Модуль резервуара для встроенной вакуумной системы канализации летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2406659:

ЭЙРБАС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к модулю резервуара для летательного аппарата. Модуль (1) резервуара для установки в проеме (8) фюзеляжа летательного аппарата содержит резервуар-сборник (10) и оболочку (5), которая формирует внешнюю часть модуля (1) резервуара и соединена с резервуаром-сборником (10). Контур оболочки (5) соответствует контуру проема (8) фюзеляжа, в который может быть вставлен модуль (1) резервуара с оболочкой (5) так, что резервуар-сборник (10) размещается во внутреннем пространстве (6) фюзеляжа летательного аппарата. При этом оболочка (5) обеспечивает герметизацию внутреннего пространства (6) фюзеляжа (9) летательного аппарата. Технический результат заключается в упрощении монтажа модуля резервуара и снижении веса летательного аппарата. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение в целом относится к системам подачи и отвода жидких сред на летательных аппаратах. Более конкретно, изобретение относится к модулю резервуара, который может быть встроен в фюзеляж летательного аппарата как отдельный компонент.

Кроме того, изобретение относится к летательному аппарату, в котором обеспечивается по меньшей мере один резервуар-сборник для содержания жидкой среды, выполненный в форме вышеупомянутого модуля резервуара.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Для отвода сточных вод на пассажирских самолетах обычно используются вакуумные системы канализации, в которых фекальные массы транспортируются с помощью воздушного потока по трубопроводу из унитаза туалета в емкость для сбора сточных вод. Когда летательный аппарат находится в полете, воздушный поток получают, используя разницу давлений наружного воздуха и воздуха в кабине. После приземления летательного аппарата собранные таким образом сточные воды могут быть слиты с помощью дренажного устройства.

Как правило, емкости для сбора сточных вод состоят из одной или нескольких отдельных секций, которые жестко закреплены на несущей конструкции летательного аппарата в герметизированной зоне кабины, в частности в грузовом отсеке. Из-за размеров емкостей для сбора сточных вод они должны устанавливаться на этапе сборки несущих конструкций и оборудования летательного аппарата, в результате чего время сборки значительно увеличивается. Емкости для сбора сточных вод, установленные на этапе сборки несущих конструкций и оборудования, мешают установке дополнительного оборудования внутри летательного аппарата на этом и последующих этапах сборки. Кроме того, монтаж емкостей для сбора сточных вод в конструкции летательного аппарата означает дополнительный вес элементов крепления, необходимых для установки этих резервуаров, и вес усиливающих элементов, необходимых для надежного распределения веса резервуаром по несущей конструкции летательного аппарата, в результате чего происходит нежелательное увеличение общего веса.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Ввиду вышеуказанных недостатков известных конструкций емкостей для сбора сточных вод целью настоящего изобретения является создание резервуара, который может использоваться, например, для сбора и хранения в нем сточных вод таким образом, что указанные недостатки частично устраняются.

В соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается модуль резервуара, предназначенный для установки в проем фюзеляжа летательного аппарата. В этом случае предлагаемый в изобретении модуль резервуара содержит по меньшей мере один резервуар-сборник, а также оболочку, которая формирует внешнюю поверхность модуля резервуара и соединена со сборником. Оболочка может быть, например, частью стенки резервуара-сборника. В соответствии с одним из конкретных вариантов осуществления изобретения нижняя часть резервуара-сборника может быть сформирована оболочкой. Конечно, также можно использовать вариант, в котором оболочка отстоит на некотором расстоянии от сборника, и в этом случае оболочка просто соединяется со сборником с помощью несущей или соединительной конструкции.

Для исключения необходимости установки модуля резервуара внутрь фюзеляжа летательного аппарата на этапе сборки несущих конструкций и оборудования контур оболочки соответствует контуру проема в фюзеляже, так чтобы модуль резервуара с оболочкой можно было установить внутрь фюзеляжа в любое время. В этом случае резервуар-сборник модуля резервуара размещается в внутреннем пространстве фюзеляжа летательного аппарата, и проем в фюзеляже полностью уплотняется оболочкой, так что на внешней обшивке фюзеляжа отсутствуют какие-либо ощутимые разрывы.

Вышеуказанные варианты осуществления изобретения показывают, что можно изготовить модуль резервуара отдельно от фюзеляжа летательного аппарата, так что сборка несущих конструкций и оборудования фюзеляжа может быть ускорена, поскольку не должно выполняться встраивание предлагаемого в изобретении модуля резервуара, например, до окончательной сборки фюзеляжа летательного аппарата.

Термин "оболочка", используемый в описании заявки, должен пониматься в том смысле, в каком он понимается в теории упругости. Соответственно оболочка состоит из монококовой части, которая обеспечивает передачу внешних нагрузок на прилегающие несущие конструкции, такие как, например, проем в фюзеляже летательного аппарата благодаря его монококовой конструкции. С другой стороны, оболочка может поглощать напряжения, возникающие в фюзеляже летательного аппарата, которые обусловлены его монококовой конструкцией. Поэтому оболочка способна компенсировать сравнительно большой разрыв, создаваемый в фюзеляже летательного аппарата проемом в фюзеляже, так что ослабление фюзеляжа невелико, если вообще происходит, как следствие выполнения проема в фюзеляже для встраивания модуля резервуара.

Как указывалось выше, для установки известных конструкций резервуаров-сборников для сточных вод необходимы вспомогательные монтажные элементы и дополнительные конструктивные усиливающие элементы для надежной передачи напряжений, возникающих в резервуарах-сборниках, в несущую конструкцию летательного аппарата. При определенных обстоятельствах предлагаемое в изобретении встраивание модуля резервуара в проем в фюзеляже летательного аппарата может потребовать применения дополнительных усиливающих конструктивных элементов в зоне проема в фюзеляже для установки модуля резервуара, однако эти усиливающие элементы добавляют меньше веса, чем монтажные элементы и дополнительные конструктивные усиливающие элементы, необходимые для установки известных конструкций резервуаров-сборников для сточных вод, так что в целом изобретение обеспечивает существенное снижение общего веса.

Для компенсации ослабления конструкции фюзеляжа летательного аппарата, связанного с проемом в фюзеляже, оболочка имеет такие размеры, чтобы указанное ослабление было скомпенсировано, когда оболочка установлена в этот проем.

Для предотвращения падения давления во внутреннем пространстве фюзеляжа летательного аппарата через проем в фюзеляже оболочка обеспечивает герметичное уплотнение проема. Такая герметизация может быть достигнута, например, за счет точной подгонки внешнего контура оболочки к внутреннему контуру проема фюзеляжа, так что поверхности этих двух контуров плотно прилегают друг к другу в собранном состоянии, и не будет происходить выравнивания давления во внутреннем пространстве фюзеляжа с давлением за бортом. Поскольку чрезвычайно трудно выполнить необходимую точную подгонку поверхностей двух контуров, также можно по контуру проема в фюзеляже и/или оболочки установить окружной уплотняющий элемент, такой как, например, резиновая уплотняющая прокладка, которая компенсирует возможные погрешности выдерживания размеров поверхностей указанных контуров.

Как уже указывалось выше, оболочка модуля резервуара может формировать нижнюю часть по меньшей мере одного резервуара-сборника, например, в форме его днища, так что модуль резервуара может быть введен, например, в нижнюю часть фюзеляжа летательного аппарата, и оболочка будет формировать в этом случае непрерывное продолжение обшивки фюзеляжа.

Для улучшения характеристик монококовой конструкции оболочки модуля резервуара по меньшей мере один резервуар-сборник и оболочка могут быть выполнены как одно целое. Например, модуль резервуара, состоящий из резервуара-сборника и оболочки, может быть изготовлен как один компонент способом инжекционного прессования. В альтернативном варианте резервуар-сборник и оболочка могут быть изготовлены как одно целое из материала, армированного волокнами, например, из пластмассы, армированной стекловолокном, или из пластмассы, армированной углеволокном. Такие композиционные материалы, армированные волокнами, необычайно прочны, несмотря на свой низкий вес и особенно подходят для использования в авиационной и аэрокосмической промышленности.

Хотя настоящее изобретение направлено на устранение вышеописанных недостатков, присущих известным резервуарам-сборникам сточных вод, предлагаемый в изобретении модуль резервуара может также быть использован для хранения пресной воды или в качестве топливного бака. Выполнение сборника для сточных вод, резервуара для пресной воды или топливного бака в форме предлагаемого в изобретении модуля резервуара обеспечивает получение положительного технического результата, например сокращение времени технического обслуживания между двумя полетами. Заправка самолета, а также пополнение запаса пресной воды и слив сточных вод между двумя полетами обычно отнимает много времени ввиду того, что зачастую объемные расходы перекачиваемых сред очень низки.

Время, необходимое для дозаправки и слива жидких сред, может быть сокращено за счет использования предлагаемого в изобретении модуля резервуара таким образом, что заранее, до прилета самолета, будет подготовлен пустой резервуар-сборник для сточных вод или резервуар, заполненный пресной водой, или заполненный топливный бак для замены резервуара или топливного бака, находящегося на борту. В отличие от известного принципа заправки (дозаправки) и слива использованных сред предлагаемая концепция обеспечивает существенную экономию времени технического обслуживания, то есть время стоянки самолета между полетами может быть сокращено, в результате чего увеличивается время его использования, то есть повышается эффективность эксплуатации.

Для того чтобы быстро заменить предлагаемый в изобретении модуль резервуара, по меньшей мере один резервуар-сборник модуля резервуара снабжен соединительным штуцером для подсоединения по меньшей мере одного резервуара-сборника к системе подачи во внутреннем пространстве фюзеляжа летательного аппарата. В зависимости от конструкции резервуара-сборника (сборник для сточных вод, резервуар для пресной воды или топливный бак) эта система подачи либо содержит всасывающую трубопроводную систему, подсоединенную к туалетам, или систему подачи пресной воды, которая подсоединена к кухням, туалетам и к другим потребителям пресной воды, или к системе подачи топлива, которая может подавать топливо отдельным потребителям.

Поскольку разница давлений наружного воздуха и воздуха в кабине отсутствует или она недостаточна для создания воздушного потока, необходимого для удаления фекальных масс из туалетов, когда самолет находится на земле или в полете на малой высоте, предлагаемый в изобретении модуль резервуара снабжен дополнительно вакуумным насосом, который способен создать необходимый перепад давлений. Вакуумный насос обеспечивает создание пониженного давления в резервуаре-сборнике и соответственно в подающей трубопроводной системе, так что фекальные массы из туалетов и из трубопроводной системы могут транспортироваться по меньшей мере в один резервуар-сборник модуля резервуара. Хотя обычная разница давлений при полете на крейсерской высоте порядка 8000-10000 м составляет примерно 570 мбар, однако будет достаточно, если вакуумный насос будет создавать разницу давлений порядка 250-270 мбар (или больше) для создания необходимого воздушного потока.

Для постоянного получения обновляемой информации об уровне заполнения по меньшей мере одного резервуара-сборника модуль резервуара содержит дополнительно устройство, которое обеспечивает непрерывное измерение уровня в резервуаре. В этом случае можно дополнительно уменьшить время технического обслуживания и простоя самолета, поскольку такое измерительное устройство обеспечивает возможность оценки времени замены модуля резервуара.

Поскольку полный объем резервуаров-сборников модуля резервуара не используется, особенно в полетах на небольшие дальности, то в этом случае замена модуля резервуара может потребоваться только через два, три и более таких полетов.

Для того чтобы максимально автоматизировать работы по замене и техническому обслуживанию предлагаемого в изобретении модуля резервуара, он может быть снабжен чистящим устройством, или по меньшей мере один резервуар-сборник может быть снабжен таким устройством для выполнения чистки при нахождении самолета на земле, причем чистка может осуществляться в форме мойки резервуара.

Как указывалось выше, внутренняя часть по меньшей мере одного резервуара-сборника предлагаемого в изобретении модуля резервуара непосредственно граничит с обшивкой фюзеляжа летательного аппарата в форме оболочки модуля резервуара. Однако, поскольку температура за бортом на больших высотах полета очень низка, то содержимое по меньшей мере одного резервуара-сборника может в этом случае замерзнуть. Для разрешения этой проблемы предлагаемый в изобретении модуль резервуара может быть снабжен дополнительно по меньшей мере одним нагревательным устройством для нагрева по меньшей мере одного резервуара-сборника. Это устройство может содержать, например, нагревательную рубашку или нагревательную спираль, встроенную в стенки по меньшей мере одного резервуара-сборника.

Каждый резервуар дополнительно снабжен дренажным устройством для опорожнения по меньшей мере одного резервуара-сборника модуля резервуара. Такое дренажное устройство может содержать, например, дренажный штуцер с соответствующим запорным вентилем. Если в состав модуля резервуара входят несколько резервуаров-сборников, то каждый резервуар-сборник может быть снабжен отдельным дренажным устройством с дренажным штуцером и запорным вентилем, причем все дренажные узлы могут быть объединены в одно общее дренажное устройство с запорным вентилем, так чтобы все резервуары-сборники могли быть опорожнены только через один дренажный штуцер.

Как следует из вышеприведенного, предлагаемый в изобретении модуль резервуара может содержать различные потребители электроэнергии, поэтому для него необходимо подключение к системе электропитания. В частности, электроэнергия необходима для вакуумного насоса, измерителя уровня заполнения, нагревательного устройства и устройства для чистки (если имеется). Для обеспечения электроэнергией указанных потребителей модуль резервуара содержит дополнительно соединительное устройство для подключения модуля резервуара к системе электропитания во внутреннем пространстве фюзеляжа летательного аппарата. Если такое соединительное устройство выполнено в форме штепсельного соединителя, то в этом случае замена модуля резервуара ускоряется. При выемке модуля резервуара из фюзеляжа летательного аппарата может автоматически размыкаться штепсельное соединение между модулем резервуара и системой электропитания во внутреннем пространстве фюзеляжа летательного аппарата, а при последующей установке модуля резервуара в фюзеляж летательного аппарата это соединение может автоматически восстанавливаться.

Вышеприведенные объяснения ясно показывают, что предлагаемый в изобретении модуль резервуара обеспечивает существенное сокращение времени простоя и технического обслуживания летательного аппарата, так что настоящее изобретение непосредственно влияет на эффективность использования летательного аппарата. Поэтому еще один вариант осуществления настоящего изобретения относится к летательному аппарату, в котором имеется по меньшей мере один резервуар-сборник, который используется как сборник сточных вод, резервуар для пресной воды или топливный бак, причем модуль резервуара выполнен в соответствии с вышеуказанными признаками.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение описывается на примере со ссылками на приложенный чертеж. На чертеже показан вид вертикальной проекции предлагаемого в изобретении модуля резервуара в процессе его установки в проем фюзеляжа летательного аппарата.

Хотя чертеж дается не в масштабе, однако он отражает примерно отношения размеров частей.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На чертеже показан модуль 1 резервуара непосредственно перед его установкой в проем 8 фюзеляжа 9 летательного аппарата. Основными частями модуля 1 резервуара являются оболочка 5, которая выполнена в данном случае в форме оболочки фюзеляжа, а также резервуар-сборник 10, неотъемлемой частью которого является оболочка 5, прикрепленная к резервуару снизу. Хотя на приведенном виде показан только один резервуар-сборник 10, однако на оболочке 5 может быть размещено более одного резервуара-сборника.

Вместо показанного соединения оболочки 5 и по меньшей мере одного резервуара-сборника 10 может быть использовано соединение, при котором они находятся на некотором расстоянии друг от друга, например, с помощью проставок. Однако в модуле 1 резервуара, показанном на чертеже, оболочка 5 располагается таким образом, что она формирует днище резервуара-сборника 10.

Такой резервуар-сборник 10, также как и оболочка 5, может быть изготовлен, например, из композиционных материалов, армированных волокном, таких как пластмасса, армированная стекловолокном, или пластмасса, армированная углеволокном. В такой конструкции модуля резервуара, состоящего из резервуара-сборника 10 и оболочки 5, выгодно используется действие боковых стенок резервуара-сборника, обеспечивающих в этом случае усиление оболочки 5, так что монококовая конструкция оболочки 5 дополнительно усиливается.

На чертеже также видно, что внешняя поверхность оболочки точно соответствует проему 8 фюзеляжа, так что модуль резервуара может быть вставлен в проем 8 фюзеляжа с точным вписыванием оболочки в контур внешней обшивки, и резервуар-сборник 10 будет при этом размещен в грузовом отсеке 6 внутри фюзеляжа 9 летательного аппарата. В установленном положении модуля 1 резервуара оболочка 5 герметизирует грузовой отсек 6, причем оболочка 5 формирует нижнюю часть резервуара-сборника 10 и одновременно герметично уплотняет проем 8 фюзеляжа.

Резервуар-сборник 10 снабжен в верхней части трубным штуцером 4 для подсоединения резервуара-сборника 10 к подающему трубопроводу, проходящему внутри фюзеляжа летательного аппарата. Этот трубный штуцер 4 может представлять, например, устройство соединения с системой всасывания, так что фекальная масса может удаляться всасыванием и транспортироваться в резервуар-сборник 10 по подающему трубопроводу внутри фюзеляжа с помощью вакуума, создаваемого в резервуаре-сборнике 10.

Для создания такого вакуума на модуле 1 резервуара установлен вакуумный насос 3, предназначенный для отсасывания воздуха из резервуара-сборника 10. Вакуумный насос 3 выбрасывает воздух, отсасываемый из резервуара-сборника 10, наружу через выходной воздушный штуцер 11.

Для использования разницы давлений наружного воздуха и воздуха в кабине, которая существует на больших высотах полета, для отсасывания воздуха из резервуара-сборника 10 модуль 1 резервуара снабжен дополнительно перепускной линией 12, которая обеспечивает параллельный воздушный поток, минующий вакуумный насос 3. Благодаря такому устройству разница давлений наружного воздуха и воздуха в кабине обеспечивает отсасывание воздуха из резервуара-сборника 10 при полетах на больших высотах, а вакуумный насос 3 включается только тогда, когда летательный аппарат находится на земле или осуществляет полет на малой высоте.

Для опорожнения резервуара-сборника 10 модуль 1 резервуара снабжен дополнительно дренажным устройством 2 для удаления фекальных масс посредством отсасывания.

Модуль 1 резервуара может быть снабжен дополнительно устройством (на чертеже не показано) для непрерывного измерения уровня масс в резервуаре-сборнике 10. Также модуль 1 резервуара может быть снабжен устройством для чистки внутренней части резервуара-сборника, например, с помощью промывки.

Как показано на чертеже, резервуар-сборник 10 непосредственно граничит по оболочке 5 с внешней средой, так что большей частью жидкое содержимое резервуара-сборника 10 может замерзать, в частности при низких температурах, характерных для больших высот полета. Для устранения опасности замерзания предлагаемый в изобретении модуль 1 резервуара может быть снабжен дополнительно устройством для нагрева по меньшей мере резервуара-сборника 10, которое может быть, например, встроено в его стенки в форме нагревательной рубашки или нагревательной спирали.

1. Модуль (1) резервуара для установки в проеме (8) фюзеляжа летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, один резервуар-сборник (10) и оболочку (5), которая формирует внешнюю часть модуля (1) резервуара и соединена с резервуаром-сборником (10), причем контур оболочки (5) соответствует контуру проема (8) фюзеляжа, в который может быть вставлен модуль (1) резервуара с оболочкой (5), так что резервуар-сборник (10) размещается во внутреннем пространстве (6) фюзеляжа летательного аппарата, при этом оболочка (5) обеспечивает герметизацию внутреннего пространства (6) фюзеляжа (9) летательного аппарата.

2. Модуль резервуара по п.1, в котором оболочка (5) формирует нижнюю часть, по меньшей мере, одного резервуара-сборника (10) так, чтобы она встраивалась в нижнюю часть проема (8) фюзеляжа.

3. Модуль резервуара по п.1, в котором, по меньшей мере, один резервуар-сборник (10) и оболочка (5) выполнены как одно целое.

4. Модуль резервуара по п.1, в котором, по меньшей мере, один резервуар-сборник (10) и оболочка (5) изготовлены из композиционного материала, армированного волокнами.

5. Модуль резервуара по п.1, в котором оболочка (5) имеет такие размеры, что ослабление конструкции фюзеляжа (9) летательного аппарата, вызываемое проемом (8) в фюзеляже, компенсируется, когда оболочка установлена в проеме (8) фюзеляжа (9).

6. Модуль резервуара по п.1, в котором, по меньшей мере, один резервуар-сборник (10) выполнен в форме резервуара из группы, состоящей из резервуаров-сборников сточных вод, резервуаров пресной воды и топливных баков.

7. Модуль резервуара по п.1, в котором, по меньшей мере, один резервуар-сборник (10) снабжен штуцером (4), который предназначен для подсоединения, по меньшей мере, одного резервуара-сборника (10) к подающему трубопроводу во внутреннем пространстве (6) фюзеляжа (9) летательного аппарата.

8. Модуль резервуара по п.7, содержащий дополнительно, по меньшей мере, один вакуумный насос (3), который предназначен для создания воздушного потока всасывания из подающей трубопроводной системы, по меньшей мере, в один резервуар-сборник (10), по меньшей мере, через один резервуар-сборник (10).

9. Модуль резервуара по п.1, содержащий дополнительно, по меньшей мере, одно устройство для непрерывного измерения уровня заполнения, по меньшей мере, одного резервуара-сборника (10).

10. Модуль резервуара по п.1, содержащий дополнительно, по меньшей мере, одно устройство для чистки, по меньшей мере, одного резервуара-сборника (10).

11. Модуль резервуара по п.1, содержащий дополнительно, по меньшей мере, одно устройство для нагрева, по меньшей мере, одного резервуара-сборника (10), причем нагревательное устройство встроено в стенки резервуара-сборника.

12. Модуль резервуара по п.1, содержащий дополнительно, по меньшей мере, одно дренажное устройство (2) для опорожнения, по меньшей мере, одного резервуара-сборника (10).

13. Модуль резервуара, по меньшей мере, по одному из пп.8-12, содержащий дополнительно, по меньшей мере, одно соединительное устройство для подключения модуля (1) резервуара к источнику электропитания во внутреннем пространстве (6) фюзеляжа (9) летательного аппарата.

14. Летательный аппарат с резервуаром-сборником (10) из группы, состоящей из сборников для сточных вод, резервуаров для пресной воды и топливных баков, причем резервуар-сборник выполнен в форме модуля (1) резервуара по одному из пп.1-13.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов, в частности к клапанам для топливных баков. .

Изобретение относится к топливным системам транспортных, в частности, авиационно-космических средств, а именно к бортовым емкостям для хранения и подачи криогенного топлива, например водорода.

Вертолет // 2248306
Изобретение относится к компоновке вертолета, оборудованного дополнительными наружными подвесными топливными баками для увеличения запаса топлива и увеличения дальности полета.

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к топливным системам сверхтяжелых самолетов. .

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов, преимущественно сверхтяжелых самолетов, более конкретно к топливным бакам, в том числе и подвесным.

Изобретение относится к вертолетной технике. .
Изобретение относится к области топливных баков для транспортных машин. .

Изобретение относится к вертолетной технике. .

Емкость // 2072949

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения
Изобретение относится к области производства топливных систем, более конкретно к способу изготовления гибкого ударопрочного топливного бака

Изобретение относится к изготовлению топливных баков для ракетных и космических аппаратов, в частности к устройствам, выполненным в виде одноразовых пластически деформируемых капсул, которые предназначены для изготовления или формирования корпуса топливного бака ракетной и космической техники из гранул фракционного состава высокопрочного титанового сплава, полученных методом гранульной металлургии, с использованием горячего изостатического прессования

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливному баку летательного аппарата

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная оболочка, в оболочке выполнены прорези напротив устройства забора топлива к двигателю и устройства ввода газа наддува, при этом заполняемый топливом зазор между оболочкой и корпусом бака выбран из соотношения: 0,002·D≤δ≤0,145·D, где δ - зазор между внутренней поверхностью корпуса бака и оболочкой; D - внутренний диаметр корпуса бака. Технический результат заключается в снижении массы топливного бака и увеличении предоставляемого под топливо объема при одновременном снижении нагрева топлива, подаваемого из топливного бака в двигательную установку. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива к силовой установке воздушного судна. Изобретение заключается в конструкции панели обшивки воздушного судна, которая при использовании представляет собой стенку бака для текучей среды, содержащей обшивочный слой с наружной поверхностью, которая представляет из себя аэродинамическую поверхность воздушного судна. В отверстии в обшивочном слое топливного бака установлена панель, содержащая ультразвуковой датчик измерителя уровня топлива, который смонтирован на внутренней поверхности обшивочного слоя рядом с отверстием в обшивочном слое; и панель доступа, которая закрывает отверстие и может быть отделена для получения доступа к датчику. Улучшаются аэродинамические характеристики, повышается надежность и безопасность полетов. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом. Размеры поперечного сечения канала соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. Изобретение позволяет охладить криогенный компонент в накопителе капиллярного типа. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, к крыльевым топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак/баки имеют вид расположенных во внутренней полости крыла герметичных цилиндров или конусов и выполняет/выполняют функцию продольного несущего элемента конструкции крыла. Внутри бака располагается вертикальная негерметичная перегородка плоского, Т-образного поперечного сечения, или в виде фермы, швеллера, двутавра. Бак также может быть выполнен от конца одной консоли до конца другой. Технический результат заключается в повышении прочности конструкции крыла. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх