Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке (B64D37)
B64D37 Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке (заправка топлива в полете B64D39)(609)
Изобретение относится к авиации. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, крылья, топливные баки, прямоточные двигатели, ракетные двигатели и трубопроводы подвода компонентов топлива.
Изобретение относится к топливным системам летательного аппарата. Устройство забора топлива из бака ЛА представляет собой размещенную в топливном баке (1) тонкостенную оболочку (2) с проницаемой боковой поверхностью.
Устройство может быть использовано на грузовом транспортном средстве при возгорании энергоносителя в одном из топливных баков. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости транспортного средства при отбрасывании баков.
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Дренажный клапан состоит из полого цилиндрического корпуса (1), подпружиненного тарельчатого клапана.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам для дренажа топливных систем летательных аппаратов. Дренажный клапан содержит полый цилиндрический корпус, состоящий из верхней и нижней части, установленную в верхней части корпуса крышку, подпружиненный тарельчатый клапан, содержащий шток и тарелку, мембрану.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным датчикам уровня, управляющим порядком выработки топлива из баков летательных аппаратов, двухпозиционный струйный датчик уровня содержит раздаточную крышку с по меньшей мере двумя штуцерами для подвода топлива, струйный датчик уровня низкого давления и струйный датчик уровня высокого давления, содержащие корпус, форсунку и приемник.
Изобретение относится к заправке летательных аппаратов. Ускоритель (107) потока содержит механизм (115) настройки приемного устройства, пусковое устройство (116) и регулятор (118) потока.
Изобретение относится к криогенным топливным бакам и может быть использовано в качестве системы локального хранения СПГ на легковых автомобилях, большегрузном транспорте и других средствах перемещения. Криогенный топливный бак для перевозки сжиженного природного газа на автотранспорте включает герметичную мембрану, помещенную внутрь промежуточной оболочки, закрепленную к ней четырьмя парами пневматических амортизаторов.
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Соединительная система топливного бака содержит первую трубку (12) и вторую трубку (20), основной корпус (30), крепежный элемент и системы фиксации.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к системам и устройствам для заправки баков жидкостью. Система заправки баков от общей заправочной магистрали содержит промежуточный и конечный заправляемые баки, общую заправочную магистраль, дренажные магистрали баков.
Изобретение относится к обтекательному узлу летательного аппарата. Обтекательный узел для воздушного транспортного средства включает в себя обтекатель (114), силовую конструкцию (164), систему тепловой защиты (190) и уплотнительный узел (192).
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к струйным датчикам уровня, управляющим порядком выработки топлива из баков летательных аппаратов. Многопозиционный струйный датчик уровня содержит корпус с фланцем крепления, установленную на корпусе раздаточную крышку с штуцером для подвода топлива, чашку, установленную в корпусе основную трубку, соединяющую входной штуцер с чашкой.
Зажимная система для транспортировочных элементов содержит нижнюю часть, верхнюю часть и канальную систему. Нижняя часть имеет первое множество выемок, а верхняя часть имеет второе множество выемок.
Группа изобретений относится к измерительному устройству для измерения количества кислорода, присутствующего в газе. Измерительное устройство для измерения количества кислорода, присутствующего в газе, подлежит анализу.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Многоцелевой вертолет содержит фюзеляж (1), мотогондолу (9) с главным редуктором (25), двигатели (27) с выхлопными устройствами (28), соосный несущий винт, колесное шасси, две хвостовые балки (6) с хвостовым оперением (7, 8), систему управления, гидравлическую систему.
Изобретение относится к системе наддува топливных баков летательных аппаратов. Переключатель давления системы наддува топливных баков содержит корпус (1) с внутренним цилиндрическим проходным сечением.
Изобретение относится к устройствам для подачи топлива из топливного бака летательного аппарата. Пусковой топливный клапан летательного аппарата состоит из корпуса (1) и расположенного в нем поршня (2) с уплотнительным кольцом (3).
Изобретение относится к подаче топлива к силовым установкам беспилотных летательных аппаратов. Способ герметизации отсека летательного аппарата при заправке топливного бака состоит в том, что в отверстии шпангоута (4) отсека летательного аппарата устанавливают заправочную горловину (3), снабженную крышкой заправочной горловины (10), и фиксируют заправочную горловину (3) и крышку (10) с помощью резьбовых соединений, при этом для фиксации крышки (10) заправочной горловины (3) в выступе (7) заправочной горловины выполнены резьбовые отверстия, а в уступе (8) отверстия шпангоута - глухие отверстия без резьбы.
Группа изобретений относится к системе и способу для определения измеренного значения уровня топлива в топливном баке и летательному аппарату. Система содержит топливный бак, внутри которого установлены множество оптических датчиков, волоконно-оптический жгут, один или более процессоров.
Изобретение относится к топливным системам самолетов. Отсечной клапан магистрали дренажа-наддува подвесного топливного бака самолета содержит полый цилиндрический корпус, состоящий из верхней (1) и нижней (2) частей, жестко соединенных между собой фланцевым соединением.
Изобретение относится к инертированию топливного бака летательного аппарата. Способ инертирования по меньшей мере одного топливного бака (2) летательного аппарата посредством по меньшей мере одной системы генерирования инертного газа включает в себя измерение уровня кислорода и сравнение указанного уровня кислорода с верхним пороговым значением и нижним пороговым значением.
Изобретение относится к системе инертирования топливного бака воздушного судна. Способ управления системой (1) инертирования по меньшей мере одного топливного бака воздушного судна включает в заданный момент и при постоянной температуре и атмосферном давлении операцию, во время которой расход инертного газа уменьшают до определенного значения, операцию, во время которой давление воздуха уменьшают для увеличения содержания кислорода от исходного значения до определенного значения.
Изобретение относится к авиации. Способ изготовления сетчатого фильтра включает изготовление патрубка (3), корпуса (4) и решетки (6) сетчатого фильтра в виде единой детали в виде моноблока из алюминия с помощью аддитивной методики послойного производства.
Группа изобретений относится к системе и способу регулирования температуры топлива для питания теплового газотурбинного двигателя, силовой установке, содержащей газотурбинный двигатель. Система содержит контур питания топливом, электронный модуль, источник энергии для электронного модуля, теплообменник.
Изобретение относится к системам подачи топлива в летательных аппаратах. Топливная система летательного аппарата содержит бак, клапан переключения забора топлива из бака в двигатель, расходный отсек с сетчатым воздухоотделителем, трубопроводы (5) забора топлива из бака и систему слива рабочей жидкости из гидросистемы в расходный отсек с редукционным клапаном постоянного перепада давления.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к топливным бакам. Топливный бак жидкостных двигательных установок ракет большой грузоподъемности состоит из секций и представляет собой единый топливный бак цилиндрической формы.
Способ управления системой инертирования, предусмотренной для вдувания потока инертного газа в, по меньшей мере, один топливный бак воздушного судна при осуществлении существующего полетного задания указанного воздушного судна.
Настоящее изобретение относится к системе генерации инертного газа из воздушного потока, в частности, для системы инертирования для по меньшей мере одного топливного бака воздушного судна. Система генерации содержит воздушный контур, содержащий впускной канал для воздуха, выпускной канал для инертного газа и первый и второй модули разделения воздуха, расположенные последовательно в указанном воздушном контуре для сокращения содержания кислорода в воздухе и генерации насыщенного азотом инертного газа.
Беспилотный летательный аппарат с турбореактивным двигателем, характеризующийся тем, что состоит из корпуса с крылом и оперением, основного топливного бака с системой топливной и системой наддува, ТРД, размещенного снаружи корпуса, дополнительного подвесного сбрасываемого топливного бака с аэродинамическими поверхностями, узлами крепления и разделения с корпусом.
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Топливный коллектор (1) предназначен для сообщения с по меньшей мере одним топливным баком воздушного судна.
Настоящее изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе наддува топливных баков летательных аппаратов. Заявленное изобретение, благодаря сохранению наддува топливных баков при промерзании сетчатых фильтрующих элементов, а также обеспечению их максимально быстрого оттаивания, позволяет повысить надежность системы наддува и топливной системы в целом.
Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат (БПЛА) с турбореактивным двигателем (ТРД), расположенным внутри фюзеляжа с дополнительным сбрасываемым подвесным топливным баком, содержащим воздухозаборное устройство баком состоит из корпуса (1) с крылом и оперением (2), основного топливного бака (3) с системой топливной (4) и системой наддува (5), ТРД (6), размещенного внутри фюзеляжа, основного воздухозаборного устройства (7), дополнительного подвесного сбрасываемого топливного бака (8) с аэродинамическими поверхностями (9), с узлами крепления и разделения с корпусом (10).
Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов. Корпус несущего топливного бака ЛА состоит из трех основных частей: передней части, средней герметичной, состоящей из корпуса переднего (10) и корпуса заднего (11), задней части, представляющей собой агрегатный отсек (12).
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Ёмкость (1), выполненная с возможностью неподвижного размещения внутри топливного бака, содержит, по меньшей мере, один датчик (10), патрубок (50) для впуска топлива, соединенный со средством заправки бака, и сквозные отверстия (20, 30).
Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит фюзеляж (1) с хвостовым оперением, основное крыло (2), которое выполнено со средствами механизации, и дополнительное сбрасываемое крыло (3) с топливным баком, которое закреплено на фюзеляже сверху через многофункциональный узел.
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Узел (30) топливного насоса летательного аппарата содержит насос (40), бачок (42), выполненный с возможностью окружения насоса и крепления насоса внутри топливного резервуара (24) летательного аппарата.
Изобретение относится к области молниезащиты неметаллических структур и, в частности, к молниезащите аэрокосмических структур, изготовленных из композитных систем из пластика, армированного углеродными волокнами.
Изобретение относится к топливной системе летательных аппаратов. Топливная система летательного аппарата содержит бак, инерционный клапан переключения забора топлива, расходный отсек с перегородкой и трубопроводы (4,5) забора топлива из бака.
Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к топливным отсекам. Топливный отсек летательного аппарата (ЛА) с вытеснительной системой подачи топлива включает жестко закрепленную в его полости заборную трубу, расходный бак, нагруженный пружиной клапан, датчика уровня топлива.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина предусматривает подачу источника тепловой энергии из отдельной ёмкости (8) в баки (2, 3) с остатками компонентов топлива в жидкой (4, 5) и газообразной фазах, газа наддува, и утилизацию продуктов газификации, определение необходимого количества тепловой энергии для испарения жидких (4, 5) остатков КРТ в каждом баке (2, 3).
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Система (100) каталитического инертирования с рециркуляцией газовой подушки содержит первичный движитель (102), каталитический реактор (106), теплообменник (108).
Изобретение относится к системам регулирования температуры топлива в топливных баках летательных аппаратов. Система (60) охлаждения для топливного бака воздушного летательного аппарата содержит датчик (140) температуры для определения температуры топлива внутри топливного бака (24), систему охлаждения с теплообменником (86), модуль (72) управления.
Изобретение относится к кордовым моделям самолета. Кордовая модель самолета с дистанционным управлением по тангажу включает привод рулевых поверхностей, оснащена электродвигателем, который вместе с приемником дистанционного управления и приводом питается от источника тока.
Изобретение относится к системам для инертирования для воздушного судна. Система (1) инертирования для воздушного судна, действующая без сбора наружного воздуха, содержит газовый контур с последовательно расположенными воздухозаборником (2), компрессором (3) и модулем (7) разделения воздуха.
Изобретение относится к заправке топливом транспортных средств. Система удержания капель топлива включает в себя компьютер, запрограммированный, чтобы приводить в действие одно из насоса или стартерного двигателя, чтобы создавать вакуум в линии испарения между приемным отверстием для заправочного пистолета и бачком для паров топлива.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Система наддува топливного бака летательного аппарата содержит топливный бак, сообщенный с линией подачи топлива в двигатель, и источник сжатого газа, сообщенный с топливным баком линией наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками.
Изобретение относится к системе для замера жидкости и оборудования для топливного бака, которое, в частности, подходит для воздушного судна, космического корабля или автомобиля. Система для замера жидкости содержит множество датчиков уровня топлива и два вычислительных модуля, выполненных с возможностью определения информации об уровне жидкости на основе сигналов измерений, которые исходят от датчиков.
Группа изобретений относится к устройству для отслеживания параметров текучей среды, топливной датчиковой системе воздушного судна, датчиковой системе для отслеживания параметров текучей среды, двум способам генерирования датчиковых данных.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем воздушных судов. Система для осуществления циркуляции топлива в воздушном судне содержит линию (4) впуска, линию (5) выпуска и по меньшей мере один диафрагменный насос (1).
Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит фюзеляж, хвостовое оперение, двигатель, основное крыло и дополнительное сбрасываемое крыло с топливным баком.