На одном из летательных аппаратов установлен ветрогенератор. Способ размещения высотной платформы характеризуется тем, что летательные аппараты располагают в устойчивых ветровых потоках, движущихся с различной относительно земли скоростью и(или) в различном направлении, а удержание данной связки в заданной точке или передвижение ее относительно земли в заданном направлении обеспечивают с помощью аэродинамических органов управления и силовых установок, используя разность энергий ветровых потоков при сохранении постоянной высоты полета, и(или) за счет энергии, полученной от ветрогенератора на одном из летательных аппаратов и передаваемой через кабель-трос на силовые установки других летательных аппаратов. Полезную нагрузку размещают на летательных аппаратах или на соединяющем их кабель-тросе. Группа изобретений направлена на продолжительное барражирование высотной платформы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к системам, использующим беспилотные летательные аппараты для обзора земной поверхности и передачи сигналов, указывающих местоположение наземных объектов. Технический результат состоит в повышении выходного напряжения, необходимого для электропитания бортового передающего модуля радиолокационной аппаратуры БПЛА за счет развязки электропитания бортовой аппаратуры БПЛА от электропитания бортового передающего модуля РЛС БПЛА, позволяющей уменьшить электрические помехи в общей системе электропитания. При этом за счет такого решения повышается дальность действия бортовой РЛС. Устройство содержит генератор с постоянными магнитами, управляемый синхронный выпрямитель, накопитель электроэнергии, стабилизатор напряжения и электронный блок управления системой. Количество N витков постоянных магнитов дополнительного миниатюрного синхронного генератора задают соотношением N 0.005 lrB, где l - длина ротора, r - внутренний радиус (м), В - магнитная индукция электромагнитного поля ротора. Применение электрогенератора. Система передатчика упрощается за счет исключения модуля повышающего преобразователя напряжения, что повышает надежность системы. Напряжение позволяет увеличить энергетический потенциал бортовой РЛС. 2 ил.

Изобретение относится к авиационным системам электроснабжения. Система (Р) предназначена для увеличения мощности системы электроснабжения самолета и состоит из: устройства (10) обеспечения мощности, имеющего проходящий между двумя отверстиями (4; 5, 85, 95) на фюзеляже (R) самолета (F) канал (К); расположенной в канале (К) турбины (12) с генератором (14); перекрывающего устройства (6) для перекрывания переднего отверстия (4); открывающего и закрывающего устройства (61) и деблокирующего устройства (62), которое соединено с перекрывающим устройством (6) и блокирует его, когда на него подается ток с первой интенсивностью сигнала или деблокирует его, когда на него подается ток со второй интенсивностью сигнала, при этом вторая интенсивность сигнала меньше первой на предварительно заданную величину. Функционально связанное с открывающим и закрывающим устройством (61) приводное устройство (41, 42) для генерирования открывающего или закрывающего сигнала для него, функционально связанное с устройством (25) контроля генерирования мощности устройство (27) переключения открывания, которое по управляющей линии (62а) функционально связано с деблокирующим устройством (62), которое в ответ на полученный от устройства (25) контроля генерирования мощности сигнал запроса мощности управляет деблокирующим устройством (62) с помощью второй интенсивности сигнала, при которой оно деблокирует перекрывающее устройство (6). Повышается надежность электроснабжения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Модуль (10) системы топливных элементов для применения на воздушном судне (32) выполнен в виде хвостовой балки с возможностью блочного соединения с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна при помощи крепежного устройства, которое предназначено для съемного присоединения модуля системы топливных элементов к шпангоуту конструкции воздушного судна. Корпусной элемент модуля системы топливных элементов образует часть наружной оболочки (34) воздушного судна, когда модуль системы топливных элементов соединен с секцией фюзеляжа воздушного судна. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата. Техническим результатом является повышение эффективности (кпд) гибридной системы регулировки энергии. Регулятор мощности и регулятор (1) процесса выполнены с возможностью измерения потребности потребителя (2) в требуемых средствах. Устройство (1) регулировки мощности выполнено с возможностью определения первой рабочей характеристики первого источника (3) энергии и второй рабочей характеристики второго источника (4) энергии. При помощи первого источника (3) энергии и при помощи второго источника (4) энергии могут быть выработаны соответственно первая доля потребности и вторая доля потребности в требуемых средствах. Устройство (1) регулировки мощности позволяет регулировать первый источник (3) энергии и второй источник (4) энергии таким образом, что в зависимости от первой рабочей характеристики и от второй рабочей характеристики первая доля потребности и вторая доля потребности в требуемых средствах может быть подана потребителю (2). 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к схеме электрического энергоснабжения на летательном аппарате. Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате содержит сеть (17) распределения электричества на борту летательного аппарата и питания электрического оборудования (5b), находящегося в двигателе летательного аппарата или в окружении упомянутого двигателя, и генератор (27) энергоснабжения, встроенный в двигатель летательного аппарата для питания противообледенительной схемы (5а). Электрическое оборудование содержит нагрузки (5b) гондолы, соединенные с шиной (35) распределения напряжения постоянного тока, которая сама соединена со схемой (34) преобразователя напряжения, питаемой сетью (17) распределения. Противообледенительная схема (5а) содержит, по меньшей мере, одно электрическое сопротивление (61) для рассеивания электричества, по возможности, возвращаемого в шину (35) распределения напряжения постоянного тока, по меньшей мере, некоторыми из нагрузок гондолы. Летательный аппарат включает в себя упомянутую схему электрического энергоснабжения. Достигается упрощение конструкции, снижение энергопотребления, уменьшение потерь мощности. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к вспомогательной силовой установке для самолета. Вспомогательная силовая установка для самолета содержит реактор-конвертор, батарею топливных элементов, блоки хранения и подачи топлива, соединенные с реактором-конвертором, дожигатель, турбину, на валу которой установлены компрессор и электрогенератор. Реактор-конвертор, вырабатывающий синтез-газ, выполнен совмещенным с батареей топливных элементов, генерирующих электроэнергию. Канал генерации синтез-газа соединен с каналами подачи топлива или кислорода и промежуточным газовым коллектором прохода синтез-газов в топливные элементы, а отводные каналы анодных и катодных газов соединены с дожигателем. Технический результат заключается в повышении мощности и снижении расхода топлива вспомогательной силовой установки. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системе и способу распределения электроэнергии внутри летательного аппарата. Система содержит первичную (10) и вторичную (11) системы распределения электроэнергии для распределения электроэнергии от нескольких источников (12-16) энергии к электрическим нагрузкам (18, 19) летательного аппарата через конфигурируемые электрические и/или электронные компоненты защиты/переключения. Каждая из систем (10, 11) распределения электроэнергии содержит электронные средства команд, в которые загружен файл (FC1, FC2) конфигурации, назначающий статус установки для каждого из компонентов защиты/переключения. Первичная система (10) распределения электроэнергии получает энергию от источников энергии (12-16) и передает энергию в электрические нагрузки (18) с высоким потреблением энергии. Вторичная система (11) распределения электроэнергии получает энергию от первичной системы (10) распределения энергии и передает энергию в электрические нагрузки (19) с низким потреблением энергии. Способ заключается в том, что электроэнергию распределяют от нескольких источников энергии с помощью двух систем распределения электроэнергии, первичной (10) и вторичной (11) систем, в направлении электрических нагрузок летательного аппарата через конфигурируемые электрические и/или электронные компоненты защиты/переключения, которыми управляют с помощью команд с использованием электронных средств. При этом в электронные средства команд каждой системы (10, 11) распределения электроэнергии загружают файл конфигурации (FC1, FC2), который назначает статус установки для каждого из компонентов защиты/переключения. Достигается обеспечение возможности активации или дезактивации подачи электроэнергии к электрическим системам, связанным с использованием электронных компонентов защиты/переключения, без необходимости применения процедур загрузки бортового программного обеспечения, связанного с глобальной конфигурацией самолета во время установки нового оборудования. 4 н. и 15 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. Устройство электропитания летательного аппарата содержит первый электрогенератор с приводом от двигателя летательного аппарата, бортовую электрическую сеть летательного аппарата, питаемую напряжением первого генератора, второй генератор с приводом от двигателя и электрическую сеть двигателя, отличную от бортовой сети летательного аппарата для питания оборудования двигателя и его оснащения. Сеть двигателя содержит распределительную шину электрического напряжения постоянного тока для питания электрического оборудования и блок питания, первый вход которого связан с бортовой сетью летательного аппарата, второй вход связан со вторым генератором для получения напряжения от второго генератора, преобразователь напряжения, соединенный со вторым входом блока питания, и сеть коммутации для подачи на распределительную шину напряжения с первого входа или от преобразователя в зависимости от амплитуды напряжения второго электрогенератора. Достигается возможность электроснабжения большего количества электрооборудования двигателя летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов вспомогательного назначения. Топливная батарея (10) содержит отверстие для сжатого воздуха из компрессора (20) и отверстие для топлива, что позволяет производить электричество постоянного тока. Турбина (30) получает поток газа под давлением из топливной батареи, механически присоединена к первому компрессору и приводит его в действие. Второй компрессор (46) используется в полете для обеспечения салона (40) воздухом под давлением и механически соединен с осью турбины. Электрическая машина (50) присоединена к оси турбины, которая приводит в действие компрессор (46), и может работать как генератор или как электрический двигатель. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области электрооборудования летательных аппаратов и направлено на создание устройства и способа подачи электропитания на борт летательного аппарата при аварийной ситуации для обеспечения питания «существенной» части электрической силовой цепи летательного аппарата. Устройство содержит синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с маховиком, и вспомогательное устройство для приведения маховика в состояние вращения и поддержания его вращения в случае прекращения выработки энергии. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к системам электропитания для снабжения энергией систем летательного аппарата. Система содержит по меньшей мере один топливный элемент, по меньшей мере один накопитель электрической энергии, по меньшей мере одну газовую турбину. Причем по меньшей мере один топливный элемент соединен по меньшей мере с одним накопителем электрической энергии так, что накопитель электрической энергии может быть заряжен при помощи топливного элемента. По меньшей мере один накопитель электрической энергии выполнен как буферное устройство между по меньшей мере одним топливным элементом и по меньшей мере одним потребителем. Накопитель электрической энергии выполнен с возможностью снабжать электрической энергией газовую турбину на фазе запуска газовой турбины. Летательный аппарат содержит вышеуказанную систему электропитания. Способ управления работой системы электропитания на летательном аппарате предусматривает выработку электрической энергии при помощи топливного элемента, хранение выработанной электрической энергии в промежуточном накопителе и обеспечение газовой турбины электрической энергией из промежуточного накопителя на фазе ее запуска. Группа изобретений обеспечивает электроэнергией газовую турбину самолета в течение временного промежутка, необходимого для запуска газовой турбины в экстренном случае, а также позволяет избежать недостаточного снабжения энергией газовой турбины во время полетов на низкой высоте. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, а именно к энергоузлам систем генерирования переменного тока стабильной частоты, и может быть использовано в энергетических установках летательных аппаратов. Привод-генератор содержит гидротрансформатор (1) с насосным колесом (2), насос (6) системы топливоподачи двигателя, генератор (7) переменного тока с внутренней полостью и с системой охлаждения, включающей эжектор (10), активное сопло которого подключено к полости циркуляции рабочей жидкости гидротрансформатора, а пассивное сопло связано с внутренней полостью генератора. Насосное колесо (2) гидротрансформатора связано с валом коробки приводов двигателя через мультипликатор (8), выполненный в виде шестеренчатой передачи с внутренним зацеплением шестерен. Мультипликатор размещен в полости, отделенной уплотнениями от коробки приводов двигателя и от полости циркуляции рабочей жидкости гидротрансформатора. Полость мультипликатора сообщена с внутренней полостью генератора. Изобретение позволяет обеспечить получение электрической энергии с высоким КПД от привода-генератора одной размерности различным двигателям без каких-либо модернизаций в коробке двигательных агрегатов (на выходе из двигателя) и масляной системе двигателя, а также без существенных модернизаций в конструкции самого привода. 1 ил.

Группа изобретений относится к силовым установкам вспомогательного назначения для летательных аппаратов. Предложенная система энергообеспечения на летательном аппарате содержит двигатель, систему топливных элементов, обеспечивающую летательный аппарат электроэнергией, первый резервуар с топливом для двигателя и второй резервуар с топливом для системы топливных элементов. Первый топливный резервуар устроен отдельно от второго топливного резервуара. Система топливных элементов соединена с антиобледенительным устройством крыльев таким образом, что предотвращается обледенение крыльев летательного аппарата за счет использования продуктов, накапливаемых при работе системы топливных элементов. Группа изобретений обеспечивает бесперебойное энергообеспечение летательных аппаратов. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 3 ил.

Аварийный источник содержит турбину набегающего потока, окруженную соосно корпусом, образующим канал потока, и преобразователь энергии. Преобразователь энергии выполнен с возможностью привода от турбины набегающего потока и напрямую соединен с турбиной посредством приводного вала. Средства установки турбины в ее положение внутри корпуса выполнены таким образом, что пространственное положение турбины остается неизменным при переводе аварийного источника в резервный режим или рабочий режим. Аварийный источник также содержит, по меньшей мере, одно воздушное впускное отверстие, по меньшей мере, один перекрывающий элемент и воздушное выпускное отверстие. По меньшей мере, один перекрывающий элемент для закрытия воздушного впускного отверстия выполнен сопрягающимся в резервном режиме работы аварийного источника с наружным контуром воздушного судна. Аварийный источник дополнительно содержит перекрывающий элемент для закрытия воздушного выпускного отверстия, который в резервном режиме работы аварийного источника энергоснабжения воздушного судна сопрягается с наружным контуром воздушного судна, первый впускной канал и второй впускной канал, которые сходятся вместе и образуют канал потока. Каждый из первого и второго впускных каналов имеет эффективное поперечное сечение, меньше поперечного сечения канала потока. Достигается упрощение конструкции и повышение отказоустойчивости. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам топливных элементов для аварийного энергоснабжения летательных аппаратов, к летательным аппаратам, содержащим такие системы топливных элементов, и к способу аварийного энергоснабжения на летательных аппаратах. Согласно изобретению система энергоснабжения на топливных элементах, содержащая батарею топливных элементов, резервуар с водородом, резервуар с кислородом и блок распределения электроэнергии, причем резервуар с водородом и резервуар с кислородом соединены с батареей топливных элементов для подачи в нее водорода и кислорода, которая не задействована при нормальной работе систем летательного аппарата, причем блок распределения электроэнергии устроен таким образом, чтобы запускать систему, когда недостаточно электроэнергии для бортовых потребителей. Техническим результатом является обеспечение улучшенной системы аварийного энергоснабжения, которая не зависит от потока наружного воздуха, надежна и характеризуется малым объемом работ по техническому обслуживанию. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области химических источников энергии (электрического тока) с прямым преобразованием химической энергии в электрическую. Согласно изобретению энергетическая установка для самолета с использованием топливных элементов содержит батарею высокотемпературных твердооксидных топливных элементов, вырабатывающих электричество посредством электрохимической реакции между водородом и кислородом при повышенных рабочих температуре и давлении, и снабжена системой подачи топлива, включающей баллон с водородом, сжатым до высокого давления порядка 70 МПа, и дополнительное, связанное с баллоном, устройство для снижения давления сжатого водорода до повышенного рабочего давления, равного примерно 1 МПа. Устройство для снижения давления сжатого водорода выполнено в виде расширительной газовой турбины, снижающей высокое давление водорода до повышенного рабочего давления. На одном валу с турбиной установлен электрогенератор. Система подачи окислителя энергетической установки содержит компрессор для сжатия атмосферного воздуха и использует в качестве окислителя кислород воздуха. На одном валу с компрессором установлена выходная турбина, соединенная с химическим реактором трубопроводом для отвода газа от химического реактора, и дополнительная турбина, на валу которой установлен электрогенератор для выработки дополнительного электрического тока. Рабочая температура составляет 900 1000°С. Техническим результатом является повышение массовой производительности топливных элементов. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области сверхлегкой авиации. Устройство имеет несущий корпус цилиндрической формы с расположенными внутри него воздухозаборными карманами, шины крепления корпуса к парамотору и переходные штуцеры воздуховодов, соединенные с гибкими газопроводами. Предусмотрены воздухозапорные жалюзи. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж, крыло, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями 1, вспомогательную силовую установку 2, оперение и боковые воздухозаборники. Силовая установка 2 выполнена с двумя сверхзвуковыми турбореактивными двигателями 1, которые размещены в расширенной хвостовой части фюзеляжа с возможностью расположения между ними корневой части оперения. Вспомогательная силовая установка 2 размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа. Входные отверстия воздухозаборников расположены под крылом и ограничены в нижних частях фюзеляжем. В крыле в верхней части воздухозаборников выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом. Между верхней кромкой воздухозаборников и нижней поверхностью крыла выполнены щели слива пограничного слоя. Технический результат - обеспечение эффективного использования легкого сверхзвукового многоцелевого самолета. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата вспомогательного назначения. Система состоит из консоли несущей поверхности летательного аппарата с устройством локализации перетекания воздушного потока, которое включает проточную гондолу, энергетический контур и воздушно-реактивный двигатель с выходным соплом. Гондола расположена осью по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата, входная часть выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности. Энергетический контур состоит из по меньшей мере одного ветроколеса с по меньшей мере одним генератором электрической энергии, которые расположены внутри проточной гондолы, параллельно входного окна. Упомянутый двигатель размещен в выходной части проточной гондолы. Технический результат - расширение возможностей энергетического обеспечения летательного аппарата и повышение степени безопасности полета. 3 ил.