Летательный аппарат, выполненный с возможностью висения

Летательный аппарат, выполненный с возможностью висения

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, выполненному с возможностью висения, в частности, к вертолету, на который последующее описание ссылается исключительно в качестве примера, или к конвертоплану.

Как известно, минимизация расхода топлива и, следовательно, выбросов CO₂ является главной проблемой в вертолетной промышленности.

Исследования в этой отрасли также главным образом нацелены на улучшение безопасности полета, увеличение дальности полета на запасе топлива, чтобы предоставлять возможность более длительных вылетов, и значительное улучшение характеристик скорости и ускорения, особенно в суровых, например высотных, условиях полета.

Целью настоящего изобретения является предоставление летательного аппарата, выполненного с возможностью висения, спроектированного так, чтобы достигать, по меньшей мере, одной из вышеупомянутых целей простым, недорогим способом.

Согласно настоящему изобретению предоставляется летательный аппарат, выполненный с возможностью висения, содержащий средство приведения в действие; и, по меньшей мере, одну выхлопную трубу, соединенную с выпускным отверстием упомянутого средства приведения в действие, чтобы выпускать выхлопной газ, создаваемый посредством сгорания топлива, из летательного аппарата, летательный аппарат, отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть упомянутой выхлопной трубы содержит контур термоэлектрического преобразования для преобразования за счет эффекта Зеебека в электрическую энергию температурного градиента, создаваемого между внутренней и наружной частью выхлопной трубы потоком упомянутого выхлопного газа.

Предпочтительный, неограничивающий вариант осуществления изобретения будет описан посредством примера со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг.1 показывает вид в перспективе, с удаленными для ясности частями, вертолета в соответствии со сведениями настоящего изобретения;

Фиг.2 показывает крупномасштабный вид в перспективе, с удаленными для ясности частями, выхлопной трубы вертолета из фиг.1, оборудованной термоэлектрическими модулями для генерирования электрической энергии;

Фиг.3 показывает крупномасштабный покомпонентный вид в перспективе термоэлектрического модуля выхлопной трубы из фиг.2;

Фиг.4 показывает блок-схему последовательности операций того, как электрическая энергия, сгенерированная термоэлектрическими модулями из фиг.2 и 3, подается к электрическим нагрузкам вертолета;

Фиг.5 показывает крупномасштабное осевое сечение части выхлопной трубы по фиг.2;

Фиг.6 показывает крупномасштабное осевое сечение варианта выхлопной трубы по фиг.5.

Число 1 на фиг.1 указывает в целом вертолет, по существу, содержащий фюзеляж 2, вмещающий в себя экипаж и бортовое оборудование; несущий винт 3, установленный наверху 4 центральной части фюзеляжа 2, и который вращается вокруг оси A, чтобы переносить вертолет 1; и хвостовой винт 5, который установлен на хвостовом киле 6, выступающий из задней конечной части фюзеляжа 2, и вращается вокруг оси B, поперечной оси A.

Вертолет 1 также содержит в верхней центральной части фюзеляжа 2 известное средство 7 приведения в действие (показанное только схематически) для приведения в действие несущего винта 3 и хвостового винта 5 через соответствующие известные, не показанные трансмиссии.

Вертолет 1 содержит две выхлопные трубы 8 (только одна показана на фиг.1), соединенные с соответствующими выпускными отверстиями средства 7 приведения в действие, чтобы выпускать выхлопной газ, создаваемый посредством сгорания топлива, из вертолета 1.

Как показано на фиг.1, за исключением конечной части, из которой выхлопной газ выпускается в атмосферу, выхлопные трубы 8 проходят внутри соответствующих ниш 9 (только одна показана на фиг.1), сформированных наверху 4 фюзеляжа 2 и вентилируемых посредством наружного воздушного потока, создаваемого посредством полета вперед или даже просто от движения несущего винта 3.

Выхлопные трубы 8 являются идентичными, только одна будет описана ради простоты.

Со ссылкой на фиг.2 и 5 выхлопная труба 8 имеет продольную ось E и содержит впускную часть 10, соединенную с соответствующим выпускным отверстием средства 7 приведения в действие; промежуточную часть 11, где имеет место первая стадия охлаждения выхлопного газа; и выпускную часть 12, из которой полностью охлажденный выхлопной газ выпускается в атмосферу.

По меньшей мере, промежуточная часть 11 выхлопной трубы 8 преимущественно содержит контур 15 термоэлектрического преобразования для преобразования посредством эффекта Зеебека в электрическую энергию температурного градиента, создаваемого между внутренней и наружной частью выхлопной трубы 8 потоком выхлопного газа.

Выхлопная труба 8 содержит два воздухозаборника 13 для частичного пропускания наружного воздушного потока в трубу 8.

Воздухозаборники 13 сформированы на входе промежуточной части 11 выхлопной трубы 8, рядом с впускной частью 10; в частности, воздухозаборники 13 размещены выше по потоку от термоэлектрического контура 15 относительно направления, в котором выхлопной газ протекает внутри выхлопной трубы 8.

Воздухозаборники 13 наклонены относительно оси E выхлопной трубы 8 и сходятся к упомянутой оси E по направлению потока выхлопного газа, так что наружный воздушный поток смешивается с выхлопным газом и локально понижает температуру такого выхлопного газа в термоэлектрическом контуре 15.

Благодаря своему наклону воздухозаборники 13 подают наружный воздушный поток в выхлопную трубу 8 в том же направлении потока выхлопного газа так, чтобы тот смешивался с последним без затруднения его продвижения и локально понижал его температуру. На практике воздухозаборники 13 предоставляют возможность недорогим и несложным образом эффективного управления температурным градиентом, действующим на термоэлектрический контур 15, а также предотвращают превышение максимальной рабочей температуры термоэлектрического контура 15.

Со ссылкой на фиг.2, 3 и 5 термоэлектрический контур 15 содержит последовательно-параллельную сеть термоэлектрических модулей 16, подвергаемых упомянутому температурному градиенту, когда средство 7 приведения в действие работает.

Как показано на фиг.3, каждый термоэлектрический модуль 16 содержит ряд ячеек 20 с полупроводниковым переходом, закрепленных предпочтительно на керамической подложке 21.

Более конкретно, ячейки 20 являются ячейками P- и N-типа, закреплены между двумя керамическими пластинами 22 и могут, например, быть изготовлены из теллурида висмута.

Каждый термоэлектрический модуль 16 также содержит средство 23 электрического соединения для соединения с другими термоэлектрическими модулями 16 и с электрической системой вертолета 1.

На фиг.5 варианта осуществления настоящего изобретения термоэлектрические модули 16 закреплены снаружи части стенки 24 выхлопной трубы 8, соответствующей промежуточной части 11.

Более конкретно, стенка 24 покрыта слоем 25 теплоизолирующего материала, на котором закреплены термоэлектрические модули 16, например, приклеены. Другими словами, слой 25 теплоизолирующего материала вставлен между стенкой 24 и термоэлектрическими модулями 16.

Толщина и теплопроводность теплоизолирующего материала слоя 25 выбраны так, что, когда вертолет 1 движется, температура, которая воздействует на термоэлектрические модули 16 изнутри выхлопной трубы 8, никогда не превышает максимальной рабочей температуры модулей 16.

Как показано на фиг.5, термоэлектрические модули 16 покрыты снаружи, т.е. со стороны, противоположной той, которая контактирует со слоем 25 теплоизолирующего материала, теплорассеивающим средством 26, изготовленным, например, из алюминиевых сплавов или материалов на основе графена.

Описанная структура обеспечивает то, что термоэлектрические модули 16 подвергаются нужному температурному градиенту, т.е. нужной разности в температуре между наружной стороной модулей 16, контактирующей с рассеивающим средством 26, и внутренней стороной модулей 16, контактирующей со слоем 25 из теплоизолирующего материала.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения термоэлектрические модули 16 разделены на группы, каждая из которых содержит заданное число последовательно соединенных модулей 16; и число модулей 16, которые должны быть соединены последовательно, вычисляется посредством деления уровня V₀ напряжения электрической системы вертолета 1 - обычно 28 В постоянного тока - на напряжение V_M источника напряжения каждого модуля 16.

Группы модулей 16, вычисленные таким образом, затем параллельно соединяются друг с другом, чтобы минимизировать общее сопротивление термоэлектрического контура 15.

Фиг.4 схематически показывает то, как термоэлектрические модули 16 применяются в вертолете 1.

Более конкретно, термоэлектрические модули 16 соединяются с рядом электрических нагрузок C в вертолете 1 посредством блока 27 преобразования постоянного тока в постоянный (DC/DC) и распределительного блока 28.

В показанном решении электрические нагрузки C определены основной батареей и вспомогательной батареей вертолета 1 и некритичными для безопасности полета нагрузками, такими как вспомогательные радиостанции, линии видеопередачи, видеокамеры, вспомогательные дисплеи, прожекторы, лебедки и т.д.

Блок 27 преобразования стабилизирует напряжение, прикладываемое к электрическим нагрузкам C, чтобы предохранять от значительных колебаний напряжения термоэлектрических модулей 16, вызванных изменениями в температуре.

Входной импеданс блока 27 преобразования предпочтительно является регулируемым, например, в зависимости от температуры термоэлектрических модулей 16, т.е. посредством применения термопары к термоэлектрическим модулям 16; и блок 27 преобразования максимизирует передачу мощности от термоэлектрических модулей 16 к электрическим нагрузкам C и обеспечивает минимальное выходное напряжение, совместимое с нагрузками C.

Распределительный блок 28 содержит ряд переключателей 29 для выборочного соединения соответствующих электрических нагрузок C с блоком 27 преобразования.

Подача мощности к электрическим нагрузкам C посредством распределительного блока 28, т.е. размыкание/замыкание переключателей 29, управляется блоком 30 управления в зависимости от доступной электрической мощности и рабочего состояния вертолета.

Доступная мощность может быть вычислена блоком 30 управления на основе соответствующего сигнала от блока 27 преобразования или посредством внутреннего алгоритма без необходимости обнаружения.

Блок 30 управления обеспечивает:

- отслеживание за подключениями мощности и состоянием заряда батарей вертолета 1;

- зарядку батарей при необходимости;

- управление переключателями;

- отключение мощности для ненужных электрических нагрузок; и

- диагностику отказов электрических нагрузок C и генераторов вертолета 1.

Число 8' на фиг.6 указывает в целом выхлопную трубу в соответствии с вариантом настоящего изобретения, и составные части которой указаны, где возможно, с помощью тех же ссылочных номеров, что и для соответствующих или эквивалентных частей уже описанной выхлопной трубы 8.

В этом случае, термоэлектрические модули 16, в целом, определяют, по меньшей мере, часть стенки 24 трубы 8' в промежуточной части 11.

Термоэлектрические модули 16 соединены механически друг с другом и с остальной частью стенки 24.

Преимущества вертолета 1 согласно настоящему изобретению будут ясны из вышеприведенного описания.

В частности, описанное решение обеспечивает преобразование части тепловой энергии, теряемой в выхлопном газе, непосредственно в электрическую энергию.

Как указано, электрическая энергия, регенерируемая из выхлопного газа, используется непосредственно, чтобы заряжать основную и вспомогательную батареи и другие электрические нагрузки C вертолета, и, таким образом, уменьшает мощность, отбираемую от средства 7 приведения в действие. В предшествующих известных решениях, в действительности, основная и вспомогательная батареи и электрические нагрузки C вертолета 1 запитывались соответствующими генераторами, подключенными к средству 7 приведения в действие.

Непосредственное подключение термоэлектрических модулей 16 к батареям и другим электрическим нагрузкам C вертолета 1, очевидно, обеспечивает значительную экономию топлива, увеличение дальности полета на запасе топлива и, таким образом, уменьшает вредные выбросы, в частности CO₂.

Освобожденные от работы по зарядке батарей и снабжению мощностью других электрических нагрузок C, генераторы, обычно устанавливаемые на вертолете 1, могут быть уменьшены для сокращения веса и объема.

Аналогично, постоянно подзаряжаемые во всех (обычных и аварийных) условиях полета, батареи могут быть уменьшены по размеру относительно традиционных решений и больше не являются целью сертификационного регулирования, требующего достаточного резерва, чтобы питать необходимые электрические нагрузки, по меньшей мере, в течение 30 минут в аварийных условиях.

Все вышеупомянутые снижения веса обеспечивают дополнительную экономию топлива (снижая общий вес вертолета).

Дополнительная электрическая энергия, полученная за счет эффекта Зеебека, подаваемая во всех условиях полета, также предоставляет решение для ограничений электрической мощности в высотных условиях или в условиях небольшого угла тангажа относительно земли.

Другим важным преимуществом является безопасность: посредством термоэлектрического контура 15, формирующего дополнительный источник электрической энергии, батарея питает основные электрические нагрузки в вертолете 1 в случае, когда оба генератора отказали.

Описываемое инновационное решение также имеет преимущество увеличения запаса по охлаждению и, таким образом, уменьшения термического напряжения выхлопных труб 8, 8'.

Описанное и иллюстрированное решение также имеет длительный срок службы, без вращающихся частей, и не требует специального технического обслуживания.

В заключение, преобразуя тепло из выхлопных труб 8, 8' в электрическую энергию, описанная система уменьшает тепловой след вертолета 1, что является важным военным преимуществом.

Несомненно, в вертолете 1, который описан и иллюстрирован в данном документе, могут быть сделаны изменения, однако, без отступления от объема охраны, определенного в сопровождающей формуле изобретения.

В частности, в противоположность "элементарным" модулям, термоэлектрические модули 16 могут преимущественно быть в форме "макромодулей", каждый из которых определяет электрическую подсеть, чтобы увеличивать выходную мощность каждого модуля.

Кроме того, теплорассеивающее средство 26 может быть интегрировано в конструктивные крепления выхлопных труб 8, 8'.

1. Летательный аппарат (1), выполненный с возможностью висения, содержащий средство (7) приведения в действие; и, по меньшей мере, одну выхлопную трубу (8, 8'), соединенную с выпускным отверстием упомянутого средства (7) приведения в действие, чтобы выпускать выхлопной газ, создаваемый посредством сгорания топлива, из летательного аппарата; при этом, по меньшей мере, часть упомянутой выхлопной трубы (8, 8') содержит контур (15) термоэлектрического преобразования для преобразования за счет эффекта Зеебека в электрическую энергию температурного градиента, создаваемого между внутренней и наружной частью выхлопной трубы (8, 8') потоком упомянутого выхлопного газа, при этом упомянутая выхлопная труба (8, 8') содержит, по меньшей мере, один воздухозаборник (13) для подведения снаружи в процессе полета воздушного потока в выхлопную трубу (8, 8'), отличающийся тем, что упомянутый воздухозаборник (13) размещен выше по потоку от упомянутого термоэлектрического контура (15) относительно направления, в котором выхлопной газ протекает внутри упомянутой выхлопной трубы (8, 8'), и тем, что упомянутый воздухозаборник (13) наклонен относительно оси (Е) упомянутой выхлопной трубы (8, 8') и сходится к упомянутой оси (Е) в направлении потока выхлопного газа так, что наружный воздушный поток смешивается с выхлопным газом и локально понижает температуру упомянутого выхлопного газа у упомянутого термоэлектрического контура (15).

2. Летательный аппарат по п. 1, в котором упомянутый термоэлектрический контур (15) содержит последовательно-параллельную сеть термоэлектрических модулей (16), подвергаемых упомянутому температурному градиенту.

3. Летательный аппарат по п. 2, в котором каждый упомянутый термоэлектрический модуль (16) содержит множество ячеек (20) с полупроводниковым переходом, прикрепленных к подложке (21).

4. Летательный аппарат по п. 1, в котором упомянутая выхлопная труба (8') содержит стенку (24), определяющую канал для упомянутого выхлопного газа; и упомянутые термоэлектрические модули (16) определяют, по меньшей мере, часть упомянутой стенки (24).

5. Летательный аппарат по п. 1, в котором упомянутая выхлопная труба (8) содержит стенку (24), определяющую канал для упомянутого выхлопного газа; и упомянутые термоэлектрические модули (16) закреплены снаружи упомянутой стенки (24).

6. Летательный аппарат по п. 5, в котором слой (25) теплоизолирующего материала вставлен между каждым упомянутым термоэлектрическим модулем (16) и упомянутой стенкой (24), на которой упомянутый термоэлектрический модуль (16) закреплен.

7. Летательный аппарат по п. 1, в котором упомянутая выхлопная труба (8, 8') содержит теплорассеивающее средство (26), закрепленное с наружной стороны упомянутых термоэлектрических модулей (16).

8. Летательный аппарат по п. 1, в котором упомянутые термоэлектрические модули (16) разделены на группы, каждая из которых содержит предварительно определенное число последовательно соединенных термоэлектрических модулей (16); упомянутые группы термоэлектрических модулей (16) параллельно соединены друг с другом.

9. Летательный аппарат по п. 1, также содержащий ряд электрических нагрузок (С); и блок (27) DC/DC-преобразования, соединяющий упомянутые термоэлектрические модули (16) с упомянутыми электрическими нагрузками (С), и который стабилизирует напряжение, прикладываемое к электрическим нагрузкам (С).

10. Летательный аппарат по п. 9, также содержащий ряд переключателей (29) для выборочного соединения упомянутых электрических нагрузок (С) с упомянутым блоком (27) преобразования; и блок (30) управления для размыкания/замыкания упомянутых переключателей (29) в зависимости от доступной электрической мощности и рабочего состояния летательного аппарата (1).

11. Летательный аппарат по п. 9 или 10, в котором упомянутые электрические нагрузки (С) содержат батарею упомянутого летательного аппарата (1).