Устройство компенсации давления на летательном аппарате



Устройство компенсации давления на летательном аппарате
Устройство компенсации давления на летательном аппарате
Устройство компенсации давления на летательном аппарате
Устройство компенсации давления на летательном аппарате
Устройство компенсации давления на летательном аппарате

 


Владельцы патента RU 2614746:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ, С.Л. (ES)

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

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.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В этом документе раскрыта новая концепция устройства компенсации давления, в которое встроено устройство для защиты хранилища, внутри которого есть обязательно присущие избыточные перепады давления, которые могли бы приводить к разрушению конструкции крыла.

Вообще, интегральные топливные хранилища летательного аппарата содержат внутри горючее вещество в жидком состоянии вместе со смесью газов (воздуха, паров топлива и т.д.), которые могли бы формировать высокие давления в хранилище, которое полностью герметично. Таким образом, на летательном аппарате нужны устройства, которые способны компенсировать внутреннее и наружное давления упомянутых хранилищ: эти устройства общеизвестны как устройства компенсации давления. Внутреннее и наружное давления должны выравниваться, для того чтобы избежать чрезмерных нагрузок на конструкцию летательного аппарата.

Однако при нормальном функционировании устройства компенсации давления могут быть ситуации, в которых упомянутое устройство могло бы становиться блокированным. Поэтому элемент летательного аппарата, в котором размещено устройство компенсации давления, также содержит связанную с ним систему, названную защитой от избыточного давления (OPP). Система защиты от избыточного давления отделена от устройства компенсации давления таким образом, чтобы нормальная компенсация, в случае, когда элементом летательного аппарата, который должен защищаться, является топливное устройство, была такой, что система защиты от избыточного давления сообщается с наружной областью хранилища посредством перфорации топливного хранилища, независимой от перфорации устройства компенсации давления. Таким образом, в конфигурации известного уровня техники, система защиты от избыточного давления начинает функционировать только в случае, когда блокируется устройство компенсации давления.

Проблема, которую влекут за собой решения этого типа, состоит в том, что для их реализации они требуют двух перфораций в топливном хранилище, одной, собственно говоря, для устройства компенсации давления и другой для системы защиты от избыточного давления. Это вызывает проблемы с конструктивной точки зрения, при условии, что конструкция ослабляется, и с аэродинамической точки зрения, так как получающаяся в результате конструкция формирует большее аэродинамическое сопротивление. Более того, получающаяся в результате конструкция сложна, что, как следствие, отражается на более высокой стоимости.

Еще одна из проблем, вызванная известными решениями, состоит в том, что необходимо усиливать зоны, прилегающие к перфорациям, выполненные для размещения устройства компенсации давления и системы защиты от избыточного давления, обычно, посредством усиления каркасов, которые сложны для изготовления, увеличивают вес общей конструкции летательного аппарата и имеют высокую стоимость производства и установки наряду с тем, что они, одновременно, предполагают управление разными запасными частями.

Более того, так как в решениях, известных в данное время, есть два наружных проема, соответствующие наружным выпускным отверстиям летательного аппарата для устройства компенсации давления и системы защиты от избыточного давления, вырабатывается много шума, который было бы желательно ограничить.

Настоящее изобретение ориентировано на решение этих проблем.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Таким образом, настоящее изобретение относится к устройству компенсации давления, размещенному в элементе летательного аппарата, который содержит горючее жидкое вещество вместе со смесью газов в своей внутренней области, таким образом, что упомянутое устройство компенсирует давление во внутренней области элемента и в наружной атмосфере, в которой он размещен, посредством постоянной первичной циркуляции воздуха через основной канал в упомянутом устройстве, который обеспечивает сообщение внутренней области и наружной области элемента, и упомянутое устройство дополнительно содержит дополнительный канал, встроенный в само устройство, который обеспечивает сообщение внутренней области и наружной области элемента. В соответствии с изобретением, дополнительный канал во внутренней зоне элемента содержит диафрагму или листовой материал, таким образом, что в случае прерывания постоянной первичной циркуляции воздуха основного канала упомянутая циркуляция продолжится благодаря вторичному потоку воздуха к внутренней области элемента, и этот вторичный поток обладает способностью прорыва диафрагмы дополнительного канала.

Более того, в соответствии с настоящим изобретением, устройство компенсации давления, дополнительный канал и основной канал совместно используют одно и то же выпускное отверстие сообщения с наружной стороной данного элемента.

Таким образом, изобретение объединяет в одном и том же устройстве устройство компенсации давления и систему защиты от избыточного давления наряду с сохранением функциональных возможностей обоих раздельным образом.

Таким образом, устройство компенсации давления по изобретению дает следующие преимущества:

- Только одна перфорация требуется в элементе, в котором будет размещено устройство, что влечет за собой понятное конструктивное преимущество и аэродинамическое преимущество.

- Устройство по изобретению сохраняет две различные и раздельные функциональные возможности, но объединенные в одном и том же устройстве, таким образом, чтобы общий объем системы был уменьшен с соответствующими снижениями веса.

- Используемые ранее разные элементы объединены в одном и том же устройстве, благодаря чему достигается уменьшение сложности установки и конструктивной опоры, а также общее снижение себестоимости системы.

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут раскрыты в подробном описании, которое следует из примерных вариантов осуществления его предмета, в отношении прилагаемых фигур.

ОПИСАНИЕ ФИГУР

Фиг.1 показывает вид снизу участка крыла летательного аппарата, на котором указано типичное положение устройства компенсации давления и системы защиты от избыточного давления, в соответствии с известным предшествующим уровнем техники.

Фиг.2 показывает схематический вид элементов, которые формируют устройство компенсации давления в соответствии с известным предшествующим уровнем техники.

Фиг.3 показывает закупорку устройства компенсации давления, показанного на фиг.2.

Фиг.4 показывает схематический вид монтажа устройства компенсации давления в соответствии с предшествующим известным уровнем техники на крышке лючка доступа в топливное хранилище.

Фиг.5 показывает схематический вид системы защиты от избыточного давления в соответствии с предшествующим известным уровнем техники, а также функционирование такового после закупорки устройства компенсации давления.

Фиг.6 показывает схематический вид монтажа устройства защиты от избыточного давления в соответствии с предшествующим известным уровнем техники на крышке лючка доступа в топливное хранилище.

Фиг.7 показывает схематический вид конфигурации устройства компенсации давления в соответствии с настоящим изобретением.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В соответствии с известным уровнем техники, устройство 1 компенсации давления, размещенное в специальном элементе, образует часть летательного аппарата, при этом упомянутый элемент, который содержит в своей внутренней области горючее вещество, является устройством, которое, в нормальных условиях эксплуатации, дает возможность поддерживать ограниченный перепад давления между внутренней стороной и наружной стороной упомянутого элемента. Обычно устройство 1 компенсации давления размещено в топливном хранилище летательного аппарата и предназначено для выполнения следующих функций:

- предоставления возможности входа и выхода воздуха в топливное хранилище, с тем чтобы компенсировать давление;

- предотвращения поступления в топливное хранилище пламени, которое могло бы присутствовать на наружной стороне: «пламягасителя»;

- как можно большего снижения аэродинамического сопротивления канала ввода и вывода воздуха;

- предотвращения возможности проливаний топлива.

Для удовлетворения требованиям, которые были упомянуты, устройство 1 компенсации давления, в соответствии с известным уровнем техники, и как ясно из фиг.2, содержит канал 2, который обеспечивает сообщение внутренней стороны с наружной стороной элемента, в котором размещено устройство 1 компенсации давления, аэродинамический проем 3, который дает возможность входа и выхода воздуха через канал 2 с минимальным возможным аэродинамическим сопротивлением, верхний фланец 4, расположенный на высоте относительно элемента летательного аппарата (в частности, топливного хранилища) так, чтобы в отсутствие рабочих условий уровень горючего вещества под давлением мог переливаться через край упомянутого верхнего фланца 4, таким образом, предотвращая возможность проливания горючего вещества на наружную сторону.

Устройство 1 компенсации давления может быть установлено на крышке 20 лючка доступа к топливному хранилищу, когда элемент, в котором оно размещено, является топливным хранилищем, как показано на фиг.4, или оно может быть установлено поверх любого типа выпускного отверстия, которое могло бы существовать в конструкции, которая содержится в обсуждаемом летательном аппарате.

Более того, устройство 1 компенсации давления содержит на внутренней стороне канала 2 противопожарное устройство 5, которое предотвращает проникновение пламени во внутреннюю область элемента. Противопожарное устройство 5 содержит ряд каналов малого диаметра и продольный канал, так чтобы пламя не имело возможности проходить через него, подвергаясь уничтожению раньше достижения конца. Полная площадь протока каналов противопожарного устройства 5 является практически такой же, как у канала 2 устройства 1 компенсации давления, так что противопожарное устройство 5 предоставляет возможность прохождения воздуха.

Бывают ситуации, такие как образование льда (см. фиг.3), в которых противопожарное устройство 5 закупоривается, в этом случае, устройство 1 компенсации давления перестает выполнять свою функцию, предоставляя возможность образования перепада давления между внутренней стороной и наружной стороной элемента летательного аппарата. В этих случаях, становится необходимым вмешательство системы 10 защиты от избыточного давления, которая не позволяет упомянутому перепаду давления достигать уровней, которые ставят под угрозу конструктивную целостность летательного аппарата.

Как было упомянуто, бывают случаи, в которых устройство 1 компенсации давления может быть блокировано, в этот момент, система 10 защиты от избыточного давления вступает в действие, как показано на фиг.5.

Система 10 защиты от избыточного давления заключается в перфорации элемента летательного аппарата, в частности топливного хранилища, которая удерживается закрытой листовым материалом 11 с калиброванным конструктивным сопротивлением, который прорывается, когда превышен предопределенный перепад давления между внутренней стороной и наружной стороной хранилища. Таким образом, обеспечивается возможность прохождения воздуха через систему 10 защиты от избыточного давления, который выравнивает давления в обеих частях элементов, таким образом, предотвращая приложение к конструкции избыточных нагрузок.

Система 10 защиты от избыточного давления имеет следующие технические требования:

- прорыв листового материала 11 должен быть без труда очевиден, при условии что ситуация, в которой система 10 защиты от избыточного давления начинает работать, является исключительной, и прорванный листовой материал 11 должен заменяться, как только устройство 1 компенсации давления было разблокировано, так как, если это не сделано, защита от огня, предусмотренная противопожарным устройством 5, будет потеряна;

- крышка 11 должна быть помещена выше максимального уровня горючего вещества (топлива), чтобы избежать проливания в случае, если система 10 защиты от избыточного давления вступает в действие.

Как только что было прокомментировано относительно устройства 1 компенсации давления, система 10 защиты от избыточного давления может быть установлена на крышке 20 лючка доступа, когда элементом, на котором она размещена, является топливное хранилище, как показано на фиг.6.

Таким образом, устройство 1 компенсации давления и система 10 защиты от избыточного давления обычно установлены на крышках 20 лючка доступа летательного аппарата, в промежутках между смежными или близлежащими нервюрами, как показано на фиг.1; в наиболее современных конфигурациях обе системы устанавливаются в одном и том же промежутке между нервюрами.

В соответствии с тем, что было описано ранее, изобретение предлагает новое устройство, устройство 100 компенсации давления, как видно на фиг.7, в котором листовой материал 11 известной системы 10 защиты от избыточного давления теперь включен в само устройство 100.

Устройство 100 компенсации давления по изобретению компенсирует давление между внутренней областью 101 элемента и наружной атмосферой 102, в которой размещен упомянутый элемент, посредством непрерывной первичной циркуляции воздуха 300 через основной канал 103 в упомянутом устройстве 100, который связывает внутреннюю область 101 и наружную область 102 элемента, кроме того, посредством содержания дополнительного канала 104 упомянутого устройства 100, встроенного в упомянутое устройство 100, который связывает внутреннюю область 101 и наружную область 102 элемента. В соответствии с изобретением, внутренняя зона дополнительного канала 104 содержит диафрагму или листовой материал 105, чтобы в случае прерывания постоянной первичной циркуляции воздуха 300 через основной канал 103 упомянутая циркуляция продолжилась благодаря вторичному потоку или циркуляции воздуха 400 к внутренней области 101 элемента, и эта вторичная циркуляция 400 обладает возможностью прорыва листового материала 105 дополнительного канала 104.

Более того, в устройстве 100 компенсации давления, дополнительный канал 104 и основной канал 103 совместно используют одно и то же выпускное отверстие 106 сообщения с наружной стороной обсуждаемого элемента, как показано на фиг.7.

Упомянутая фиг.7 показывает основной канал 103 устройства 100, который содержит противопожарное устройство 5, через которое осуществляется первичная циркуляция 300, и листовой материал 105, который нормально закрыт, так что, когда упомянутый листовой материал 105 прорывается, начинается вторичная циркуляция 400 через дополнительный канал 104.

Другими словами, в случае закупорки основного канала 103 листовой материал 105 прорывается, предоставляя возможность прохождения воздуха через альтернативный дополнительный канал 104.

В устройстве 100 компенсации давления высота 200 дополнительного канала 104 от его основания такова, что упомянутый дополнительный канал 104 остается расположенным выше максимального уровня, достижимого горючим веществом под давлением.

Хотя настоящее изобретение было полностью раскрыто в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что могут быть введены модификации таковых, которые находятся в пределах его объема, которые должны считаться не ограниченными предыдущими вариантами осуществления, а скорее содержанием следующей формулы изобретения.

1. Устройство (100) компенсации давления, размещенное в элементе, содержащем горючее вещество в своей внутренней области, таким образом, что упомянутое устройство (100) компенсирует давление между внутренней областью (101) и наружной областью (102) элемента, в которой размещен упомянутый элемент, посредством непрерывной первичной циркуляции (300) воздуха по основному каналу (103) в упомянутом устройстве (110), который обеспечивает сообщение внутренней области (101) и наружной области (102) элемента, отличающееся тем, что упомянутое устройство (100) дополнительно содержит дополнительный канал (104), встроенный в само устройство (100), который обеспечивает сообщение внутренней области (101) и наружной области (102) элемента, причем упомянутый дополнительный канал (104) во внутренней зоне элемента содержит листовой материал (105), чтобы в случае прерывания первичной непрерывной циркуляции (300) воздуха по основному каналу (103) упомянутая непрерывная циркуляция продолжалась благодаря вторичной циркуляции (400) воздуха во внутреннюю область (101) элемента, и эта вторичная циркуляция (400) воздуха является способной к прорыву листового материала (105) дополнительного канала (104).

2. Устройство (100) компенсации давления по п. 1, в котором дополнительный канал (20) и основной канал (10) совместно используют одно и то же выпускное отверстие (106) сообщения с наружной областью (102) элемента.

3. Устройство (100) компенсации давления по п. 1, в котором листовой материал (105) упомянутого дополнительного канала (104) содержит листовой материал с калиброванным конструкционным сопротивлением, чтобы упомянутый листовой материал (105) был способен к разрыву при превышении предопределенного перепада давлений между внутренней областью (101) и наружной областью (102) элемента.

4. Устройство (100) компенсации давления по п. 1, дополнительно содержащее устройство (5) противопожарной защиты, выполненное с возможностью непрерывной первичной циркуляции (300) воздуха через основной канал (103) в упомянутом устройстве (100), предотвращая при этом распространение огня.

5. Устройство (100) компенсации давления по любому из предыдущих пунктов, в котором элементом является топливное хранилище.

6. Устройство (100) компенсации давления по п. 5, в котором высота (200) дополнительного канала (104) является такой, что упомянутый дополнительный канал (104) расположен выше максимального уровня, достижимого топливом.

7. Лючок доступа в хранилище летательного аппарата, который содержит устройство (100) компенсации давления по любому из пп. 1-6.

8. Летательный аппарат, который содержит в своей конструкции устройство (100) компенсации давления по любому из пп. 1-6



 

Похожие патенты:

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).

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.
Наверх