Топливная система летательного аппарата



Топливная система летательного аппарата
Топливная система летательного аппарата
Топливная система летательного аппарата
Топливная система летательного аппарата
Топливная система летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2487059:

Открытое акционерное общество "МОСКОВСКИЙ ВЕРТОЛЁТНЫЙ ЗАВОД ИМ. М.Л. МИЛЯ" (RU)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливной системе летательного аппарата. Топливная система содержит топливный бак (1) с заливной горловиной (2), дренажной системой и насосом питания двигателя (6) дренажная система снабжена пылезащитным фильтром (5), установленным на выходе дренажного трубопровода (3) в атмосферу. Пылевлагозащитный фильтр выполнен двухступенчатым, в виде вихревого генератора (7) для грубой очистки воздуха и отделения влаги и сетчатого фильтра (10) для тонкой очистки воздуха, установленного напротив выходного сечения цилиндрического корпуса (8) вихревого генератора. При этом выходное сечение корпуса (8) вихревого генератора охвачено спиральным каналом (12) типа «улитка» с открытым концом для выброса в атмосферу воздуха с продуктами грубой очистки, а наклонный срез его наружного патрубка (11) расположен навстречу набегающему потоку воздуха при полете летательного аппарата. Технический результат заключается в повышении надежности защиты от попадания пыли и других частиц в топливо. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательных аппаратов, и может быть использовано в дренажной системе топливного бака вертолета для предотвращения попадания пыли в топливо через дренажный трубопровод, соединяющий надтопливное пространство баков с внешней атмосферой.

В известных устройствах подачи топлива к силовой установке летательных аппаратов (например, «Проектирование топливных систем самолетов», М.: «Машиностроение», 1975, с.158-160, рис.6,2 и 6,3) дренажные трубопроводы сообщаются непосредственно с атмосферным воздухом. Однако в условиях полета в непосредственной близости от земли возможно попадание вместе с воздухом пыли или других посторонних частиц, что может вызвать отказ агрегатов топливной системы внутри бака или в самой дренажной системе.

Известны конструкции циклонного типа, предназначенные для отделения посторонних частиц из воздуха, например, путем закручивания потока воздуха и отбрасывания пыли под действием центробежных сил к стенкам цилиндрического корпуса (авт.св. СССР №270484, В04С 5/06, 1970). Известны конструкции, включающие закручивающий лопаточный винтовой отражатель, установленный по оси цилиндрического корпуса (патент RU №2181439, F02C 7/052, 2002).

Наиболее близкими по конструкции к заявляемому устройству являются прямоточные циклоны для очистки забортного атмосферного воздуха, которые входят в состав батареи из циклонов для пылезащитного устройства двигателя летательного аппарата по патенту №2181439.

Такой прямоточный циклон содержит цилиндрический корпус, переходящий в конический диффузор и лопаточный закручивающий «завихритель», установленный в передней части корпуса. В выходном сечении корпуса расположена трубка отвода очищенного воздуха, образующая с диффузором кольцевой канал для отвода сепарированной пыли в пылесборник. Циклон выполнен со специальными геометрическими соотношениями параметров устройства.

Конструкция и заявляемые геометрические соотношения прототипа отражают особенности использования его в качестве базового элемента в пылезащитном устройстве силовой установки вертолета.

Недостатком циклона является то, что размеры сепарированной пыли не могут быть определенными или заданными, так как ворс, пух и прочие крупные, но близкие по удельному весу воздуху, то есть легкие, но относительно крупные загрязнители не все успевают отводиться, отбрасываться под действием центробежных сил и проникают в канал очищенного воздуха.

Задачей заявляемого изобретения является создание устройства, учитывающего особенности конструкции и работы топливной системы и предохраняющего агрегаты топливной системы летательного аппарата от попадания в нее пыли и других частиц заданных габаритов, определяемых, например, зазорами между подвижными деталями агрегатов, которые при попадании в топливо могут привести к нарушению их работы.

Поставленная задача решена тем, что в топливной системе летательного аппарата, содержащей топливный бак с заливной горловиной и дренажной системой, включающей дренажный трубопровод и дренажный клапан, и насос питания двигателя, в соответствии с изобретением на выходе дренажного трубопровода в атмосферу установлен пылезащитный фильтр.

Пылезащитный фильтр выполнен двухступенчатым: в виде вихревого генератора для грубой очистки воздуха и отделения влаги и сетчатого фильтра, установленного напротив выходного сечения корпуса вихревого генератора, для тонкой очистки воздуха, при этом выходное сечение корпуса вихревого генератора охвачено спиральным каналом типа «улитка» с открытым концом для выброса в атмосферу воздуха с продуктами грубой очистки, а наклонный срез наружного патрубка корпуса расположен навстречу набегающему потоку воздуха при полете летательного аппарата.

Наличие фильтра на выходе в атмосферу дренажного трубопровода предотвратит попадание пыли, посторонних частиц заданных размеров и влаги в топливную систему летательного аппарата. Выполнение фильтра двухступенчатым повышает чистоту очистки воздуха, поступающего из атмосферы в процессе выработки топлива из бака. Подбор параметров конструктивных элементов вихревого генератора и подбор размеров отверстий сетчатого фильтра позволяют обеспечить сепарацию пыли и влаги, а также выбрать заданные размеры задерживаемых фильтром частиц. Заданные размеры частиц определяются величинами зазоров между подвижными элементами агрегатов топливной системы летательного аппарата. В конечном счете топливная система с таким пылевлагозащитным фильтром дренажной системы топливного бака повысит надежность летательного аппарата в целом.

Особенностью работы двухступенчатого фильтра в топливной системе является возможность самоочистки (регенерации или восстановления состояния) сетчатого фильтра тонкой очистки на стоянке летательного аппарата, в процессе заправки топливом. За счет достаточно высокой скорости потока воздуха, вытесняемого из бака при заправке топливом (существенно более высокой, чем при расходе топлива на двигатель), вытесняемый из бака воздух с парами топлива продувает и таким образом очищает фильтр тонкой очистки, выбрасывая через вихревой генератор фильтра обратно в атмосферу улавливаемые сеткой посторонние частички.

Наличие наружного патрубка перед цилиндрической частью корпуса, в которой расположены лопатки вихревого генератора, и выбор угла наклона его среза навстречу набегающему потоку воздуха позволяют добиться достаточной эффективности работы вихревого генератора за счет перепада давления на входе и выходе из него.

Изобретение поясняется чертежами, где изображены:

на фиг.1 - схема топливной системы летательного аппарата с направлением потоков воздуха в дренажной системе при выработке топлива в режиме полета;

на фиг.2 - то же с направлением потоков воздуха в дренажной системе при заправке бака топливом на земле;

на фиг.3 - пылевлагозащитный фильтр, вид сверху;

на фиг.4 - разрез А-А фиг.3;

на фиг.5 - разрез Б-Б фиг.4.

Топливная система летательного аппарата, преимущественно вертолета, содержит (фиг.1) расположенный под полом пассажирской кабины топливный бак 1 с заправочной горловиной 2 и дренажной системой, включающей трубопровод 3, дренажный клапан 4 и пылезащитный фильтр 5, расположенный на выходе дренажного трубопровода 3 в атмосферу. В баке 1 расположен насос 6 для питания двигателей вертолета.

Пылевлагозащитный фильтр 5 дренажной системы выполнен двухступенчатым (фиг.3, 4, 5). Первая ступень, грубой очистки, представляет собой вихревой генератор (или прямоточный циклон) 7 и содержит расположенные в цилиндрическом корпусе 8 закручивающие лопатки 9 (фиг.4).

Вторая ступень фильтра 5, тонкой очистки, выполнена в виде сетчатого фильтра 10, который расположен напротив выходного сечения вихревого генератора 7 и установлен в колене дренажного трубопровода 3 (фиг.4).

Цилиндрический корпус 8 вихревого генератора 7 имеет наружный патрубок 11, срез которого расположен под углом к оси корпуса 8 и навстречу набегающему потоку воздуха при полете летательного аппарата (фиг.3).

Выходное сечение корпуса 8 окружено кольцевым каналом 12 в виде центробежной улитки, открытым в атмосферу для отвода воздуха с продуктами грубой очистки (фиг.4, 5).

Топливная система работает в полете следующим образом (фиг.1). При выработке двигателями топлива, подаваемого насосом 6, наружный атмосферный воздух через фильтр 5, трубопровод 3 и дренажный клапан 4 поступает в топливный бак 1 со скоростью, равной скорости расхода топлива двигателем.

Попадая через наклонный срез наружного патрубка 11 на закручивающие лопатки 9, воздух проходит через первую ступень фильтра 5. При этом под действием центробежной силы частицы влаги и пыль отбрасываются на периферию потока, к стенкам корпуса 8 и вместе с продуваемым потоком воздуха попадают в кольцевой канал 12 и выбрасываются обратно в атмосферу (в зону разрежения, создаваемого набегающим потоком воздуха в полете).

Прошедший через первую ступень поток воздуха проходит далее через сетчатый фильтр 10 для тонкой очистки в трубопровод 3 и через дренажный клапан 4 поступает в топливный бак 1.

На земле при заправке летательного аппарата топливом (фиг.2) воздух с парами топлива, вытесняемый поступающим в бак топливом, устремляется в атмосферу по трубопроводу 3 через дренажный клапан 4 и фильтр 5.

Поскольку скорость вытесняемого из бака топливом воздуха значительна (значительно превышает скорость всасываемого в бак воздуха при расходе топлива двигателем) сетчатый фильтр 10 под действием потока вытесняемого воздуха очищается автоматически от накопившихся за время полета на его поверхности частиц пыли, которые выбрасываются обратно в атмосферу.

1. Топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак с заливной горловиной и дренажной системой, включающей дренажный трубопровод с дренажным клапаном, и насос питания двигателя, отличающаяся тем, что на выходе дренажного трубопровода в атмосферу установлен пылезащитный фильтр.

2. Топливная система по п.1, отличающаяся тем, что пылезащитный фильтр выполнен двухступенчатым: в виде вихревого генератора для грубой очистки воздуха и отделения влаги и сетчатого фильтра, установленного напротив выходного сечения корпуса вихревого генератора, для тонкой очистки воздуха, при этом выходное сечение корпуса вихревого генератора охвачено спиральным каналом типа «улитка» с открытым концом для выброса в атмосферу воздуха с продуктами грубой очистки, а наклонный срез наружного патрубка корпуса расположен навстречу набегающему потоку воздуха при полете летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к двигателестроению, в частности в авиационной технике. .

Изобретение относится к соединительным муфтам топливопроводов летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации. .

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

Изобретение относится к области безопасности топливных баков

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

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам для удаления воды из топливного бака воздушного судна. В воздушном судне с топливным баком и двигателем система для удаления воды выполнена с возможностью подачи воды из топливного бака в двигатель. Система для удаления воды содержит водяную магистраль (10) и клапан (20). В процессе эксплуатации клапан автоматически открывается в ответ на увеличение эффективного угла тангажа воздушного судна во время взлета и набора высоты. Клапан содержит маятник и запорный элемент клапана, соединенный с маятником таким образом, что изменение углового положения маятника относительно водяной магистрали заставляет запорный элемент клапана перемещаться из закрытого положения, когда запорный элемент клапана препятствует прохождению воды в водяной магистрали, в открытое положение, когда вода может протекать через клапан. Изобретение повышает надежность. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом. После взлета боевые самолеты с боевым комплектом располагают либо в носовой части основного боевого самолета, либо в его хвостовой части с возможностью дополнительной заправки топливом в воздухе и для выполнения боевого маневра. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей боевых самолетов с боевым комплектом при выполнении боевых задач. 2 ил.

Описаны способы автоматической эксплуатации системы управления подачей топлива воздушного судна, имеющего по меньшей мере один топливный бак, причем каждый топливный бак имеет связанный с ним указатель количества топлива, обеспечивающий показание количества топлива в связанном с ним топливном баке, при этом первый способ включает расчет количества топлива на борту воздушного судна (FOB_FailedFQI), для использования системой управления подачей топлива в случае неисправности по меньшей мере одного указателя количества топлива, при этом количество топлива на борту рассчитывают как величину исходного количества топлива на борту (FOBinit) минус количество использованного топлива; и, если неисправность возникает до первого определения исходного количества топлива на борту (FOBinit), определение величины исходного количества топлива на борту (FOBinit) в момент времени, когда все двигатели воздушного судна запущены, как сумму приписанной величины количества топлива для каждого топливного бака, связанного с неисправным указателем количества топлива, плюс сумма количества топлива в каждом из остальных топливных баков, измеренного каждым связанным указателем количества топлива. По второму способу дополнительно к первому или альтернативно приписанную величину вводят в ручном режиме или автоматически устанавливают равной нулю или количеству топлива в другом топливном баке системы, который связан с работающим указателем количества топлива. По третьему способу дополнительно к первому и второму способам или альтернативно производят расчет положения центра тяжести воздушного судна с полным полетным весом с использованием приписанной величины количества топлива для каждого топливного бака, связанного с неисправным указателем количества топлива. Повышается надежность работы системы перекачки топлива, влияющей на балансировку воздушного судна и безопасность полетов. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к топливным бакам летательных аппаратов. В расходном отсеке топливного бака установлено подпружиненное капиллярное заборное устройство, с проницаемыми стенками из мелкоячеистых сеток, внутренняя полость которого соединена через сильфон с магистралью подачи топлива к двигателю. Расходный отсек расположен с зазорами по отношению к наружной и внутренней обечайкам бака и выполнен в виде автономной герметичной емкости с двумя днищами в виде кольцевых секторов, соединенных двумя криволинейными и двумя плоскими поверхностями. Расходный отсек оборудован тремя, оснащенными инерционными массами переливными клапанами, один из которых расположен в верхней части сечения отсека бака, предшествующего расходному, и сообщен с расходным отсеком двумя переливными магистралями, а два других на его плоских правой и левой поверхностях. Технический результат заключается в обеспечении бесперебойной подачи топлива на вход в двигатель. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру. При этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из предложенного авторами соотношения: M Г = P V R T , где МГ - масса газа наддува в баллонах; P - давление наддува топливного бака; V - объем топливного бака; R - газовая постоянная газа наддува; T - температура газа наддува в конце полета сверхзвукового летательного аппарата. Технический результат заключается в оптимизации компоновки и центровки летательного аппарата, а также в снижении массы газа наддува, заправленного в баллоны высокого давления. 1 ил.

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.
Наверх