СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТЕПЛОВЫМИ ВЫБРОСАМИ, ГЕНЕРИРУЕМЫМИ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ, И УСТРОЙСТВО ОХЛАЖДЕНИЯ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ПОЗВОЛЯЮЩЕЕ ПРИМЕНЯТЬ УПОМЯНУТЫЙ СПОСОБ Российский патент 2013 года по МПК F02C7/18 B64D33/08 B64D37/34 F02C7/224 

Настоящее изобретение касается способа управления тепловыми выбросами, генерируемыми летательным аппаратом, и устройства охлаждения летательного аппарата, позволяющего применять упомянутый способ.

Летательный аппарат содержит планер и, по меньшей мере, одну силовую установку. На фиг. 1 схематично показаны планер, обозначенный позицией 10, и силовая установка, обозначенная позицией 12.

Под планером в широком смысле этого слова следует понимать все элементы летательного аппарата, в частности фюзеляж, крылья, оперения, за исключением силовых установок.

Согласно широко распространенному варианту выполнения силовую установку подвешивают под крылом при помощи пилона. Как правило, силовую установку соединяют с планером через промежуточную конструкцию 14, условно показанную на фиг. 1 пунктирной линией.

Силовая установка 12 содержит газотурбинный двигатель 16, оборудованный первым контуром 18 охлаждения двигателя, в котором циркулирует текучая среда-теплоноситель, в частности масло, проходящее через первый теплообменник 20 двигателя типа воздух/масло.

Газотурбинный двигатель питается топливом через топливный контур 22, проходящий от бака 24, расположенного на уровне планера.

В некоторых случаях можно использовать несколько источников охлаждения для охлаждения масла газотурбинного двигателя, например, путем использования второго теплообменника 26 масло/топливо на уровне первого контура 18 охлаждения двигателя и путем использования топлива в качестве текучей среды-теплоносителя для охлаждения масла газотурбинного двигателя.

Кроме того, силовая установка 12 может содержать другой источник 28 тепловых выбросов, например один или несколько электрических генераторов, установленных вблизи газотурбинного двигателя.

Чтобы оптимизировать работу этих элементов 28, необходимо регулировать их температуру при помощи второго контура 30 охлаждения двигателя, в котором циркулирует текучая среда-теплоноситель, проходящая через третий теплообменник 30 двигателя, в частности теплообменник масло/воздух.

Характеристики каждого контура охлаждения двигателя, а именно: характеристики охлаждаемой текучей среды, например ее расход, характеристики теплообменника, например его размеры, характеристики текучей среды, используемой для охлаждения, например ее расход, регулируют в зависимости от потребностей регулирования температуры на уровне источника, в частности, чтобы поддерживать температуру источника ниже определенного порогового значения.

В случае первого контура охлаждения двигателя эти потребности меняются в зависимости от работы летательного аппарата и являются более значительными, когда летательный аппарат находится на земле.

Таким образом, характеристики контура охлаждения двигателя, связанного с газотурбинным двигателем, определяют в зависимости от наиболее высоких требований, когда летательный аппарат находится на земле.

Планер 10 содержит также, по меньшей мере, один источник 34 тепловых выбросов и, как правило, несколько, например электрические агрегаты 34, системы силовой электроники 34', систему 34” кондиционирования воздуха, авионику 34”', приборы-потребители 34””. Все эти элементы необходимо регулировать по температуре, чтобы обеспечить их работу и гарантировать высокую степень надежности. Для этого предусматривают, по меньшей мере, один контур 36 охлаждения планера. Согласно представленному примеру планер содержит два контура 36, 36' охлаждения планера, каждый из которых содержит теплообменник 38, 38', обеспечивающий охлаждение текучей среды-теплоносителя в каждом из этих контуров, причем эти теплообменники используют воздух для охлаждения текучей среды-теплоносителя, циркулирующей в контуре охлаждения.

Характеристики каждого контура охлаждения планера, а именно: характеристики охлаждаемой текучей среды, например ее расход, характеристики теплообменника, например его размеры, характеристики текучей среды, используемой для охлаждения, например ее расход, регулируют в зависимости от потребностей регулирования температуры на уровне источника, в частности, чтобы поддерживать температуру источника ниже определенного порогового значения.

Для контуров охлаждения планера эти потребности меняются в зависимости от работы летательного аппарата и являются наиболее значительными, когда летательный аппарат находится в полете.

Таким образом, характеристики контура или контуров охлаждения планера определяют в зависимости от наиболее высоких требований, когда летательный аппарат находится в полете.

Отмечается, что потребности в охлаждении для силовых установок и планера меняются в зависимости от полета и не обязательно являются определяющими в одни и те же моменты.

Так, размеры воздушных каналов 40, используемых для переноса воздуха к теплообменникам 38, 38' планера, определяют для наиболее важных фаз полета, а именно для фаз набора высоты, крейсерского полета и снижения, которые не являются определяющими для силовых установок.

Теплообменники 20, 32, 38, 38' устанавливают в каналах 40 охлаждения или на поверхности некоторых частей летательного аппарата, например на уровне гондол силовых установок. Однако, поскольку эти теплообменники мешают аэродинамическим потокам, они создают аэродинамическое лобовое сопротивление для летательного аппарата, что сказывается на энергопотреблении силовых установок.

Что касается конструкции летательного аппарата, компоненты планера и компоненты силовых установок отделены друг от друга из соображений безопасности. Действительно, необходимо исключить любую вероятность поломки на уровне планера, которая может помешать работе силовых установок.

Согласно другому требованию пилон, образующий промежуточную конструкцию между планером и силовой установкой, является очень сложной конструкцией, размеры которой должны быть минимальными, чтобы уменьшить ее влияние на аэродинамические характеристики летательного аппарата. Следовательно, добавление других элементов в дополнение к уже существующим в этой зоне элементам практически невозможно без изменения размеров и повышения влияния пилона на аэродинамические характеристики летательного аппарата. Кроме того, такое добавление может привести к усложнению процесса монтажа и демонтажа силовой установки, что отрицательно скажется на техническом обслуживании летательного аппарата.

Поэтому настоящее изобретение призвано устранить недостатки известных технических решений и предложить способ управления тепловыми выбросами летательного аппарата, который позволяет улучшить характеристики летательного аппарата, не меняя правила разделения и не усложняя общую архитектуру летательного аппарата.

В этой связи объектом настоящего изобретения является способ управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащего планер и, по меньшей мере, одну силовую установку, при этом упомянутая, по меньшей мере, одна силовая установка содержит газотурбинный двигатель, питаемый топливом через контур питания топливом, проходящий от бака, расположенного на уровне планера, при этом упомянутый планер содержит, по меньшей мере, один источник тепловых выбросов, отличающийся тем, что способ состоит в том, что рассеивают по меньшей мере частично, на уровне, по меньшей мере, одной силовой установки тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера, с использованием топлива, используемого для питания газотурбинного двигателя, в качестве текучей среды-теплоносителя.

Изобретение позволяет объединить средства охлаждения, предусмотренные на уровне планера и, по меньшей мере, одной силовой установки, соблюдая правило разделения и не усложняя промежуточной конструкции между планером и силовыми установками. Это объединение позволяет снизить характеристики контуров охлаждения на уровне планера и, в частности, характеристики теплообменников на уровне упомянутого планера, что позволяет улучшить аэродинамические характеристики летательного аппарата и снизить его энергопотребление.

Другие отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания изобретения, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схема известного устройства охлаждения летательного аппарата.

Фиг. 2 - схема устройства охлаждения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 3 - схема устройства охлаждения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением во время фаз работы на земле.

Фиг. 4 - схема устройства охлаждения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением во время фаз работы в полете.

Фиг. 5 - схема устройства охлаждения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением в случае неисправности.

Фиг. 6 - схема устройства охлаждения летательного аппарата согласно другому варианту выполнения изобретения.

Как было указано выше, летательный аппарат содержит планер и одну или несколько силовых установок.

Под планером в широком смысле этого слова следует понимать все элементы летательного аппарата, в частности фюзеляж, крылья, оперение, за исключением силовых установок.

На фиг. 2 - 6 под позицией 110 схематично показана часть летательного аппарата, соответствующая планеру, и под позицией 112 - силовая установка. Другие силовые установки не показаны и, как правило, являются идентичными.

Согласно широко распространенному варианту выполнения силовую установку подвешивают под крылом при помощи пилона. Однако изобретение не ограничивается этим вариантом выполнения и охватывает все версии, относящиеся к соединению между силовой установкой и планером. Для целей дальнейшего описания промежуточная конструкция между планером 110 и силовой установкой 112 обозначена позицией 114 и показана пунктирной линией.

Элементы, общие с известными техническими решениями, обозначены так же, как на фиг. 1, но с добавлением 100.

Силовая установка 112 содержит газотурбинный двигатель 116, оборудованный первым контуром 118 охлаждения двигателя, в котором циркулирует текучая среда-теплоноситель, в частности масло, проходящее через первый теплообменник 120 двигателя воздух/масло.

Газотурбинный двигатель 116 и теплообменник 120 показаны в виде прямоугольника и их описание опускается, так как они хорошо известны специалистам.

Точно так же опускается описание контура охлаждения, так как он хорошо известен специалистам.

Газотурбинный двигатель питается топливом через топливный контур 122, проходящий от бака 124, расположенного на уровне планера.

Аналогично другим элементам подробное описание топливного контура и бака опускается, так как они хорошо известны специалистам.

В некоторых случаях можно использовать, по меньшей мере, один другой источник охлаждения для охлаждения масла газотурбинного двигателя 116. Как показано на фигуре, на уровне первого контура 118 охлаждения двигателя предусмотрен второй теплообменник 126 масло/топливо. В этом случае топливо используют в качестве текучей среды-теплоносителя для охлаждения масла газотурбинного двигателя 116. Согласно этому варианту работы температура топлива должна оставаться ниже определенного порогового значения в соответствии с правилами сертификации и со стремлениями конструкторов добиться оптимальной работы газотурбинного двигателя.

Кроме того, силовая установка 112 может содержать, по меньшей мере, один другой источник 128 тепловых выбросов, например один или несколько электрических генераторов, установленных вблизи газотурбинного двигателя 116.

Для оптимизации работы этого источника 128 тепловых выбросов необходимо регулировать его температуру при помощи второго контура 130 охлаждения двигателя, в котором циркулирует текучая среда-теплоноситель, проходящая через третий теплообменник 132 двигателя, в частности теплообменник масло/воздух.

Как правило, теплообменники 120 и 132, предусмотренные на уровне силовой установки, являются поверхностными теплообменниками и расположены на уровне аэродинамической поверхности силовой установки, например на уровне наружной поверхности гондолы силовой установки. Однако изобретение не ограничивается этим вариантом выполнения. Так, согласно другим вариантам теплообменники можно расположить в канале или каналах, проходящих от входа для захвата воздуха до выхода для выброса воздуха. Во всех случаях теплообменники мешают воздушным потокам и оказывают влияние на аэродинамические характеристики летательного аппарата.

Потребности в охлаждении газотурбинного двигателя или других источников меняются в зависимости от фаз полета. В случае газотурбинного двигателя эта потребность является наибольшей, когда летательный аппарат находится на земле. Следовательно, характеристики первого контура 118 охлаждения двигателя и, в частности, теплообменника 120 определяют, когда летательный аппарат находится на земле, что соответствует фазе полета, во время которой потребности являются наибольшими. Следовательно, охлаждающие мощности первого контура 118 охлаждения двигателя и, в частности, мощности теплообменника 120 не используются полностью во время других фаз полета, в частности во время фаз набора высоты, крейсерского полета и снижения. Это же относится и к второму контуру 130 охлаждения двигателя, и к теплообменнику 132.

Планер 110 содержит, по меньшей мере, один источник 134 тепловых выбросов и, как правило, несколько источников, например электрические агрегаты 134, системы силовой электроники 134', систему 134” кондиционирования воздуха, авионику 134”', приборы-потребители 134””. Эти источники тепловых выбросов представлены в качестве примера и не являются ограничительными. Все эти элементы, образующие источники тепловых выбросов, необходимо регулировать по температуре, чтобы обеспечить их работу и гарантировать высокую степень надежности. Для этого предусматривают, по меньшей мере, один контур 136 охлаждения планера. Согласно представленному примеру планер 110 содержит два контура 136, 136' охлаждения планера, каждый из которых содержит, по меньшей мере, один теплообменник 138, 138', обеспечивающий охлаждение текучей среды-теплоносителя в соответствующем контуре.

Согласно варианту выполнения текучей средой-теплоносителем, циркулирующей в контурах 136, 136' охлаждения планера, является масло, и теплообменники 138, 138' являются пластинчатыми теплообменниками типа масло/воздух, расположенными, по меньшей мере, в одном канале 140, проходящем от входа 140.1 для захвата воздуха до выхода 140.2 для выброса воздуха. Однако изобретение не ограничивается этим вариантом выполнения. Так, теплообменники могут быть теплообменниками поверхностного типа и могут быть расположены на уровне аэродинамической поверхности планера. Независимо от конфигурации теплообменники мешают воздушным потокам и оказывают влияние на аэродинамические характеристики летательного аппарата.

Потребности в охлаждении источников 134 тепловых выбросов планера меняются в зависимости от фаз полета. Как правило, потребность в охлаждении упомянутых источников 134 возрастает, когда летательный аппарат находится в полете, в частности во время фаз набора высоты, крейсерского полета и снижения.

В отличие от известных технических решений характеристики контура или контуров 136, 136' охлаждения планера и, в частности, характеристики теплообменника или теплообменников 138, 138' не определяют в зависимости от максимальных потребностей, когда летательный аппарат находится в полете.

Согласно изобретению способ управления тепловыми выбросами летательного аппарата состоит, по меньшей мере, в частичном рассеянии на уровне, по меньшей мере, одной силовой установки 112 тепловых выбросов, генерируемых на уровне планера 110, с использованием в качестве текучей среды-теплоносителя топлива, используемого для питания газотурбинного двигателя 116. Для этого устройство охлаждения летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один теплообменник 142 на уровне, по меньшей мере, одного контура 138 охлаждения планера, обеспечивающий передачу тепла от текучей среды-теплоносителя контура 138 охлаждения планера к топливу. В дальнейшем тексте описания теплообменник или теплообменники 142 будут называться теплообменниками 142 промежуточной конструкции. Согласно предпочтительному варианту выполнения каждый контур 138, 138' охлаждения планера содержит теплообменник 142, 142' промежуточной конструкции. Несмотря на то что на фигурах показана только одна силовая установка, изобретение можно применять для всех силовых установок летательного аппарата. Таким образом, количество тепла, выделяемого планером, можно рассеять в нескольких силовых установках, что позволяет уменьшить количество тепла, рассеиваемое каждой из силовых установок.

Кроме того, поскольку расход топлива во время фаз набора высоты, крейсерского полета и снижения существенно больше, чем расход для летательного аппарата, находящегося на земле, можно рассеивать большее количество тепла во время этих фаз, не вызывая чрезмерного повышения температуры топлива.

Согласно изобретению можно уменьшить размеры теплообменников масло/воздух, которые оказывают влияние на аэродинамические характеристики, размеры канала или каналов 140, а также расход воздуха, циркулирующего в упомянутых каналах, что позволяет уменьшить влияние устройства охлаждения на аэродинамические характеристики летательного аппарата и, следовательно, снизить энергопотребление летательного аппарата. Кроме того, несмотря на то, что добавление теплообменника 142 промежуточной конструкции приводит к увеличению полетной массы, выигрыш в энергопотреблении, вытекающий из улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата, намного перекрывает потери, вытекающие в результате этого увеличения полетной массы.

Согласно другому преимуществу изобретения между планером и силовой установкой не предусматривают никакого нового контура текучей среды, что позволяет соблюдать принцип разделения и не усложнять промежуточную конструкцию между планером и силовой установкой.

Согласно изобретению, чтобы температура топлива не превышала определенного порогового значения на уровне газотурбинного двигателя 114, контур 116 охлаждения двигателя содержит теплообменник 120 масло/топливо, обеспечивающий охлаждение топлива путем передачи тепла от топлива в направлении текучей среды-теплоносителя контура 116 охлаждения двигателя. Таким образом, в отличие от известных технических решений теплообменник 120 обеспечивает передачу тепла не только от текучей среды-теплоносителя контура к топливу, но и от топлива к текучей среде-теплоносителю контура охлаждения во время некоторых фаз полета. Количество тепла, отбираемое текучей средой-теплоносителем контура 116 охлаждения двигателя, затем рассеивается в теплообменнике 120, который в известных технических решениях использовался неполностью во время фаз полета, в частности во время фаз набора высоты, крейсерского полета и снижения.

Согласно варианту другие контуры 130 охлаждения двигателя могут содержать теплообменник 144 типа масло/топливо для обеспечения передачи количества тепла от топлива к текучей среде-теплоносителю контура 130 охлаждения двигателя, который раньше использовался неполностью во время фаз полета, в частности во время фаз набора высоты, крейсерского полета и снижения. Добавление теплообменника, который не оказывает влияния на аэродинамические характеристики летательного аппарата, позволяет в целом снизить энергопотребление летательного аппарата, несмотря на увеличение полетной массы.

Таким образом, согласно изобретению можно объединить теплообменники, используемые для охлаждения планера и силовой установки или силовых установок, и создать между ними синергию, что позволяет оптимизировать их размеры и, в частности, размеры теплообменников, расположенных на уровне планера, при этом часть количества тепла, не рассеиваемого упомянутыми теплообменниками, расположенными на уровне планера, рассеивается в газотурбинном двигателе или газотурбинных двигателях и/или в теплообменнике или теплообменниках, расположенных на уровне силовой установки или силовых установок. Это решение позволяет также оптимизировать производительность теплообменников, предусмотренных на уровне силовых установок, и их используют больше, чем в известных решениях, во время фаз полета (набор высоты, крейсерский полет и снижение) для отбора тепла от топлива и его рассеяния.

Эта конфигурация, которая позволяет получить выигрыш в плане энергопотребления, соблюдает правила разделения между планером и силовыми установками и не усложняет промежуточной конструкции между планером и силовыми установками.

Такое объединение представляет особый интерес в рамках архитектуры самолета, называемой «преимущественно электрической», которая предусматривает кондиционирование воздуха при помощи электрических компрессоров, для которых необходимо охлаждать электрические машины и соответствующую силовую электронику, и тепловых насосов, из которых необходимо удалять отбираемую тепловую мощность.

Далее со ссылками на фиг. 3-5 следует описание принципа работы.

На фиг. 3 показано устройство охлаждения, когда летательный аппарат находится на земле.

Используют все охлаждающие мощности каждой из силовых установок, и эта фаза полета на земле соответствует точке определения размеров контуров охлаждения силовых установок.

Во время этой фазы полета количество тепла, выделяемое оборудованием планера, полностью рассеивается на уровне планера в теплообменниках 138 и 138', установленных в канале 140 охлаждения планера. Теплообменники 142, 142' промежуточной конструкции не активированы.

На фиг. 4 устройство охлаждения показано, когда самолет находится в полете.

Поскольку размеры теплообменника 120 и, возможно, теплообменника 132 не предусмотрены для этих фаз полета, на уровне силовой установки или силовых установок имеются неиспользуемые охлаждающие мощности. Во время этих фаз полета активируют теплообменники 142, 142'. Таким образом, количество тепла контура или контуров 136, 136' охлаждения планера отбирается топливом на уровне упомянутых теплообменников 142, 142'.

Топливо переносит это количество тепла до уровня силовой установки или силовых установок, где оно рассеивается на уровне газотурбинных двигателей 116 и/или отбирается на уровне теплообменника 126 и, возможно, на уровне теплообменника 144 текучей средой-теплоносителем и рассеивается на уровне теплообменника 120 и, возможно, теплообменника 132, которые в этом случае используются оптимально, что позволяет снизить потребности в рассеянии тепла на уровне планера и позволяет уменьшить размеры теплообменников 138 и 138', существенно не меняя архитектуру летательного аппарата, в частности, на уровне промежуточной конструкции планер/силовая установка и при этом улучшить аэродинамические характеристики летательного аппарата и снизить его энергопотребление.

Теплообменники 120 и 132 позволяют ограничить температуру топлива, питающего газотурбинные двигатели 116.

На фиг. 5 показано устройство в случае появления неисправности во время фазы полета, на земле или в воздухе.

Устройство охлаждения содержит средства измерения и контроля, позволяющие проверять его нормальную работу, в частности способность контура охлаждения двигателя охлаждать топливо до его подачи в газотурбинный двигатель.

Таким образом, как только обнаруживается неисправность, ухудшающая способность охлаждения силовой установки, средства измерения и контроля незамедлительно останавливают работу теплообменников 142, 142' промежуточной конструкции и изолируют топливный контур 122 от контуров 136, 136' охлаждения планера. Таким образом прекращается теплопередача в направлении топлива. В этом случае тепловые выбросы на уровне планера необходимо ограничить, поскольку охлаждающая мощность планера становится ниже максимальных потребностей за счет перевода систем планера на работу в режиме с пониженными параметрами, например, путем ограничения мощности кондиционирования воздуха, ограничения электрического потребления приборов-потребителей и т.д.

На фиг. 6 показан вариант выполнения изобретения. Согласно вышеуказанным вариантам количество тепла, переносимое топливом, ограничено максимально допустимой температурой топлива (предписанной правилами сертификации и ограничениями двигателя), а также расходом топлива, связанным с потреблением топлива силовой установкой. Согласно варианту, показанному на фиг. 6, можно увеличить количество тепла, переносимого топливом, за счет увеличения расхода топлива при помощи контура 146 возврата топлива в бак 124, обеспечивающего возврат в бак количества топлива, превышающего потребности газотурбинного двигателя.

Контур 146 возврата может содержать средства откачки, фильтрования и регулирования расхода.

Согласно этому варианту выполнения количество тепла больше не ограничивается.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). Силовая установка (112) содержит газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий. Планер (110) содержит источник (134) тепловых выбросов. Топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116), используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать на уровне силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110). Часть тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащего планер (110) и, по меньшей мере, одну силовую установку (112), при этом упомянутая, но меньшей мере, одна силовая установка (112) содержит, с одной стороны, газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и, с другой стороны, по меньшей мере, один контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий, при этом упомянутый планер (110) содержит, по меньшей мере, один источник (134) тепловых выбросов, причем топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116) используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать, по меньшей мере, частично на уровне, по меньшей мере, одной силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110), отличающийся тем, что, по меньшей мере, часть количества тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем упомянутого, по меньшей мере, одного контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения.

2. Способ управления тепловыми выбросами летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что он состоит в увеличении количества тепла, переносимого топливом, путем увеличения расхода топлива, питающего газотурбинный двигатель.

3. Устройство охлаждения летательного аппарата, позволяющее применять способ по п.1 или 2, при этом упомянутый летательный аппарат содержит планер (110) и, по меньшей мере, одну силовую установку (112), при этом упомянутая, по меньшей мере, одна силовая установка (112) содержит, с одной стороны, газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и, с другой стороны, по меньшей мере, один контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий, при этом упомянутый планер (110) содержит, по меньшей мере, один источник (134) тепловых выбросов и, по меньшей мере, один контур (136) охлаждения планера, содержащий первый теплообменник (138) и, по меньшей мере, один второй теплообменник (142), позволяющий передавать часть количества тепла текучей среды-теплоносителя, циркулирующей в упомянутом, по меньшей мере, одном контуре (136) охлаждения планера в направлении топлива, которое переносит упомянутое количество тепла, по меньшей мере, до одной силовой установки, где оно рассеивается, отличающееся тем, что оно содержит на уровне упомянутого, по меньшей мере, одного контура (118, 130) охлаждения двигателя второй теплообменник (126, 144), чтобы, по меньшей мере, часть количества тепла, переносимого топливом, отбиралась текучей средой-теплоносителем упомянутого, по меньшей мере, одного контура (118) охлаждения двигателя и рассеивалась первым теплообменником (120, 132) двигателя.

4. Устройство охлаждения летательного аппарата по п.3, отличающееся тем, что содержит средства измерения и контроля, позволяющие обнаруживать неисправность на уровне контура (118, 130) охлаждения двигателя и изолирующие топливо от упомянутого, по меньшей мере, одного контура (136, 136') охлаждения планера.

5. Летательный аппарат, содержащий устройство охлаждения по п.3 или 4.

6. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что содержит контур (146) возврата в бак (124) топлива, не использованного упомянутой, по меньшей мере, одной силовой установкой, позволяющий увеличить расход топлива, поступающего в упомянутую силовую установку, и количество тепла, переносимого упомянутым топливом.