Топливная система летательного аппарата

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.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к топливным системам летательных аппаратов.

Известна топливная система (см. книгу Лещинер Л.Б., Ульянов И.Е. «Проектирование топливных систем самолетов». М., «Машиностроение», 1975, с. 57), в которой перекрестное питание выполнено в виде трубопровода, разделенного на две части краном кольцевания. Недостатком данного технического решения является то, что обе части трубопровода находятся под давлением и в случае разгерметизации одного из них полностью исключается возможность питания двигателей одним насосом.

Наиболее близкой к заявляемому техническому решению является топливная система, опубликованная в Rotorcraft Crashworthy Airframe and Fuel System Technology Development Program, U.S. Department of Transportation Federal Aviation Administration, October 1994, стр. 66 (52). Перекрестное питание в ней обеспечивается посредством двух трубопроводов, обратных клапанов и трехпозиционных кранов. Недостатком данного технического решения является то, что трубопроводы перекрестного питания находятся постоянно под давлением и, следовательно, являются небезопасно повреждаемыми.

Целью заявляемого технического решения является обеспечение безопасного раздельного питания топливом двигателей при потере герметичности трубопроводов перекрестного питания.

Поставленные цели решены благодаря тому, что в топливной системе летательного аппарата, содержащей расходные баки с установленными в них насосами, трубопроводы подачи топлива, где установлены обратные клапаны и противопожарные краны, а также краны перекрестного питания, в соответствии с заявляемым изобретением, перекрестное питание выполнено в виде двух соединительных трубопроводов, каждый из которых соединяет обратный клапан и кран перекрестного питания, причем обратный клапан расположен к крану перекрестного питания так, что подача топлива по соединительному трубопроводу возможна только при открытии крана перекрестного питания.

В предложенном техническом решении перекрестное питание выполнено в виде двух соединительных трубопроводов, каждый из которых находится между обратным клапаном и краном перекрестного питания, притом обратный клапан развернут к крану перекрестного питания так, что исключает потери топлива в случае разгерметизации соединительного трубопровода, следовательно сохраняется безопасное раздельное питание двигателей.

Заявляемое изобретение поясняется представленной схемой.

Топливная система содержит расходные топливные баки 1, 2, в которых установлены насосы 3, 4, подкачивающие топливо по магистралям 5, 6 к двигателям 7, 8. На магистралях 5, 6 установлены обратные клапаны 9, 10, термоклапаны перепуска 11, 12, противопожарные краны 13, 14, сигнализаторы давления 15, 16. Обратный клапан 17 соединен с краном перекрестного питания 18 трубопроводом перекрестного питания 19, а обратный клапан 20 с краном перекрестного питания 21 - трубопроводом перекрестного питания 22, притом обратные клапаны 17, 20 развернуты к кранам перекрестного питания 18, 21. К трубопроводу перекрестного питания 22 подсоединена магистраль питания 23 вспомогательной силовой установки 24.

Расходные топливные баки 1, 2 соединены с атмосферой или системой наддува и дренажа (не показаны) трубопроводами 25, 26.

Для запуска двигателей 7, 8 открываются противопожарные краны 13, 14, кран перекрестного питания 21 и включается насос 3. Предварительно запускается ВСУ 24: топливо подается по трубопроводу 5 через открытый кран перекрестного питания 21 и трубопроводам 22, 23. Затем поочередно включаются двигатели, топливо от насоса под давлением подается:

- по магистрали 5 через открытый противопожарный кран 13 к левому двигателю;

- по магистрали 5 через открытый кран перекрестного питания 21, трубопроводам 22, 6 через открытый противопожарный кран 14 к правому двигателю.

После запуска двигателей, включается насос 4, затем одновременно с выключением вспомогательной силовой установки краны перекрестного питания 18, 21 переводятся на автоматический режим. При штатной работе системы они закрыты. В случае отказа одного из насосов 3, 4 открывается один из кранов перекрестного питания:

18 - в случае выхода из строя насоса 3;

21 - в случае выхода из строя насоса 4.

Питание двигателей осуществляется под давлением из расходного бака с работающим подкачивающим насосом.

В случае выхода из строя одного из двигателей 7, 8 закрывается соответствующий противопожарный кран 13, 14. Вручную открывается кран перекрестного питания:

18 - в случае выхода из строя двигателя 8;

21 - в случае выхода из строя двигателя 7.

Выработка топлива осуществляется из обоих баков 1, 2 на один работающий двигатель.

Топливная система летательного аппарата, содержащая расходные баки с установленными в них насосами, трубопроводы подачи топлива, где установлены обратные клапаны и противопожарные краны, а также краны перекрестного питания, отличающаяся тем, что перекрестное питание выполнено в виде двух соединительных трубопроводов, каждый из которых соединяет обратный клапан и кран перекрестного питания, причем обратный клапан расположен к крану перекрестного питания так, что подача топлива по соединительному трубопроводу возможна только при открытии крана перекрестного питания.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

Система нейтрального газа пассажирского самолета содержит следующие подсистемы: генерирования нейтрального газа, распределения нейтрального газа, контроля и управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов. Система топливных баков содержит последовательность многочисленных топливных баков, связанных сборками трубопровода.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для измерения уровня диэлектрических жидкостей, находящихся в баках ракет-носителей (РН). Устройство для измерения уровня топлива в баках РН включает в себя емкостный датчик в виде электродов и элементы его крепления. Устройство выполнено в виде трубы, жестко закрепленной к днищу бака. По высоте трубы установлены дополнительные емкостные датчики. Электроды каждого емкостного датчика выполнены в виде медных пластинок, установленных на расстоянии друг от друга на шпильках. Четные медные пластинки припаяны к шпилькам, расположенным по диагонали, а нечетные медные пластинки - к оставшимся шпилькам. Концы шпилек закреплены в колодках, жестко установленных в трубе, а на одной из колодок выполнены отверстия под электропровода, взаимодействующие с двумя четными и двумя нечетными медными пластинками, выводы которых выведены за пределы трубы, что обеспечивает электрическую связь всех емкостных датчиков. Концы медных пластинок жестко зафиксированы. Провода электрической связи емкостных датчиков защищены кожухом, а верхняя часть трубы крышкой. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения уровня топлива в баках РН. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к горловинам пневмогидравлических систем в ракетно-космической технике. Горловина проверочно-заправочная содержит корпус (1). Корпус (1) содержит два штуцера (2,3), седло (5) под заправочный клапан и дополнительное седло (4) меньшего диаметра. Горловина также снабжена съемным проверочным клапаном, устанавливаемым при проверочных работах на дополнительное седло (4) меньшего диаметра. Оба клапана выполнены с возможностью поочередной установки при проверочных или заправочных работах и взаимодействия с одним и тем же устанавливаемым проверочно-заправочным приспособлением (9) посредством его штока (10). В указанном штоке (10) выполнено отверстие для подачи проверочного газа или заправки емкости топливом. Заправочный клапан выполнен с возможностью взаимодействия с заглушкой через эластичное кольцо, поджимаемой накидной гайкой. Изобретение упрощает конструкцию и эксплуатацию. 2 ил.

Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер. Для подачи топлива из топливного бака к силовой установке ЛА используют насосы, расположенные ниже и выше по потоку соответственно, управляют насосом при падении абсолютного давления на впуске в расположенный ниже насос или рядом с ним ниже заданного порогового значения. Обеспечивается необходимое давление для подачи топлива. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система содержит расходные баки с установленными в них насосами, трубопроводы подачи топлива, где установлены обратные клапаны и противопожарные краны, а также краны перекрестного питания. Перекрестное питание выполнено в виде двух соединительных трубопроводов, каждый из которых соединяет обратный клапан и кран перекрестного питания, 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.

Наверх