противообледенительная система носка мотогондолы двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата

Формула изобретения

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА НОСКА МОТОГОНДОЛЫ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая тепловую камеру, образованную обшивкой носка мотогондолы, на входе и выходе которой установлены штуцеры, отличающаяся тем, что, с целью экономии топлива при одновременном снижении веса, вход тепловой камеры соединен каналом с магистралью нагнетания гидропроводов гидравлической системы охлаждения двигателя, а выход тепловой камеры соединен с магистралью всасывания гидроприводов гидравлической системы охлаждения двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к противообледенительным системам летательных аппаратов.

Известен противообледенитель-теплообменник интегральной воздушной системы летательного аппарата, содержащий обогреваемую камеру, образованную внешней и внутренней обшивками носка воздухозаборника реактивного двигателя, воздухоподводящий и воздухозаборный коллекторы, размещенные в полости носка и сообщенные с обогреваемой камерой.

Недостатком известного устройства является то, что отбор определенного количества воздуха на нужды противообледенительной системы двигателя за компрессором или вентилятором приводит к снижению экономичности двигателя.

Целью изобретения является повышение экономии топлива при одновременном снижении веса.

Это достигается тем, что в противообледенительной системе носка двигателя, содержащей камеру, образованную обшивкой внешнего и внутреннего контура носка мотогондолы, на входе и выходе которой установлены штуцеры, вход камеры соединен каналом с магистралью нагнетания гидроприводов гидравлической системы охлаждения двигателя, а выход камеры соединен с магистралью всасывания гидроприводов гидравлической системы охлаждения двигателя.

На фиг. 1 представлено устройство противообледенительной системы воздухозаборника двигателя; на фиг. 2 - вид по стрелке А на фиг. 1.

Устройство состоит из тепловой камеры 1, образованной контуром внешней обшивки 2 и внутренней обшивки 3. Тепловая камера 1 имеет на входе штуцер 4 и на выходе штуцер 5. Штуцер 4 соединен каналом (трубопроводом) 6, с магистралью нагнетания гидроприводов 7, а штуцер 5 соединен каналом 8 с магистралью всасывания гидроприводов (ГП) 7.

При работе двигателя ГП 7 своими гидроконтурами охлаждает коробку гидроприводов, аккумулируя значительное количество тепловой энергии. По трубопроводу 6 горячая гидрожидкость поступает через штуцер 4 в тепловую камеру 1, а из нее через штуцер 5 и трубопровод 8 снова в ГП7.

В тепловой камере 1 происходит теплообмен между горячей жидкостью и набегающим потоком на внешней обшивке 2, за счет которого она постоянно при работе двигателя имеет температуру выше 0^оС, что исключает льдообразование на обшивке 1 в условиях обледенения. Тепловыделение ГП 7 достаточно для обогрева воздухозаборника двигателя даже при минимальной загрузки его на режимах снижения. В свою очередь охлаждающая поверхность защищаемых зон и обледенения воздухозаборника достаточна для отвода тепловыделения ГП 7 в атмосферу. Это исключает установку в зоне пилона авиадвигателя специального охлаждающего радиатора. (56) Патент США N 4688745, кл. В 64 D 15/00, 1987.