Способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата

Авторы патента:

B64D37/00 - Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке (заправка топлива в полете B64D 39/00)

Владельцы патента RU 2565425:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива в двигатель летательного аппарата. Способ подачи топлива в двигатель летательного аппарата заключается в наддуве полости отсека газом избыточного давления до определенной величины избыточного давления с последующим переливом топлива через магистрали в последний отсек топливного бака. Величину избыточного давления в первом отсеке выбирают с определенным запасом исходя из обеспечения давления на входе в двигатель. По мере расхода и нагрева топлива обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления, превышающего изначально выбранное давление. Обеспечивается перекрытие магистралей предыдущего выработанного отсека бака. Достигается уменьшение рабочего давления в отсеках топливного бака. 1 ил.

Способ относится к авиации, к оборудованию летательных аппаратов (ЛА), конкретно, к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке.

Известен способ выработки топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата [1], стр.54, принятый за прототип, заключающийся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата. При полете летательного аппарата с большими сверхзвуковыми скоростями происходит нагрев топлива в полете [1], стр.92, 93 с увеличением давления насыщенных паров топлива. Для обеспечения работоспособности двигателя летательного аппарата увеличивают давление наддува топливного бака [1], стр.107, при этом величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из превышения минимального потребного для работоспособности двигателя давления топлива на его входе на величину запаса давления по формуле

ΔP_зап≥P_Sк-P_Sн, где

ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель над величиной минимального потребного давления;

P_Sк - давление насыщенных паров при конечной температуре топлива в полете;

P_Sн - давление насыщенных паров топлива при начальной температуре топлива в полете.

Существенными признаками предлагаемого способа подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, заключающийся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата, при этом величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из превышения минимального потребного для работоспособности двигателя давления топлива на его входе, на величину запаса давления, по формуле

ΔP_зап≥P_Sк-P_Sн, где

ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель над величиной минимального потребного давления;

P_Sк - давление насыщенных паров при конечной температуре топлива в полете;

P_Sн - давление насыщенных паров топлива при начальной температуре топлива в полете.

При подаче топлива из многоотсечного топливного бака известным способом и полете ЛА с большой сверхзвуковой скоростью увеличивается температура обшивки ЛА вследствие аэродинамического нагрева. Поток тепловой энергии, проходящий через стенки топливного бака, поглощается топливом, увеличивая его температуру по мере выработки из отсеков топливного бака, соответственно температуре топлива увеличивается давление его насыщенных паров и потребное давление топлива на входе в двигатель. Несмотря на то что максимальную температуру соответственно и давление насыщенных паров топливо приобретает в конце полета, настройку устройства ограничения расхода газа выбирают исходя из обеспечения работоспособности двигателя при максимальных температурах и давлении его насыщенных паров, при этом большую часть времени полета ЛА в отсеках топливного бака поддерживается значительное избыточное давление, что приводит к увеличению массы топливного бака.

Предлагаемым устройством решается задача уменьшения рабочего давления в отсеках топливного бака.

Для достижения названного технического результата предлагаемом способе подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, заключающемся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата, величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из превышения минимального потребного для работоспособности двигателя давления топлива на его входе, на величину запаса давления, по формуле

ΔP_зап≥P_Sк-P_Sн, где

ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель над величиной минимального потребного давления;

P_Sк - давление насыщенных паров при конечной температуре топлива в полете;

P_Sн - давление насыщенных паров топлива при начальной температуре топлива в полете,

после выработки топлива из, по крайней мере, первого отсека топливного бака и уменьшения запаса давления топлива на входе в двигатель в связи с увеличением температуры топлива вследствие аэродинамического нагрева обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления до значения, превышающего величину давления наддува первого отсека, при этом обеспечивают перекрытие магистрали перелива топлива из предыдущего выработанного отсека топливного бака.

Отличительными признаками предлагаемого способа от прототипа является то, что после выработки топлива из, по крайней мере, первого отсека топливного бака и уменьшения запаса давления топлива на входе в двигатель в связи с увеличением температуры топлива вследствие аэродинамического нагрева обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления до значения, превышающего величину давления наддува первого отсека, при этом обеспечивают перекрытие магистрали перелива топлива из предыдущего выработанного отсека топливного бака.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) обеспечивается уменьшение массы топливной системы летательного аппарата.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА, конструкция которых подвергается интенсивному аэродинамическому нагреву при полете с большой сверхзвуковой скоростью.

Топливная система ЛА, реализующая предлагаемый способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, представлена на чертеже.

Топливная система летательного аппарата содержит многоотсечный топливный бак 1, полости отсеков 2 и 3 которого сообщены последовательно магистралями 4 и 5 перелива топлива меду собой и с двигателем 6 летательного аппарата 7, а через первый отсек 2 линией наддува 8 - с системой 9 подачи газа избыточного давления, содержащей пусковое устройство 10 и устройство 11 ограничения расхода газа. Магистраль 4 перелива топлива в полость последнего отсека 3 топливного бака 1 снабжена обратным клапаном 12, при этом полость последнего отсека 3 сообщена дополнительной линией наддува 13 с системой 9 подачи газа через дополнительное пусковое устройство 14 и дополнительное устройство 15 ограничения расхода газа, настроенное на увеличенное значение величины ограничения расхода газа. Второй отсек 3 топливного бака 1 размещен в полости первого отсека 2 с обеспечением зазоров между стенками отсеков 2 и 3.

Представленная на чертеже топливная система работает следующим образом. Для запуска и работы в полете двигателя 6 ЛА 7 задействуется пусковое устройство 10, при этом сжатый газ из системы 9 подачи газа избыточного давления по линии 8 наддува через устройство 11 ограничения расхода газа поступает в полость первого отсека 2 топливного бака 1, располагаясь в верхней части полости отсека 2. Под действием избыточного давления сжатого газа топливо из полости отсека 2 по магистрали 4 через обратный клапан 12 поступает в полость очередного (последнего) отсека 2, замещая объем топлива, переливаемый из него по магистрали 5 в двигатель 6. Настройку устройства 11 ограничения расхода газа выбирают исходя из обеспечения давления на входе в двигатель 6 (на выходе из магистрали 5), превышающего значение давления, необходимого для работы двигателя на определенную величину (запас давления). В процессе выработки объема топлива, размещаемого в объеме полости отсека 2, температура топлива увеличивается, соответственно, увеличивается давление насыщенных паров топлива и значение давления, необходимое для работы двигателя 6, при этом работа двигателя 6 обеспечивается за счет запаса давления на выходе из магистрали 5, обеспечиваемого настройкой устройства 11 ограничения расхода газа. При выработке в двигатель 6 объема топлива, заключенного в полости отсека 3, вследствие дальнейшего нагрева топлива и увеличения необходимого для работы двигателя 6 значения давления на его входе настройка устройства 11 ограничения расхода газа становится недостаточной для обеспечения необходимой величины давления на выходе магистрали 5. Для обеспечения дальнейшей работы двигателя 6 задействуется дополнительное пусковое устройство 14 системы 9 подачи газа, при этом газ избыточного давления по дополнительной линии 13 наддува через дополнительное устройство 15 ограничения расхода, настроенное на увеличенное значение расхода газа, поступает в полость отсека 3, поддерживая увеличенное давление газа в полости отсека 3 и, соответственно, увеличенное значение давления топлива на выходе магистрали 5, обеспечивая определенный запас давления, достаточный для работы двигателя 6 до полной выработки остатка топлива из полости отсека 3. При этом обратный клапан 12 предотвращает сброс газа увеличенного давления из полости отсека 3 в полость отсека 2 по магистрали 4 перелива топлива. Благодаря наличию линии наддува 13, дополнительного пускового устройства 14, устройства 15 ограничения расхода газа, а также наличия обратного клапана 12 в магистрали 4 перелива топлива прочность отсека 2 обеспечивается для уменьшенного значения внутреннего давления при меньшей толщине стенки отсека 2 или при меньшем количестве внутренних силовых элементов (рам, стрингеров), упрочняющих стенку отсека 2, что и обеспечивает уменьшение массы отсека 2 топливного бака 1 и ЛА 7 в целом. Уменьшение массы первого отсека 2 и топливного бака 1 в целом тем более существенно при сложной форме отсека 2, например с треугольным или овальным поперечным сечением, имеющим участки поверхности с большим радиусом кривизны (приближенные к плоскости). При наличии в топливном баке 1 трех и более отсеков с линией 13 подачи газа повышенного давления может быть сообщен не второй отсек 3, а любой последующий очередной вырабатываемый отсек топливного бака 1, что определяется скоростью роста температуры топлива и уменьшением запаса давления на входе в двигатель. Размещение, по крайней мере, второго отсека 3 топливного бака 1 в полости предыдущего отсека 2 с обеспечением зазора между стенками отсеков 2 и 3 позволяет за счет наличия зазоров уменьшить тепловой поток энергии через стенки отсека 3 к находящемуся в его объеме топливу, конечную температуру топлива и рабочее давление в отсеке 3, соответственно, уменьшается масса отсека 3 топливного бака 1 в целом. Кроме того, благодаря размещению, по крайней мере, второго отсека 3 в объеме предыдущего отсека 2 даже при сложной форме поперечного сечения отсека 2, вызванной формой наружной поверхности фюзеляжа ЛА 7, форма отсека 3 может быть цилиндрической или сферической, что позволяет минимизировать его массу при рабочем давлении, определяемом настройкой устройства 15 ограничения расхода газа. Наряду с уменьшением массы топливного бака 1 в связи с уменьшением рабочего давления в отсеке 2 уменьшаются и расход газа для его наддува, что позволяет уменьшить массу системы 9 подачи газа избыточного давления.

Источники информации

[1] Поликовский В.И., Сурнов Д.Н. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. - М.: Машиностроение, 1965 г.

Способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, заключающийся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления над давлением окружающей среды до определенной величины избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата, при этом величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из обеспечения давления на входе в двигатель, превышающего потребное значение с определенным запасом, по формуле
ΔP_зап=P_вх-P_потр; P_потр=P_окр+P_S+ΔP_кав, где
ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель;
P_вх - давление топлива на входе в двигатель;
P_потр - потребное давление топлива на входе в двигатель;
P_окр - давление окружающей среды;
P_S - давление насыщенных паров топлива;
ΔP_кав - антикавитационный запас давления,
отличающийся тем, что при полете с большой скоростью после частичной выработки топлива из топливного бака и уменьшения запаса давления топлива на входе в двигатель в связи с увеличением температуры топлива вследствие аэродинамического нагрева обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления до значения, превышающего величину давления наддува первого отсека, и перекрытие магистрали перелива топлива из предыдущего выработанного отсека топливного бака.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для управления заправкой самолета топливом на земле, измерения массового запаса топлива на самолете в полете, управления поперечной центровкой самолета по топливу и формирования сигнала о резервном остатке топлива.

Бортовая система контроля и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива // 2532978

Бортовая система измерения топлива с компенсацией по температуре топлива // 2532975

Бортовая система управления и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива // 2532974

Бортовая система измерения топлива с компенсацией по диэлектрической проницаемости топлива // 2532970

Бортовая система контроля и управления топливом с компенсацией по диэлектрической проницаемости топлива // 2532969

Бортовая система контроля топлива с компенсацией по диэлектрической проницаемости топлива // 2532968

Бортовая система управления топливом с компенсацией по диэлектрической проницаемости топлива // 2532967

Бортовая система управления топливом с компенсацией по температуре топлива // 2532966

Бортовая топливомерная система с компенсацией по диэлектрической проницаемости топлива // 2532965

Топливная система летательного аппарата // 2565428

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система летательного аппарата содержит многоотсечный топливный бак и систему подачи газа избыточного давления. Полости топливного бака сообщены магистралями перелива топлива с последним отсеком и через него с двигателем летательного аппарата. Магистраль перелива топлива в последний отсек снабжена обратным клапаном. Первый отсек топливного бака сообщен с системой подачи газа избыточного давления, содержащей пусковое устройство и устройство ограничения расхода газа. Последний отсек топливного бака через магистраль с дополнительным силовым устройством и дополнительным устройством ограничения расхода, настроенным на увеличенное значение данной величины, сообщен линией наддува с системой подачи газа избыточного давления. Достигается уменьшение рабочего давления в отсеках топливного бака. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Системы и способы для обеспечения соответствия требованиям к конструктивным нагрузкам для летательного аппарата с дополнительной емкостью топлива // 2578843

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Система топливных баков содержит последовательность многочисленных топливных баков, связанных сборками трубопровода. Сборки трубопровода соединяют топливные баки таким образом, чтобы обеспечить каскадный режим потока топлива последовательно из одного бака в другой в последовательности баков. Достигается повышение безопасности эксплуатации систем дополнительных топливных баков летательного аппарата. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

Система нейтрального газа пассажирского самолета // 2578901

Система нейтрального газа пассажирского самолета содержит следующие подсистемы: генерирования нейтрального газа, распределения нейтрального газа, контроля и управления. Система генерирования нейтрального газа содержит перекрывной кран, фильтр тонкой очистки воздуха, конвертор озона, модуль разделения воздуха, двухпозиционный открывной клапан, основной обратный клапан, датчик давления, анализатор кислорода, два датчика температуры. Система контроля и управления содержит основной и резервный блоки вычислителя-концентратора со встроенными средствами диагностики и контроля, основной и резервный блоки преобразования сигналов со встроенными средствами диагностики и контроля, блок защиты и коммутации со встроенными средствами диагностики и контроля, основную и резервную линии связи стандарта ARINC 825. Обеспечивается надежность работы системы нейтрального газа и безопасность полета. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Бортовая система измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива // 2582766

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Бортовая система контроля и измерения топлива содержит установленные в топливных баках средства контроля параметров топлива: датчики уровня, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива, а также бортовой вычислитель с модулями автоматического управления, пульт управления с задатчиком плотности топлива, модули топливомера и схемы запрета. В качестве средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива применен датчик двойного назначения, выполненный на основе терморезисторного сигнализатора уровня жидкости, содержащий терморезистор, имеющий возможность непосредственного контакта с окружающей средой, и формирователь сигнала с сигнальным выходом, причем данный датчик дополнительно снабжен температурным выходом, подсоединенным к высокопотенциальному выводу терморезистора и подключенным к одному из входов соответствующего модуля топливомера через схему запрета, при этом сигнальный выход каждого датчика двойного назначения дополнительно подключен к запирающему входу схемы запрета. Достигается повышение надежности системы, уменьшение ее массы. 2 ил.

Система измерения и контроля топлива с компенсацией по температуре топлива // 2583119

Изобретение относится к системам контроля и измерения топлива. Система контроля и измерения топлива с компенсацией по температуре топлива содержит бортовой вычислитель, пульт управления, модули топливомера, схему запрета, а также размещенные в топливном баке датчики уровня топлива, средства измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива. Бортовой вычислитель содержит модуль автоматического управления. Пульт управления содержит задатчик плотности топлива. Средство измерения температуры и сигнализации нижнего уровня топлива содержит датчик двойного назначения на основе терморезисторного сигнализатора уровня топлива. Терморезисторный сигнализатор уровня топлива содержит терморезистор с температурным выходом и формирователь сигнала низкого уровня топлива с сигнальным выходом. Обеспечивается упрощение конструкции. 2 ил.

Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат, оборудованный установкой топливоснабжения моторной группы, содержащей вспомогательную силовую установку // 2600180

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата. Два основных двигателя (2, 3) выполнены с возможностью приведения в действие отдельно в полете по меньшей мере одного винта (5) винтокрылого летательного аппарата. Вспомогательный двигатель (4) способен приводить в действие вспомогательные устройства (6), механическим образом соединен с винтом (5), но при этом не способен самостоятельно обеспечить его приведение в действие в полете. Вспомогательный двигатель (4) обеспечивается топливом с помощью вспомогательных насосов (33, 32), забирающих топливо из основных баков (11, 12). Из этих основных баков (11, 12) соответственно снабжаются топливом основные двигатели (2, 3). Достигается возможность встраивания узла топливоснабжения, предназначенного для вспомогательного двигателя, в общую систему топливоснабжения моторной группы. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости // 2610718

Изобретение относится к системам подачи топлива в космических аппаратах (КА) в условиях невесомости. Устройство отбора топлива из баков КА в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки содержит баки компонентов топлива в форме тела вращения и расположенную на оси в каждом баке возле одной из его стенок локальную систему отбора жидких компонентов топлива с капиллярным заборным устройством емкостного типа. На выходе капиллярного заборного устройства установлен датчик сплошности компонента топлива, соединенный с системой управления. Внутри бака установлен шнек с возможностью вращения вокруг оси бака. За счет своего вращения шнек сообщает остаткам компонентов топлива, находящимся вне капиллярного заборного устройства, механический импульс по направлению к капиллярному заборному устройству и обеспечивает заполнение его топливом еще до момента времени запуска ДУ. Техническим результатом изобретения является увеличение надежности устройства отбора топлива. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Топливная система летательного аппарата // 2612314

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система содержит расходные баки (1, 2) с установленными в них насосами (3, 4), трубопроводы подачи топлива, где установлены обратные клапаны (9,10) и противопожарные краны (13, 14), а также краны перекрестного питания (18, 21). Перекрестное питание выполнено в виде двух соединительных трубопроводов (19, 22), каждый из которых соединяет обратный клапан (17, 20) и кран перекрестного питания (18, 21), причем обратный клапан расположен к крану перекрестного питания так, что подача топлива по соединительному трубопроводу возможна только при открытии крана перекрестного питания. Изобретение обеспечивает безопасное раздельное питание топливом двигателей. 1 ил.

Устройство компенсации давления на летательном аппарате // 2614746

Настоящее изобретение относится к устройству компенсации давления для летательного аппарата, более точно, к устройству компенсации давления для элемента летательного аппарата, который содержит в себе горючее вещество в своей внутренней области. Устройство (100) компенсации давления размещено в элементе, который содержит горючее вещество в своей внутренней области. Устройство (100) компенсирует давление между внутренней областью (101) элемента и наружной областью (102) элемента, посредством непрерывной первичной циркуляции (300) воздуха по основному каналу (103) в устройстве (110). Канал (103) обеспечивает сообщение внутренней (101) и наружной (102) области элемента. Устройство (100) содержит дополнительный канал (104), встроенный в само устройство (100), который обеспечивает сообщение внутренней (101) и наружной области (102) элемента. Дополнительный канал (104) во внутренней зоне элемента содержит листовой материал (105). В случае прерывания первичной непрерывной циркуляции (300) воздуха по основному каналу (103) упомянутая непрерывная циркуляция продолжится благодаря вторичной циркуляции (400) воздуха во внутреннюю область (101) элемента. Вторичная циркуляция (400) воздуха способна прорвать листовой материала (105) дополнительного канала (104). Достигается конструктивное и аэродинамическое преимущества, снижение объема и веса системы, общее снижение себестоимости. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ для оптимизации конструкций отверстий люков на летательном аппарате // 2617905

Изобретение относится к оптимизации отверстий люков летательного аппарата (ЛА) и касается конструкции колец для изготовления воздухонепроницаемого уплотнения. Поверхность, которая находится в контакте с внутренней поверхностью обшивки, является оптимизированной поверхностью уплотнительных колец. При проектировании уплотнительных колец внутренних крышек люков, которые закрывают отверстия на внутренней поверхности обшивки конструкции ЛА, разделяют внешний и внутренний контур оптимизированной поверхности на точки и группируют в семейства. После чего генерируют кривые, которые наилучшим образом приспособлены к набору точек, взятых для внешнего и внутреннего контура каждого уплотнительного кольца для каждого одного из семейств и генерируют линейчатую поверхность по кривым, сгенерированным для каждого одного из семейств. Достигается снижение трудоемкости, повышение надежности, взаимозаменяемость. 10 з.п. ф-лы, 5 ил.