Генератор для літального апарата

1. Генератор для літального апарата, що містить лопатеву турбіну і сполучений з нею генератор із системою охолодження, який має виконаний у вигляді порожнистого циліндра зовнішній ротор, на внутрішній поверхні якого закріплено обмотку U 2 (19) 1 3 жнистого циліндра зовнішній ротор, на внутрішній поверхні якого закріплено обмотку збудження, а на зовнішній поверхні розміщено лопатки згаданої турбіни, які виконано вигнутими, і статор з робочою обмоткою та із додатковим знімним монтажним пристроєм, розміщений усередині зовнішнього ротора [2]. До недоліків відомого генератора, який обрано на найближчий аналог (прототип), є значні габарити й маса, а конструкція не передбачає стабільність енергії, що підводиться для обертання ротора. До недоліків відноситься й малопотужність пристрою. В основу корисної моделі покладено задачу шляхом застосування набігаючого потоку повітря при польоті літального апарата для збільшення обертів лопатевої турбіни, яка має механічний зв'язок з генератором, забезпечити підвищення експлуатаційних характеристик і стабільність енергії, що підводиться до лопатевої турбіни генератора. Суть корисної моделі в генераторі для літального апарата, що містить лопатеву турбіну і сполучений з нею генератор із системою охолодження, який має виконаний у вигляді порожнистого циліндра зовнішній ротор, на внутрішній поверхні якого закріплено обмотку збудження, а на зовнішній поверхні розміщено лопатки згаданої турбіни, які виконано вигнутими, і статор з робочою обмоткою та із додатковим знімним монтажним пристроєм, розміщений усередині зовнішнього ротора, полягає в тому, що він додатково містить корпус, виконаний у вигляді порожнистого циліндра, усередині якого розміщена лопатева турбіна зі сполученим з нею генератором, на зовнішній поверхні корпуса розміщено поворотний вузол, що містить вузол кріплення та виконавчий механізм, установлений з можливістю забезпечення повороту згаданого корпуса в напрямку набігаючого потоку, зв'язаний з датчиками кута атаки літального апарата, а в передній частині корпуса розміщено обтічник і стулки дифузора, які виконано поворотними, що з'єднані механічним зв'язком з механізмом керування зазначеними стулками. Суть корисної моделі полягає і в тому, що механізм керування стулками зв'язано, відповідно, за допомогою блока керування, із системою реєстрації швидкості польоту літака. Суть корисної моделі полягає також і в тому, що лопатки виконано вигнутими в поздовжньому напрямку з можливістю трансформації енергії набігаючого потоку повітря в обертання лопатевої турбіни а додатковий циліндр виконано аеродинамічно обтічним. Порівняльний аналіз технічного рішення із прототипом показує, що генератор для літального апарата, який заявляється, відрізняється тим, що він додатково містить корпус, виконаний у вигляді порожнистого циліндра, усередині якого розміщена лопатева турбіна зі сполученим з нею генератором, на зовнішній поверхні корпуса розміщено поворотний вузол, що містить вузол кріплення та виконавчий механізм, установлений з можливістю забезпечення повороту згаданого корпуса в напрямку набігаючого потоку, зв'язаний з датчиками кута атаки літального апарата, а в передній части 60345 4 ні корпуса розміщено обтічник і стулки дифузора, які виконано поворотними, що з'єднані механічним зв'язком з механізмом керування зазначеними стулками, при цьому механізм керування стулками зв'язано, відповідно, за допомогою блока керування, із системою реєстрації швидкості польоту літака, причому лопатки виконано вигнутими в поздовжньому напрямку з можливістю трансформації енергії набігаючого потоку повітря в обертання лопатевої турбіни, а додатковий циліндр виконано аеродинамічно обтічним. Таким чином, генератор для літального апарата, що заявляється відповідає критерію корисної моделі «новизна». Суть корисної моделі пояснюється ілюстраціями, де на Фіг.1 показано схему розташування генератора для літального апарата, який заявляється, на літальному апараті, з показом зв'язків з бортовими приладами літального апарата, на Фіг.2 показано конструктивно-компонувальну схему генератора для літального апарата, який заявляється, на виді збоку (в поздовжньому розрізі), на Фіг.3 показаний генератор для літального апарата, який заявляється, на виді спереду (в поперечному розрізі), на Фіг.4 показано варіант конструктивного виконання лопатевої турбіни, на Фіг.5 показано блок-схему для літального апарата, який заявляється, з показом зв'язків з бортовими приладами літального апарата, на Фіг.6 показано варіант розміщення генератора на літаку на зовнішній підвісці під крилом, на Фіг.7 показано розміщення генератора на літальному апараті в неробочому стані, на Фіг.8 показано розміщення генератора на літальному апараті при його виведенні за габарити фюзеляжу у набігаючий потік повітря, на Фіг.9 розміщення генератора на літальному апараті на підвісці під фюзеляжем, на Фіг.10 показано розміщення генератора на вертольоті на підвісці під фюзеляжем. Генератор для літального апарата (як варіант конструктивного виконання - див. схеми на Фіг.1-2) містить лопатеву турбіну (поз. І), виконану у вигляді порожнистого циліндра 1, на зовнішній поверхні якого виконані лопатки 2, вигнуті в поздовжньому напрямку (відносно поздовжньої осі циліндра 1). Лопатева турбіна (поз. І) жорстко закріплена на зовнішньому роторі 3, що містить обмотку збудження 4, яка закріплена на внутрішній поверхні зазначеного зовнішнього ротора 3. Усередині зовнішнього ротора 3 розміщений статор 5 з робочою обмоткою 6. Робоча обмотка 6 постачена, у свою чергу, знімним монтажним пристроєм 7, виконаним, наприклад, у формі монтажної бочки. Лопатева турбіна (поз. І) із закріпленими до неї (а саме, до її порожнистого циліндра 1) зовнішнім ротором 3 з обмоткою збудження 4, статором 5 з робочою обмоткою 6 і знімним монтажним пристроєм 7, розміщена усередині додаткового корпуса 8, який виконано аеродинамічно обтічним (див. схеми на Фіг.1-2, 5, 9-10). На згаданому корпусі 8 встановлено поворотний вузол (поз. II, див. схеми на Фіг.1-3, 6-10), що містить вузол кріплення 9 і виконавчий механізм 10, який забезпечує поворот корпуса 8 відносно вузла 9 строго за напрямком, що збігається із напрямком набігаючого потоку, 5 повітря «Vпов.» (див. схему на Фіг.6). Виконавчий механізм 10 зв'язаний з датчиками 11 кута атаки, установленими на літальному апараті (поз. III). В передній частині корпуса 8 розміщений обтічник 12 (див. схеми на Фіг.1-2, 6, 9-10), що утворює із передньою крайкою корпуса 8 кільцевий дифузор (поз. IV). В дифузорі (поз. IV) розміщено стулки 13, які конструктивно виконано поворотними. Поворот згаданих стулок 13 дифузора (поз. IV) здійснюється, наприклад, за допомогою механізму 14 керування, що, у свою чергу, зв'язаний із системою 15 реєстрації швидкості польоту літального апарата (поз. III) за допомогою блока керування 16. Внутрішній статор 5 містить вал (поз. V), постачений шейками 17. Вал (поз. V) закріплено жорстко на кронштейнах 18 (див. схему на Фіг.2). До переднього кронштейна 18 також кріпиться обтічник 12. Зовнішній ротор 3 закріплено на згаданих шейках 17 вала (поз. V) на опорних підшипниках 19, і зафіксовано від поздовжніх переміщень за допомогою опорно-упорного підшипника 20 (див. схему на Фіг.2). Статор 5 із задньої частини закритий кришкою 21, що герметизує задній підшипник кочення 19, і опорною стінкою 22, на якій виконано вікна (поз. VI) для проходу повітря, що прохолоджує обмотки 4 і 5 генератора (див. схему на Фіг.2). Кришку 21 закріплено до зовнішнього ротора 3, а опорну стінку 22 - до корпуса 8, наприклад, болтами до його фланців. Комбінована система самозбудження складається з постійних магнітів 23 та із котушок збудження 24. Кожний магніт 23 з котушкою збудження 24 закріплено на внутрішній поверхні зовнішнього ротора 3. Силові обмотки 6 внутрішнього статора 5 з'єднано через випрямляч 25 з контактами 26, які зв'язані з контактними кільцями 27. Контактні кільця 27 зв'язано з котушками збудження 24 (див. блок-схему на Фіг.5). Кількість повітря, що поступає (від набігаючого потоку повітря) в дифузор (поз. IV) регулюється за допомогою поворотних стулок 13 (див. схеми на Фіг.1, 2, 5). Генератор для літального апарата, який заявляється, використовується/експлуатується таким чином. Після зльоту літального апарата (поз. III) й досягнення ним швидкості польоту «V», набігаючий повітряний потік (Vпов.) буде попадати в дифузор (поз. IV), утворений зовнішньою крайкою обтічника 12 разом з передньою крайкою корпуса 8. Кількість повітря, що поступає в дифузор (поз. IV) від набігаючого потоку (Vпов.), регулюється за допомогою поворотних стулок 13 і подається на лопатки 2 лопатевої турбіни (поз. І) - див. схеми на Фіг.1-2. Під дією енергії набігаючого потоку повітря (Vпов.), що набігає на лопатки 2, лопатева турбіна (поз. І) буде розкручуватися з великою швидкістю. При цьому зовнішній ротор 3 з обмоткою збудження 4, закріплений на корпусі 1 лопатевої турбіни (поз. І), також буде обертатися з великою окружною швидкістю щодо нерухомого статора 5 з його робочою обмоткою 6, виробляючи при цьому змінний струм (магнітний потік ротора 3 перетинає робочу обмотку 6, закріплену на знімному монтажному пристрої 7, і індуцирує у ній електричний струм). Виробле 60345 6 ний струм (поз. «~І») подається до енергоспоживачів літального апарата (поз. ІІІ) - див. блок-схему на Фіг.5. При зміні кута атаки  літального апарата (поз. III) сигнал з датчиків 11 зміни кута атаки  подається на виконавчий механізм 10, що змінює кут установки корпуса 8 на негативний кут  (у зворотному напрямку), відслідковуючи збіг осі корпуса 8 з вектором «Vпов.» набігаючого потоку повітря. При зміні швидкості V польоту літального апарата сигнал з приймача повітряного тиску (поз. «ППТ», див. схеми на Фіг.1, 6) подається в систему 15 реєстрації швидкості польоту «V», а із системи 15 на блок керування 16 (див. блок-схему на Фіг.5). З блока керування 16 сигнал, пропорційний зміні швидкості польоту «V», подається на механізм 14 керування стулками 13 дифузора (поз. IV), який, відпрацьовуючи сигнал зміни швидкості «V», буде повертати стулки 13 дифузора (поз. IV) на кут, що забезпечує певне (для даної швидкості польоту) прохідний перетин дифузора (поз. IV) для підтримки постійною за величиною окружної швидкості обертання генератора (зовнішнього ротора 3 відносно статора 5). Конструктивне компонування генератора, який заявляється, передбачає також охолодження його високонагрітих частин, наприклад, обмоток 4 і 6, повітряним потоком. Конструктивне виконання генератора для літального апарата, який заявляється, дозволяє встановлювати/розміщувати його або на пілоні під крилом літака (див. схему на Фіг.6), або на пілоні під фюзеляжем літака (див. схеми на Фіг.1 і 9) чи на пілоні під фюзеляжем вертольота (див. схему на Фіг.10), або безпосередньо всередині фюзеляжу (позиція «Ф») літака (чи вертольота) з виведенням його у набігаючий потік в польоті за габарити фюзеляжу (див. послідовно, схеми на Фіг.7-8). В останньому випадку знаходячись всередині фюзеляжу генератор для літального апарата, який заявляється, не працює, а при відкриванні стулок (поз. VII) і виведенні генератора у набігаючий потік «Vпов.» (в польоті) за габарити фюзеляжу, спрацьовує комбінована система самозбудження (що складається з постійних магнітів 23 та із котушок збудження 24) і забезпечує початкове обертання зовнішнього ротора 3 відносно статора 5. Підвищення ефективності застосування генератора для літального апарата в порівнянні із прототипом та іншими відомими аналогічними технічними рішеннями досягається за рахунок можливості виробітки великої енергетичної потужності шляхом застосування набігаючого потоку повітря при польоті літального апарата (для збільшення обертів лопатевої турбіни, яка має механічний зв'язок з генератором). Джерела інформації: 1. Гидрогенератор типа СВ1470/149-104УХЛ4. Информэлектро. - 1981. - аналог. 2. А.С. СРСР №1617180 Ф1 від 1990. МПК7 F03В 13/10 - прототип. 7 60345 8 9 60345 10 11 60345 12 13 60345 14 15 60345 16 17 Комп’ютерна верстка А. Рябко 60345 Підписне 18 Тираж 24 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601