RU2734172C1 - Helicopter type aircraft engine liquid cooling system - Google Patents
Helicopter type aircraft engine liquid cooling system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2734172C1 RU2734172C1 RU2019143355A RU2019143355A RU2734172C1 RU 2734172 C1 RU2734172 C1 RU 2734172C1 RU 2019143355 A RU2019143355 A RU 2019143355A RU 2019143355 A RU2019143355 A RU 2019143355A RU 2734172 C1 RU2734172 C1 RU 2734172C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflectors
- cooling
- radiators
- engine
- cooling system
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 44
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 5
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 4
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационному машиностроению и, в частности к системам охлаждения двигателей летательных аппаратов вертолетного типа, например, двигателей внутреннего сгорания для беспилотных летательных аппаратов.The invention relates to aeronautical engineering and, in particular, to cooling systems for engines of helicopter-type aircraft, for example, internal combustion engines for unmanned aerial vehicles.
К двигателям внутреннего сгорания беспилотных летательных аппаратов вертолетного типа предъявляются особые требования, связанные с необходимостью повышать напряженность двигателя, чтобы повысить удельную мощность и снизить вес. Это приводит к необходимости обеспечения эффективного и равномерного охлаждения двигателя для привода несущих винтов, который постоянно работает на высоких оборотах в условиях меняющейся температуры окружающей среды вследствие частого перемещения из нижних слоев атмосферы в верхние и обратно. Обычные, классические схемы организации системы охлаждения для этого мало подходят, вследствие применения достаточно тяжелых и габаритных радиаторов с принудительным обдувом от специального вентилятора. Поэтому актуальной остается разработка узкоспециализированных систем охлаждения для двигателей беспилотных летательных аппаратов вертолетного типа.Special requirements are imposed on internal combustion engines of helicopter-type unmanned aerial vehicles due to the need to increase the engine tension in order to increase the specific power and reduce weight. This leads to the need to ensure effective and uniform cooling of the engine for the rotor drive, which constantly operates at high speeds in conditions of changing ambient temperature due to frequent movement from the lower atmosphere to the upper and back. Conventional, classical schemes for organizing the cooling system are not very suitable for this, due to the use of rather heavy and dimensional radiators with forced airflow from a special fan. Therefore, the development of highly specialized cooling systems for engines of unmanned aerial vehicles of a helicopter type remains relevant.
Известна система охлаждения двигателя для беспилотного аппарата с прямым приводом от основного двигателя двух вентиляторов, принудительно охлаждающих жидкость в двух радиаторах (CN 106741977).Known engine cooling system for an unmanned vehicle with a direct drive from the main engine of two fans, forcibly cooling the liquid in two radiators (CN 106741977).
Однако такая система, помимо увеличения веса за счет применения дополнительных радиатора и вентилятора, применения двойной кинематической схемы, забирает значительную часть мощности двигателя, снижая его эффективность.However, such a system, in addition to an increase in weight due to the use of an additional radiator and fan, and the use of a double kinematic scheme, takes up a significant part of the engine's power, reducing its efficiency.
Известна система водяного охлаждения двигателя беспилотного летательного аппарата, включающая рубашку охлаждения блока цилиндров и охладительный контур (CN 109592027).Known is a water cooling system for an unmanned aerial vehicle engine, which includes a cylinder block cooling jacket and a cooling circuit (CN 109592027).
Данная система имеет известные недостатки классической схемы охлаждения и не обладает необходимой гибкостью перенастройки охлаждения в зависимости от изменения условий окружающей среды и условий эксплуатации летательного аппарата.This system has the known drawbacks of the classical cooling scheme and does not have the necessary flexibility of reconfiguring the cooling depending on the changing environmental conditions and operating conditions of the aircraft.
Наиболее близким техническим решением к предлагаемому выступает система охлаждения двигателя летательного аппарата вертолетного типа, включающая рубашку охлаждения двигателя, расположенные возле несущих винтов радиаторы, сообщенные подводящим и отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения (CN 107697309).The closest technical solution to the proposed one is the engine cooling system of a helicopter-type aircraft, including an engine cooling jacket, radiators located near the rotor propellers, connected by supply and exhaust pipelines with a cooling jacket (CN 107697309).
Недостатками такой конструкции являются недостаточная эффективность охлаждения на тяжелых режимах работы двигателя - при подъеме аппарата и висении, так как радиаторы находятся в верхней части фюзеляжа сбоку от винтов и не обдуваются дополнительно воздухом от несущих винтов. Кроме того, данной системе присущи все другие недостатки классической системы охлаждения - высокая материалоемкость и энергозатратность на охлаждение.The disadvantages of this design are insufficient cooling efficiency at heavy engine operating conditions - when lifting the apparatus and hovering, since the radiators are located in the upper part of the fuselage on the side of the propellers and are not additionally blown with air from the rotors. In addition, this system has all the other disadvantages of the classical cooling system - high material consumption and energy consumption for cooling.
Техническим результатом заявленного изобретения выступает повышение равномерности охлаждения двигателя при сменах режима его работы и условий окружающей среды, а также снижение материалоемкости и энергозатратности на охлаждение.The technical result of the claimed invention is an increase in the uniformity of engine cooling when changing its operating mode and environmental conditions, as well as a decrease in material consumption and energy consumption for cooling.
Технический результат достигается тем, что система включает рубашку охлаждения двигателя, радиаторы, сообщенные подводящим и отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения, при этом она снабжена установленными на входе или выходе радиаторов индивидуальными термостатами, а радиаторы выполнены в виде ряда полых дефлекторов воздушного потока, расположенных под несущими винтами и подключенных к подводящему и отводящему трубопроводам параллельно. Технический результат достигается также тем, что дефлекторы установлены с возможностью изменения расстояния между ними и перемещения в плоскости, параллельной плоскости размещения винтов.The technical result is achieved by the fact that the system includes an engine cooling jacket, radiators connected by supply and outlet pipelines with a cooling jacket, while it is equipped with individual thermostats installed at the inlet or outlet of the radiators, and the radiators are made in the form of a row of hollow air flow deflectors located under the carriers screws and connected to the inlet and outlet pipelines in parallel. The technical result is also achieved by the fact that the deflectors are installed with the ability to change the distance between them and move in a plane parallel to the plane of the screws.
Указанные признаки изобретения существенны.These features of the invention are essential.
Совмещение функций радиатора и дефлектора воздушного потока, расположенного под несущим винтом, снижает материало- и энергоемкость конструкции, так как отсутствует необходимость в отдельном радиаторе и вентиляторе охлаждения, повышается теплоотдача в дефлекторе. Вместе с тем дефлекторы нагреваются, что снижает плотность воздуха у их поверхности и, таким образом, снижается аэродинамическое сопротивление дефлекторов при выполнении ими функций управления воздушным потоком от несущих винтов.Combining the functions of a radiator and an air flow deflector located under the rotor reduces the material and energy consumption of the structure, since there is no need for a separate radiator and cooling fan, and the heat transfer in the deflector increases. At the same time, the deflectors are heated, which reduces the air density at their surface and, thus, the aerodynamic resistance of the deflectors when they perform the functions of controlling the air flow from the rotor is reduced.
На фиг. 1 представлена упрощенная принципиальная схема системы охлаждения.FIG. 1 shows a simplified schematic diagram of the cooling system.
На фиг. 2 изображен летательный аппарат с дефлекторами, вид сверху.FIG. 2 shows an aircraft with deflectors, top view.
На фиг. 3 изображен летательный аппарат с альтернативным расположением дефлекторов.FIG. 3 shows an aircraft with an alternative arrangement of deflectors.
На фиг. 4 показан дефлектор в разрезе.FIG. 4 shows a sectional view of the deflector.
Двигатель 1 имеет рубашку охлаждения 2, сообщенную подводящим трубопроводом 3 через основной термостат 4 с радиаторами, выполненными в виде дефлекторов 5 воздушного потока. На входе дефлекторов установлены индивидуальные термостаты 6. Выходы 7 дефлекторов 5 соединены через выходные патрубки 12 с отводящим трубопроводом 8, сообщенным через насос 9 с рубашкой охлаждения 2. Дефлекторы 5 имеют форму профилированных пластин с полостями 10, которые соединены входным отверстием 11 с подводящим 3 и выходными патрубками 12 с отводящим 8 трубопроводами параллельно друг другу. Термостат 4 сообщен также через редукционный клапан 13 с отводящим трубопроводом 8 параллельно дефлекторам. Дефлекторы 5 установлены под винтами 14 с возможностью перемещения в плоскости, параллельной плоскости расположения винтов, а также с возможностью изменения расстояния между ними. Дефлекторы 5 могут быть выполнены с дополнительной полостью 15, отделенной от полости 10 гибкой перегородкой 16 и заполненной газом.The
Система охлаждения работает следующим образом.The cooling system works as follows.
В исходном состоянии при неработающем двигателе 1 термостаты 4 и 6 закрыты, а редукционный клапан 13 открыт и рубашка охлаждения через клапан 13 сообщена непосредственно с насосом 9. В исходном состоянии термостат 4 перекрывает канал поступления жидкости к термостатам 6, а канал доступа охлаждающей жидкости к редукционному клапану 13 постоянно открыт.После запуска двигателя, охлаждающая жидкость нагревается и проходит по малому контуру через редукционный клапан 13 и насос 9. По мере прогрева двигателя, давление в системе охлаждения растет и редукционный клапан уменьшает пропуск жидкости по малому кругу, поддерживая постоянное начальное давление перед насосом 9, что ускоряет нагрев охлаждающей жидкости. По достижении температуры в рубашке охлаждения заданной минимальной величины, например, 60°С, отрегулированный на эту температуру основной термостат 4 открывает доступ нагретой жидкости к индивидуальным термостатам 6 дефлекторов 5. Термостаты 6 отрегулированы индивидуально на разные температуры открытия, например, на 60°С, 90°С и 110°С. Соответственно, дефлекторы-радиаторы 5 вступают в работу по охлаждению двигателя последовательно, по мере подъема температуры. По достижении максимально допустимого давления в системе, редукционный клапан 12 полностью перекрывает поток по малому кругу, и вся жидкость идет только через дефлекторы 5, повышая теплоотдачу. Эффективность теплоотвода через дефлекторы можно регулировать путем их перемещения под несущим винтом и/или меняя расстояние между ними, в зависимости от условий работы летательного аппарата и приоритетности выполнения дефлекторами функций охлаждения или направления потока воздуха от несущих винтов. Дефлекторы 5 с дополнительной полостью 15 выполняют также функции ресивера - расширительного бачка для компенсации колебаний давления в системе.In the initial state, when the
Одновременно с функцией радиаторов охлаждения дефлекторы 5 выполняют функции направления потока воздуха от несущих винтов. Путем изменения угла наклона дефлекторов, создается разнонаправленное отклонение потока несущих винтов. Испытания показали, что потери тяги при управлении по рысканию за счет "затенения винта" пластинами и удерживающей конструкции на холодных дефлекторах составляют менее 1,5%, а на нагретых - не более 0,8%. Потоки воздуха, отбрасываемые несущими винтами, не строго перпендикулярны плоскости винтов, а немного скошены. Скос потока зависит от конструкции и работы винта. Применяемые дефлекторы 5 выставляются параллельно потоку и, таким образом, повышают эффективность управления по рысканию. Также, такая система управления компенсирует скос потока, возникающий при быстром движении летательного аппарата по горизонтали. При движении с большой скоростью, поток несущих винтов 14 отклоняется от своего начального положения значительно (на десятки градусов) и эффективность дефлекторов, находящихся в потоке винта заметно повышается при их выставлении вдоль потока, как за счет их поворота вдоль потока, так и за счет возможности их перемещения под винтом в нужное положение. Такая возможность, помимо повышения эффективности управления аппаратом, повышает и теплоотдачу системы охлаждения, поскольку дефлекторы всегда находятся в основном потоке воздуха.Simultaneously with the function of cooling radiators, the
Предложенная конструкция совмещения системы охлаждения двигателя и системы регулирования направления воздушного потока от несущих винтов обеспечивает снижение материалоемкости и энергозатрат на охлаждение и управление воздушным потоком за счет уменьшения аэродинамического сопротивления дефлекторов.The proposed design of the combination of the engine cooling system and the system for regulating the direction of the air flow from the rotor propellers provides a decrease in material consumption and energy consumption for cooling and air flow control by reducing the aerodynamic resistance of the deflectors.
Claims (3)
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019143355A RU2734172C1 (en) | 2019-12-24 | 2019-12-24 | Helicopter type aircraft engine liquid cooling system |
PCT/RU2020/000114 WO2021133206A1 (en) | 2019-12-24 | 2020-03-05 | Liquid-cooling system for engine of helicopter aerial vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019143355A RU2734172C1 (en) | 2019-12-24 | 2019-12-24 | Helicopter type aircraft engine liquid cooling system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2019143355A3 RU2019143355A3 (en) | 2020-09-11 |
RU2734172C1 true RU2734172C1 (en) | 2020-10-13 |
Family
ID=72940196
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019143355A RU2734172C1 (en) | 2019-12-24 | 2019-12-24 | Helicopter type aircraft engine liquid cooling system |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2734172C1 (en) |
WO (1) | WO2021133206A1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU211789U1 (en) * | 2022-03-05 | 2022-06-22 | Общество с ограниченной ответственностью "ДРОН СОЛЮШНС" (ООО "ДРОН СОЛЮШНС") | Hybrid power plant of an unmanned aerial vehicle |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1325174A1 (en) * | 1984-11-10 | 1987-07-23 | П. С. Владимиров | Rotary internal combustion engine |
RU2135393C1 (en) * | 1995-02-17 | 1999-08-27 | Николайчук Александр Петрович | Individual flying vehicle |
CN107697309A (en) * | 2017-11-08 | 2018-02-16 | 沈阳旋飞航空技术有限公司 | Radiator structure for the dynamic unmanned plane of oil |
RU2665843C2 (en) * | 2013-07-10 | 2018-09-04 | Юав Энджинз Лтд | Cooling of internal combustion engines |
-
2019
- 2019-12-24 RU RU2019143355A patent/RU2734172C1/en active
-
2020
- 2020-03-05 WO PCT/RU2020/000114 patent/WO2021133206A1/en active Application Filing
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1325174A1 (en) * | 1984-11-10 | 1987-07-23 | П. С. Владимиров | Rotary internal combustion engine |
RU2135393C1 (en) * | 1995-02-17 | 1999-08-27 | Николайчук Александр Петрович | Individual flying vehicle |
RU2665843C2 (en) * | 2013-07-10 | 2018-09-04 | Юав Энджинз Лтд | Cooling of internal combustion engines |
CN107697309A (en) * | 2017-11-08 | 2018-02-16 | 沈阳旋飞航空技术有限公司 | Radiator structure for the dynamic unmanned plane of oil |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU211789U1 (en) * | 2022-03-05 | 2022-06-22 | Общество с ограниченной ответственностью "ДРОН СОЛЮШНС" (ООО "ДРОН СОЛЮШНС") | Hybrid power plant of an unmanned aerial vehicle |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2021133206A1 (en) | 2021-07-01 |
RU2019143355A3 (en) | 2020-09-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10294822B2 (en) | Turbine engine nacelle fitted with a heat exchanger | |
CN105201623B (en) | For controlling the system for entering the air of vehicle motor room and flowing | |
BRPI0706071A2 (en) | air conditioning arrangement for an aircraft | |
CA2984534C (en) | Engine cooling systems for aircraft | |
US8297038B2 (en) | Gas turbine aircraft engines and operation thereof | |
US5012646A (en) | Turbine engine having combustor air precooler | |
JPH08337199A (en) | Environment adjustment system | |
US20230365264A1 (en) | Thermal management system for an aircraft including an electric propulsion engine | |
US11926429B2 (en) | Aircraft having cooling system for distributing heat transfer liquid to different regions of aircraft | |
US3874168A (en) | Means for the in-flight cooling of the fuel carried by an aircraft | |
US2851863A (en) | Air conditioning apparatus for aircraft | |
US20200346763A1 (en) | Reverse bootstrap air cycle machine | |
RU2734172C1 (en) | Helicopter type aircraft engine liquid cooling system | |
US2627927A (en) | Propeller temperature control means | |
US3949549A (en) | Aircraft gas turbine engine turbine blade cooling | |
US11199364B2 (en) | Heat exchanger | |
US2384088A (en) | Fan cooling system | |
US2518498A (en) | Propulsion system for aircraft | |
US20230055244A1 (en) | Motor cooling system | |
US2206417A (en) | Cowling for aircraft engines | |
JP6413509B2 (en) | Aircraft electric drive unit cooling system | |
KR102613732B1 (en) | Heat exchanger and airplane comprising the same | |
CN210919221U (en) | Controllable heat abstractor of agricultural plant protection unmanned aerial vehicle engine temperature | |
US12017787B2 (en) | Aircraft propeller blade radiator | |
EP2331816A2 (en) | Thrust engine |