Топливная система летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2458827:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ГОСУДАРСТВЕННОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "РАДУГА" ИМЕНИ А.Я. БЕРЕЗНЯКА" (RU)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к топливной системе летательного аппарата. Топливная система включает основной топливный бак, сообщенный с источником газа наддува и дренажным устройством, и дополнительный бак, содержащий газовую и топливную полости, разделенные перегородкой из эластичного материала. Газовая полость сообщена с дополнительным дренажным устройством, а топливная полость сообщена с основным топливным баком и магистралью подачи топлива в двигатель, сообщенной с заправочной горловиной. Газовая полость дополнительного бака сообщена с источником газа наддува через закрытый управляемый клапан, а сообщение топливной полости дополнительного бака с основным топливным баком выполнено с его нижней частью через открытый управляемый клапан. Технический результат заключается в увеличении надежности работы топливной системы летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов (ЛА), преимущественно беспилотных (БПЛА), конкретно, к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке.

Известен БПЛА, представленный в патенте РФ №2375254. Принятая за прототип топливная система известного БПЛА содержит основной топливный бак и герметичный предохранительный контейнер (дополнительный топливный бак), снабженный эластичной компенсационной емкостью (перегородкой из эластичного материала), разделяющей полость контейнера на газовую и топливные полости, при этом газовая полость сообщена с дренажной горловиной (дополнительным дренажным устройством), а топливная полость сообщена с источником газа наддува, основным топливным баком и через него сообщена с магистралью подачи топлива в двигатель, которая через основной топливный бак сообщена с заправочной горловиной. Основной топливный бак через топливную полость контейнера сообщен с дренажным устройством и источником газа наддува.

Существенными признаками предлагаемой топливной системы, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: топливная система летательного аппарата, включающая основной топливный бак, сообщенный с источником газа наддува и дренажным устройством, и дополнительный бак, содержащий газовую и топливную полости, разделенные перегородкой из эластичного материала, при этом газовая полость сообщена с дополнительным дренажным устройством, а топливная полость сообщена с основным топливным баком и магистралью подачи топлива в двигатель, сообщенной с заправочной горловиной.

В известном устройстве после выработки топлива из дополнительного бака газ наддува по линии сообщения попадает в основной топливный бак, и при сложном маневрировании ЛА с воздействием больших боковых или отрицательных вертикальных перегрузок, с соответствующим перемещением топлива по направлению действия перегрузки, газ наддува может попасть в магистраль подачи топлива и двигатель, приводя к останову двигателя, потере скорости ЛА и невозможности выполнения необходимого сложного маневрирования.

Предлагаемым устройством решается задача исключения попадания газа наддува в магистраль подачи топлива в двигатель при сложном маневрировании ЛА с воздействием больших боковых или отрицательных вертикальных перегрузок.

Для достижения названного технического результата в предлагаемой топливной системе летательного аппарата, включающей основной топливный бак, сообщенный с источником газа наддува и дренажным устройством, и дополнительный бак, содержащий газовую и топливную полости, разделенные перегородкой из эластичного материала, при этом газовая полость сообщена с дополнительным дренажным устройством, а топливная полость сообщена с основным топливным баком и магистралью подачи топлива в двигатель, сообщенной с заправочной горловиной, газовая полость дополнительного бака сообщена с источником газа наддува через закрытый управляемый клапан, а сообщение топливной полости дополнительного бака с основным топливным баком выполнено с его нижней частью через открытый управляемый клапан. Для обеспечения возможности полета ЛА с несколькими участками сложного маневрирования управляемые клапаны выполнены многократного действия. Для исключения уменьшения запаса топлива в дополнительном топливном баке после завершения полета ЛА на участке сложного маневрирования, в линии сообщения газовой полости дополнительного бака с источником газа наддува, установлен дроссель. Для обеспечения возможности пополнения израсходованного количества топлива из дополнительного топливного бака перед последующими участками сложного маневрирования ЛА в полете клапан в линии сообщения газовой полости дополнительного бака с источником газа наддува в закрытом положении содержит дренажный канал сообщения с окружающей средой газовой полости дополнительного бака.

Отличительными признаками предлагаемого устройства от прототипа является то, что газовая полость дополнительного бака сообщена с источником газа наддува через закрытый управляемый клапан, а сообщение топливной полости дополнительного бака с основным топливным баком выполнено с его нижней частью через открытый управляемый клапан. Кроме того, дополнительно управляемые клапаны выполнены многократного действия; в линии сообщения газовой полости дополнительного бака с источником газа наддува установлен дроссель; клапан в линии сообщения газовой полости дополнительного бака с источником газа наддува в закрытом положении содержит дренажный канал сообщения с окружающей средой газовой полости дополнительного бака.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) обеспечивается возможность сложного маневрирования ЛА с большими боковыми и отрицательными вертикальными перегрузками. Дополнительно обеспечивается возможность полета ЛА с несколькими участками сложного маневрирования; обеспечивается возможность уменьшения потребного объема и массы дополнительного топливного бака при полете ЛА с несколькими участками сложного маневрирования.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА, преимущественно беспилотных, которые длительно хранятся с заправленным топливным баком при изменении температуры топлива в широком диапазоне, обеспечивая при хранении герметичную изоляцию топлива без развития внутреннего давления, а в полете ЛА при относительно простой конструкции топливной системы обеспечивают бесперебойную подачу топлива в двигатель на участках сложного маневрирования ЛА.

Предлагаемая топливная система ЛА представлена на чертеже.

Представленная на чертеже топливная система ЛА включает основной топливный бак 1, сообщенный линией 2 с источником 3 газа наддува и дренажным устройством 4, и дополнительный бак 5, содержащий газовую 6 и топливную 7 полости, разделенные перегородкой 8 из эластичного материала, при этом газовая полость 6 сообщена линией 9 с дополнительным дренажным устройством 10, а топливная полость 7 сообщена линией 11 с основным топливным баком 1 и магистралью 12 подачи топлива в двигатель, сообщенной с заправочной горловиной 13. Газовая полость 6 дополнительного бака 5 сообщена через линию 9 линией 14 с источником 3 газа наддува через закрытый управляемый клапан 15, а сообщение топливной полости 7 дополнительного бака 5 с основным топливным баком 1 выполнено с его нижней частью через открытый управляемый клапан 16. Управляемые клапаны 15 и 16 выполнены многократного действия. В линии 9 на входе в газовую полость 6 дополнительного бака 5 установлен дроссель 17. Клапан 15 в линии 14 сообщения газовой полости 6 дополнительного бака 5 с источником 3 газа наддува в закрытом положении содержит дренажный канал 18 сообщения через линии 9 и 14 с окружающей средой газовой полости 6 дополнительного бака 5.

Устройство по п.1 формулы работает следующим образом. Для заправки топливом основного топливного бака 1 и дополнительного бака 5 открывается дренажное устройство 4 и дополнительное дренажное устройство 10. Топливозаправщик подстыковывается к заправочной горловине 13 и подает топливо под избыточным давлением через магистраль 12 в топливную полость 7 дополнительного бака 5. После заполнения полости 7 в ней повышается давление топлива, под действием которого эластичная перегородка 8 перемещается до упора в стенку дополнительного бака 5, уменьшая объем газовой полости 6 до нуля, при этом газ из полости 6 через линию 9 и открытое дренажное устройство 10 выходит в окружающую среду. При этом объем топливной полости 7 увеличивается до полного объема дополнительного бака 5. Одновременно после заполнения полости 7 топливом под действием избыточного давления топливо из полости 7 по линии 11 через открытый управляемый клапан 16 переливается в основной топливный бак 1, вытесняя из него воздух через открытое дренажное устройство 4. После заполнения баков 1 и 5 топливом объем топлива в топливной системе ЛА равен суммарному объему основного бака 1 и дополнительного бака 5, что соответствует максимальной температуре в широком диапазоне температур эксплуатации. В случае, если температура топлива при заправке меньше максимальной, плотность топлива больше, и к дополнительному дренажному устройству 10 подстыковывается устройство для подачи газа избыточного давления, которое по линии 9 подает газ избыточного давления в газовую полость 6, под действием которого эластичная перегородка 8 вытесняет избыточную массу топлива из полости 7 через линию 11 и бак 1 в открытое дренажное устройство 4. После заправки баков 1 и 5 топливом закрываются заправочная горловина 13 и дренажное устройство 4. В процессе длительного хранения ЛА с заправленными баками 1 и 5 в широком диапазоне температур топлива объем топлива в баках 1 и 5 изменяется, перемещая эластичную перегородку 8 в дополнительном баке 5, при этом газ через линию 9 и открытое дренажное устройство 10 либо стравливается из газовой полости 6 в окружающую среду при увеличении температуры топлива, либо поступает в полость 6 при уменьшении температуры топлива, что предотвращает развитие в баках 1 и 5 как избыточного давления, так и вакуума. Перед полетом ЛА закрывается дополнительное дренажное устройство 10. Задействуется источник 3 газа наддува, и газ избыточного давления по линии 2 поступает в бак 1, вытесняя из него топливо через линию 11 и открытый управляемый клапан 16 в полость 7 и из нее по магистрали 12 в двигатель ЛА, обеспечивая полет ЛА на маршевом участке, без воздействия больших боковых и вертикальных отрицательных перегрузок. На конечном участке полета ЛА с воздействием указанных перегрузок по команде от системы управления ЛА открывается клапан 15 и закрывается клапан 16. При этом газ избыточного давления от источника 3 по линиям 14 и 9 поступает в газовую полость 6 дополнительного бака 5, обеспечивая передачу избыточного давления через эластичную перегородку 8 на объем топлива в полости 7; под действием избыточного давления топливо из полости 7 через магистраль 12 поступает в двигатель ЛА, при этом закрытый клапан 16 предотвращает попадание газа наддува из бака 1 в полость 6 и по магистрали 11 в двигатель ЛА, обеспечивая непрерывную работу двигателя, при выполнении ЛА сложного маневрирования и различном положении топлива в баке 1.

Устройство по п.2 формулы работает аналогично устройству по п.1, дополнительно обеспечивается возможность полета ЛА с несколькими участками сложного маневрирования благодаря выполнению управляемых клапанов 15 и 16 многократного действия. После завершения полета ЛА на первом участке сложного маневрирования клапан 16 открывается, а клапан 15 закрывается. При этом вследствие того что давление газа наддува в баке 1 и газовой полости 6 дополнительного бака 5 одинаковое, некоторое время продолжается выработка топлива из полости 7 по магистрали 12 в двигатель ЛА с увеличением объема полости 6 и уменьшением давления газа в ней и, соответственно, уменьшением давления топлива в полости 7. После падения давления в полостях 6 и 7 на величину гидравлических потерь в линии 11 при величине расхода топлива, потребляемого двигателем ЛА на маршевом участке, количество топлива, поступившее в двигатель из полости 7, компенсируется переливом в нее топлива из бака 11 по магистрали 11. Оставшийся запас топлива в полости 7 может быть использован на последующем участке активного маневрирования, при закрытии клапана 16 и открытии клапана 15.

Устройство по п.3 формулы работает аналогично устройству по п.2. Дополнительно благодаря наличию дросселя 17 в линии 9 на участке сложного маневрирования ЛА в полостях 6 и 7 дополнительного бака 5 поддерживается меньшее давление по сравнению с давлением в баке 1, поэтому после завершения участка сложного маневрирования, одновременно с открытием клапана 16 и закрытием клапана 15, возобновляется перелив топлива по магистрали 11 с полным расходом, равным расходу топлива из топливной полости 7 по магистрали 12 в двигатель ЛА. Величина дросселя 17 выбирается из условия, чтобы гидравлические потери давления на дросселе 17 при поступлении газа от источника 3 по магистралям 14 и 9 в газовую полость 6 были не меньше гидравлических потерь давления в линии 11 при переливе топлива из бака 1 в полость 7 бака 5 с расходом, равным расходу топлива в двигатель на маршевом участке полета ЛА. Таким образом предотвращается уменьшение объема топливной полости 7 при полете ЛА на маршевом участке между двумя участками сложного маневрирования, следовательно, уменьшается величина начального потребного объема и масса дополнительного бака 5.

Устройство по п.4 работает аналогично устройству по п.2. Дополнительно благодаря наличию канала 18 в клапане 15, сообщающего при закрытом положении клапана 15 газовую полость 6 дополнительного бака 5 через линии 9 и 14 с окружающей средой, после завершения первого участка сложного маневрирования ЛА и продолжения полета ЛА на маршевом участке с закрытием клапана 15 и открытием клапана 16 начинается сброс газа из газовой полости 6 через линии 9, 14 и канал 18 клапана 15 в окружающую среду с незначительным уменьшением давления в полостях 6 и 7. При этом из бака 1 в полость 7 по линии 11 устанавливается увеличенный расход топлива, превышающий потребление топлива из полости 7 по магистрали 12 в двигатель ЛА. Увеличенный расход топлива в полость 7 компенсирует увеличение ее объема при уменьшении объема газовой полости 6 в процессе сброса газа в окружающую среду через линии 8, 14 и канал 18. Таким образом, при маршевом полете ЛА между двумя участками сложного маневрирования возобновляется первоначальный запас топлива в дополнительном баке 5 и для полета ЛА с несколькими участками сложного маневрирования объем дополнительного бака 5 выбирается исходя из условия обеспечения работы двигателя только на одном участке сложного маневрирования ЛА. Это позволяет уменьшить потребный для полета ЛА объем дополнительного бака 5 и массу его конструкции.

1. Топливная система летательного аппарата, включающая основной топливный бак, сообщенный с источником газа наддува и дренажным устройством, и дополнительный бак, содержащий газовую и топливную полости, разделенные перегородкой из эластичного материала, при этом газовая полость сообщена с дополнительным дренажным устройством, а топливная полость сообщена с основным топливным баком и магистралью подачи топлива в двигатель, сообщенной с заправочной горловиной, отличающаяся тем, что газовая полость дополнительного бака сообщена с источником газа наддува через закрытый управляемый клапан, а сообщение топливной полости дополнительного бака с основным топливным баком выполнено с его нижней частью через открытый управляемый клапан.

2. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что управляемые клапаны выполнены многократного действия.

3. Топливная система летательного аппарата по п.2, отличающаяся тем, что в линии сообщения газовой полости дополнительного бака с источником газа наддува установлен дроссель.

4. Топливная система летательного аппарата по п.2, отличающаяся тем, что клапан в линии сообщения газовой полости дополнительного бака с источником газа наддува в закрытом положении содержит дренажный канал сообщения с окружающей средой газовой полости дополнительного бака.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к испытательным устройствам для тестирования системы дополнительных центральных топливных баков (системы ACT) воздушного судна. .

Изобретение относится к устройству и способу для испытания системы топливных баков воздушного судна. .

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.

Ракета // 2438932
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2437804
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2437803
Изобретение относится к космонавтике. .
Изобретение относится к области производства топливных систем, более конкретно к способу изготовления гибкого ударопрочного топливного бака. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к соединительным муфтам топливопроводов летательных аппаратов

Изобретение относится к двигателестроению, в частности в авиационной технике

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливной системе летательного аппарата
Наверх