Системы подачи топлива летательного аппарата

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.

 

Это изобретение было осуществлено с поддержкой правительства в рамках контракта под номером N00019-06-C-0081, заключенного министерством военно-морского флота - авиационно-техническим командованием ВМС. Правительство имеет определенные права на изобретение.

Это изобретение относится к системам подачи топлива летательного аппарата и к ассоциированным способам подачи топлива из бака к силовой установке летательного аппарата и, в частности, но не исключительно, к системам подачи топлива вертолета.

В типичной конфигурации вертолета топливный бак размещается в нижней части вертолета, а главная силовая установка, приводящая в движение винт вертолета, размещается в верхней части вертолета. Топливо всасывается через топливопровод из топливного бака посредством всасывающего насоса, расположенного рядом с главной силовой установкой. Эта конфигурация всасывания является предпочтительной, поскольку она снижает опасность возникновения пожара в случае повреждения топливопровода между баком и насосом, поскольку разность давления будет приводить к тому, что воздух всасывается в топливопровод, что является более предпочтительным, чем разбрызгивание топлива из трубопровода, как будет в случае, если насос будет размещаться в топливном баке, и это будет представлять потенциальную опасность. Однако, поскольку вертолеты требуют все большего напора топлива между топливным насосом и баком, это означает, что требуемое всасывание увеличивается. Также, в частности, в военных вертолетах, поскольку маневры, которые вертолет может выполнять, становятся более экстремальными, существует риск того, что сочетание напора топлива между насосом и баком и большого ускорения, испытываемого во время экстремальных маневров, приведет к тому, что абсолютное давление на впуске во всасывающий насос может приближаться или падать ниже истинного давления паров топлива. Это может вызывать выделение паров топлива и вызывать выход растворенного воздуха из раствора, и если пропорция газа и/или пара к жидкому топливу на впуске насоса превышает производительность насоса, поток топлива к силовой установке вероятно может прерываться или значительно ограничиваться, таким образом, приводя в результате к потере мощности двигателя или к отказу двигателя.

Поэтому была разработана система подачи топлива для летательного аппарата, которая поддерживает преимущества живучести системы подачи за счет всасывания, но которая поддерживает достаточное давление на впуске силовой установки, чтобы по меньшей мере снизить вероятность формирования избыточного воздуха и/или пара, который может повлиять на производительность топливного насоса. Она основана на понимании того, что давление на впуске расположенного ниже по потоку насоса равно абсолютному давлению, которое может быть меньше окружающего атмосферного давления, и что положительный перепад давления между давлением топлива и атмосферой снаружи трубопровода не требуется в большинстве, если не во всех, случаев.

Соответственно, в одном аспекте это изобретение предусматривает систему подачи топлива для летательного аппарата для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака к силовой установке летательного аппарата, упомянутая система подачи топлива содержит:

топливный трубопровод, по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака к упомянутой силовой установке, топливный трубопровод имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,

расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать ее к упомянутой силовой установке при эксплуатации,

находящийся выше по потоку насос, расположенный в или ассоциированный с упомянутым топливным баком и работающий, чтобы нагнетать флюид по упомянутому трубопроводу,

датчик давления для отслеживания давления на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос, и

контроллер топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик давления, чтобы управлять упомянутым расположенным выше по потоку насосом, чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос на уровне или выше заданного порогового давления.

Хотя, как предполагается, система прежде всего предназначена для вертолетов, будет понятно, что система управления может также быть полезна на борту другого летательного аппарата, например военно-транспортного самолета.

Расположенный выше по потоку насос может быть подающим насосом, который задействуется, чтобы нагнетать подачу топлива к расположенному ниже по потоку насосу, чтобы гарантировать, что давление на впуске в расположенный ниже по потоку всасывающий насос является достаточным для его правильной работы.

В некоторых конфигурациях абсолютное давление на впуске расположенного выше по потоку насоса измеряется и используется в контуре управления, который управляет работой расположенного выше по потоку насоса. Например, в одной схеме контроллер топливной системы управляет расположенным выше по потоку насосом, чтобы поддерживать абсолютное давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос в рамках заданного допуска выше значения истинного давления насыщенного пара для топлива. Значение истинного давления насыщенного пара может быть фиксированным значением, представляющим значение в диапазоне истинных давлений насыщенного пара для топлива на всем протяжении ожидаемого рабочего диапазона летательного аппарата. Альтернативно, переменное значение истинного давления насыщенного пара может быть определено на основе одного или более параметров, таких как, например, температура топлива и тип топлива. Таким образом, система может включать в себя данные, которые обеспечивают значения истинного давления насыщенного пара для различных комбинаций температуры топлива и типа топлива, которые затем используются для определения соответствующего значения истинного давления насыщенного пара.

В других конфигурациях может быть реализована адаптивная система, которая вместо управления расположенным выше по потоку насосом на основе непосредственного измерения абсолютного давления на впуске расположенного ниже по потоку насоса измеряет давление на выпуске расположенного ниже по потоку насоса (или рост давления через расположенный ниже по потоку насос), и контроллер топливной системы может увеличивать или уменьшать подачу под давлением, вызываемую расположенным выше по потоку насосом в ответ на уменьшения или увеличения в упомянутом измеренном давлении. Таким образом, система подачи топлива может работать самоприспосабливающимся образом, чтобы гарантировать, что давление на впуске расположенного ниже по потоку насоса является достаточным для правильной работы расположенного ниже по потоку насоса.

Соответственно, в другом аспекте это изобретение предусматривает систему подачи топлива для летательного аппарата для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака к силовой установке летательного аппарата, упомянутая система подачи топлива содержит:

топливный трубопровод, по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака к упомянутой силовой установке, топливный трубопровод имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,

расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать ее к упомянутой силовой установке при эксплуатации,

находящийся выше по потоку насос, расположенный в или ассоциированный с упомянутым топливным баком и работающий, чтобы нагнетать флюид по упомянутому трубопроводу,

датчик давления для отслеживания давления рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом, и

контроллер топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик давления, чтобы управлять упомянутым расположенным выше по потоку насосом в ответ на изменения в давлении, измеренном рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом.

Этот датчик давления может измерять давление ниже по потоку от расположенного ниже по потоку насоса, или он может измерять рост давления через насос.

Предпочтительно расположенный выше по потоку насос может управляться так, чтобы нагнетать давление потока к расположенному ниже по потоку насосу с переменной производительностью. Например, упомянутый расположенный выше по потоку насос может включать в себя мотор с переменной скоростью, приводимый в действие под управлением контроллера мотора с переменной скоростью, и контроллер топливной системы может управлять мотором с переменной скоростью таким образом, что расположенный выше по потоку насос нагнетает достаточное давление, чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос на упомянутом заданном пороговом значении или выше него.

Хотя расположенный выше по потоку насос может быть расположен между топливным баком и расположенным ниже по потоку насосом, предпочтительно, чтобы расположенный выше по потоку насос размещался в упомянутом топливном баке.

Хотя возможны электрический или другие приводные механизмы, предпочтительно, чтобы расположенный ниже по потоку насос приводился в действие посредством упомянутой силовой установки.

Во многих типичных конфигурациях вертолета топливный бак размещается в нижней части вертолета, а силовая установка размещается в его верхней части, хотя система может быть использована в других конфигурациях, где высокие G-ускорения вызывают локальное снижение в давлении топлива.

Датчик выпускного давления на выпуске насоса может быть предусмотрен на выпуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса, и контроллер топливной системы может дополнительно реагировать на упомянутый датчик давления на выпуске насоса, чтобы регулировать упомянутое пороговое давление. Датчик выпускного давления насоса типично обнаруживает относительное давление в выходном отверстии насоса. Это может быть использовано, например, чтобы компенсировать кавитацию или другие факторы, которые снижают напор давления через расположенный ниже по потоку насос.

В другом аспекте это изобретение предусматривает способ подачи топлива по каналу из топливного бака к главной силовой установке летательного аппарата, который содержит:

обеспечение расположенного ниже по потоку насоса, ассоциированного с упомянутой силовой установкой, и задействование упомянутого расположенного ниже по потоку насоса, чтобы подавать топливо к упомянутой силовой установке,

обеспечение расположенного выше по потоку насоса, ассоциированного с упомянутым топливным баком, отслеживание абсолютного давления на впуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса и задействование упомянутого расположенного выше по потоку насоса, чтобы нагнетать поток к расположенному ниже по потоку насосу, если упомянутое обнаруженное абсолютное давление падает ниже заданного порогового значения.

В то время как изобретение было описано выше, оно распространяется на любую изобретенную комбинацию признаков, изложенных выше, или на последующее описание или чертежи.

Изобретение может быть выполнено различными способами, и только в качестве примера сейчас будет описан конкретный вариант его осуществления с обращением к сопровождающим чертежам, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид системы подачи топлива вертолета в соответствии с этим изобретением, и

Фиг. 2 - блок-схема, иллюстрирующая контур управления для использования в системе на фиг. 1.

Обращаясь первоначально к фиг. 1, показан вертолет 10, который включает в себя силовую установку 12 для приведения в действие винта (не показан). Силовая установка 12 устанавливается в верхней части фюзеляжа вертолета и получает топливо от главного (расположенного ниже по потоку) топливного насоса 14, который в этом варианте осуществления приводится в действие посредством вала 16 отбора мощности от силовой установки 12. Топливо подается к главному топливному насосу 14 посредством топливопровода 18, который протягивается от топливного бака 20 в нижней части фюзеляжа вертолета. Будет отмечено, что существует значительный перепад 'H', отделяющий насос от топливного бака. С увеличением размера вертолета этот перепад также увеличивается, что означает, что величина всасывания, требуемая, чтобы преодолевать перепад и пропускать флюид к двигателю, увеличивается. Расположенный выше по потоку (подающий) насос 22 размещается в топливном баке и соединяется с трубопроводом подачи топлива в T-образном соединении 24. Другая ветвь T-образного соединения проходит к всасывающему отверстию 26, которое включает в себя невозвратный клапан 28, через который топливо всасывается, если поток из расположенного выше по потоку насоса отсутствует или является слабым, но который закрывается, когда расположенный выше по потоку насос осуществляет подачу с более высокими скоростями.

Расположенный выше по потоку насос 22 функционирует, чтобы нагнетать поток в топливопроводе к расположенному ниже по потоку насосу и компенсировать падение давления в топливопроводе 18, когда вертолет испытывает экстремальные маневры, которые приводят в результате к высоким G-ускорениям, которые значительно влияют на падение давления вследствие перепада. Датчик 30 абсолютного давления предусмотрен на впуске в расположенный ниже по потоку насос и отслеживает абсолютное давление топлива в трубопроводе в этой точке. Контроллер 32 топливной системы отслеживает измеряемое абсолютное давление и управляет скоростью вращения расположенного выше по потоку насоса 22, чтобы нагнетать подаваемое топливо в трубопроводе 18 достаточным образом, так что абсолютное давление на впуске в расположенный ниже по потоку насос 14 не падает ниже конкретного порогового значения. Таким образом, если измеренное абсолютное давление падает ниже порогового значения, контроллер 32 топливной системы инструктирует насосу 22 вращаться с достаточной скоростью, чтобы формировать достаточное давление, чтобы поддерживать соответствующее давление. Пороговое давление задается согласно вычисленному или иначе описанному значению давления насыщенного пара топлива. Оно может быть получено как фиксированное стандартное значение, которое не изменяется с окружающими и рабочими условиями, или значение истинного давления насыщенного пара может регулироваться для изменения истинного давления насыщенного пара с помощью других параметров, таких как тип топлива и температура топлива и т.д. Контроллер может типично функционировать так, чтобы инструктировать расположенный выше по потоку насос работать так, чтобы гарантировать, что абсолютное давление при подаче к расположенному ниже по потоку насосу никогда не упадет ниже значения, соответствующего истинному давлению насыщенного пара плюс допуск, например, 5 фунтов/дюйм2.

Наши вычисления указывают, что для типичных видов топлива нагнетание до значения, равного приблизительно истинное давление насыщенного пара плюс 5 фунтов/дюйм2, все еще будет давать в результате давление, которое ниже, чем окружающее, на высотах до 22000 футов. Это означает, что, если топливопровод разрывается или пробивается в месте между расположенными выше по потоку и ниже по потоку насосами, давление в топливопроводе в большинстве, если не во всех, местоположений будет ниже окружающего и, таким образом, летательный аппарат не будет рисковать от утечки топлива. В некоторых экстремальных значениях высоты и огибающей маневра могут быть временные отклонения, когда локальное внутреннее давление превышает давление окружающей среды, но это, вероятно, должно быть лишь в течение очень коротких периодов, и, таким образом, любая утечка топлива будет продолжаться только в течение переходного режима, таким образом, ограничивая продолжительность какого-либо риска; тогда как другие меры, такие как самовосстанавливающиеся покрытия, могут помогать минимизировать утечку топлива в этих обстоятельствах.

Будет понятно, что в других полетных условиях, например при горизонтальном полете на уровне моря, насос, приводимый в действие мотором с переменной скоростью, не потребуется для того, чтобы обеспечивать давление. В этих условиях подающий насос будет срабатывать моментально относительно условия с обратной связью по скорости, чтобы проверять доступность системы, или он может быть выключен совсем, при этом топливо тогда всасывается через невозвратный клапан 28. Но как только давление на стыке двигателя падает во время маневров вследствие увеличения в эффективном напоре от бака к двигателю, насос ускоряется посредством контроллера, чтобы возвращать абсолютное давление к требуемому значению.

Дополнительный датчик 34 давления может быть предусмотрен на стороне подачи расположенного ниже по потоку насоса, чтобы отслеживать давление топлива в этой точке. Например, если должна произойти временная кавитация главного насоса, это приведет к падению на нагнетательной стороне насоса. Это может быть компенсировано посредством контроллера двигателя, например посредством увеличения значения абсолютного давления, отправленного контроллеру, или увеличения значения допуска до более чем 5 футов/дюйм2. Таким образом, расположенный выше по потоку насос инструктируется пошагово увеличивать величину нагнетания таким образом, что давление на впуске в расположенный ниже по потоку насос увеличивается и таким образом уменьшается вероятность кавитации.

Обращаясь теперь к фиг. 2, показан контур управления, который может быть реализован посредством контроллера двигателя. Порог абсолютного давления (который вычисляется на основе истинного давления насыщенного пара топлива, используемого с допуском типично 5 футов/дюйм2) сравнивается в блоке 40 с показателем давления всасывания при форсаже, измеренным посредством датчика 30 абсолютного давления. Это создает ошибку, которая затем усиливается в блоке 42 и используется в качестве входного сигнала для контроллера 44 мотора с переменной скоростью, который управляет скоростью мотора 46, который приводит в действие расположенный выше по потоку насос 22 в топливном баке 20. Скорость насоса обеспечивает конкретное давление/удельный массовый расход в зависимости от массового расхода для двигателя, как указано по ссылке 48. Давление окружающей среды имеет аддитивный эффект с ускорением (прежде всего в вертикальном направлении (GZ)), плотностью топлива и высотой летательного аппарата, все из которых оказывают влияние на давление на впуске расположенного ниже по потоку насоса. Контур управления, иллюстрированный на фиг. 2, следовательно, гарантирует, что подходящее значение давления на впуске подкачивающего насоса поддерживается на всем протяжении полного диапазона рабочих условий, испытываемых вертолетом.

Контроллер 32 топливной системы может управлять топливной системой во множестве различных рабочих режимов. Для подкачки топлива расположенный выше по потоку топливный насос в топливном баке может быть задействован без обратной связи при его максимальном рабочем давлении, после поддерживания или при запуске силовой установки, чтобы наполнять подающие топливопроводы, которые были осушены от топлива, чтобы сжимать какой-либо воздух в системе и непрерывно подавать топливо к расположенному ниже по потоку насосу. Операция подкачки топлива может также быть использована в полете в качестве повторного запуска двигателя. В режиме тестирования перед полетом последовательность потребного давления может быть введена, чтобы проверять возможности системы. Для непрерывного 'встроенного теста' (BIS) уровень ошибки измерения давления, определенной в блоке 40, может отслеживаться. В режиме боевых действий могут быть отключены некоторые режимы, такие как адаптивное управление и автоматический перезапуск двигателя. В режиме отказа пробой топливопровода 18 будет приводить в результате к притоку воздуха, и соответствующее увеличение в давлении, обнаруживаемое посредством датчика 30 абсолютного давления, может быть использовано, чтобы отмечать событие пробоя и, следовательно, инструктировать системе прекращать работу. Однако признаком этого варианта осуществления является то, что необнаруженная утечка не является рискованной и не требуется логики активного управления, чтобы выключать систему.

Как отмечено выше, для адаптивного управления датчик 34 давления может быть использован, чтобы обнаруживать кратковременную кавитацию расположенного ниже по потоку насоса (14), и с помощью контура управления, модифицируемого пошагово, инструктировать увеличение давления на впуске в расположенный ниже по потоку насос 14 посредством увеличения нагнетания давления, прикладываемого расположенным выше по потоку насосом 22.

Таким образом, вместо управления скоростью расположенного выше по потоку насоса на основе измерения абсолютного давления контроллер топливной системы может измерять только выходное давление расположенного ниже по потоку насоса и управлять расположенным выше по потоку насосом так, что это выходное давление поддерживается. Система управления на фиг. 2 может быть адаптирована так, что измеренное выходное давление используется в качестве заданного значения для контура управления.

1. Система подачи топлива для летательного аппарата (10) для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака (20) к силовой установке (12) летательного аппарата, причем упомянутая система подачи топлива содержит:

топливный трубопровод (18), по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака (20) к упомянутой силовой установке (12), причем топливный трубопровод (18) имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,

расположенный ниже по потоку насос (14), ассоциированный с упомянутой силовой установкой (12) для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать его к упомянутой силовой установке при эксплуатации,

находящийся выше по потоку насос (22), расположенный в упомянутом топливном баке (20) или ассоциированный с ним и выполненный с возможностью нагнетания флюида по упомянутому трубопроводу (18),

датчик (30) давления для отслеживания давления на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14), и

контроллер (32) топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик (30) давления для управления упомянутым расположенным выше по потоку насосом (22), чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) на уровне или выше заданного порогового давления.

2. Система подачи топлива по п. 1, при этом топливная система управляет расположенным выше по потоку насосом, чтобы поддерживать абсолютное давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос в пределах заданного допуска выше значения истинного давления насыщенного пара для топлива.

3. Система подачи топлива по п. 2, в которой значение истинного давления насыщенного пара является заданным значением.

4. Система подачи топлива по п. 2, в которой упомянутый контроллер (32) топливной системы определяет переменное значение истинного давления насыщенного пара на основании одного или более параметров, включающих в себя температуру топлива и тип топлива.

5. Система подачи топлива по любому из предшествующих пунктов, в которой упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) включает в себя мотор (46) с переменной скоростью под управлением контроллера (44) мотора с переменной скоростью, и контроллер (32) топливной системы управляет контроллером (42) мотора с переменной скоростью таким образом, что расположенный выше по потоку насос (22) обеспечивает достаточное давление, чтобы поддерживать давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) на уровне или выше упомянутого заданного порогового значения.

6. Система подачи топлива по п. 1, в которой упомянутый расположенный выше по потоку насос (22) находится в упомянутом топливном баке (20).

7. Система подачи топлива по п. 1, в которой упомянутый расположенный ниже по потоку насос (14) приводится в действие упомянутой силовой установкой (12).

8. Система подачи топлива по п. 1, в которой топливный бак (20) размещен в нижней части вертолета (10), а силовая установка (12) размещена в его верхней части.

9. Система подачи топлива по п. 1, дополнительно включающая в себя датчик (34) выходного давления насоса на выпуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса (14),

и при этом контроллер (32) топливной системы дополнительно реагирует на упомянутый датчик (34) выходного давления насоса для регулирования упомянутого порогового давления.

10. Система подачи топлива по п. 9, в которой упомянутый датчик (34) выходного давления насоса измеряет относительное давление на выпуске упомянутого расположенного ниже по потоку насоса (14).

11. Система подачи топлива для летательного аппарата (10) для подачи при эксплуатации топлива из топливного бака (20) к силовой установке (12) летательного аппарата, причем упомянутая система подачи топлива содержит:

топливный трубопровод (18), по которому при эксплуатации топливо может протекать из упомянутого бака (20) к упомянутой силовой установке (12), причем топливный трубопровод (18) имеет расположенный ниже по потоку конец рядом с силовой установкой и расположенный выше по потоку конец рядом с топливным баком,

расположенный ниже по потоку насос (14), ассоциированный с упомянутой силовой установкой (12) для всасывания флюида вдоль упомянутого канала, чтобы подавать ее к упомянутой силовой установке при эксплуатации,

находящийся выше по потоку насос (22), расположенный в упомянутом топливном баке (20) или ассоциированный с ним и выполненный с возможностью нагнетания флюида по упомянутому трубопроводу (18),

датчик давления для отслеживания давления рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом (14), и

контроллер (32) топливной системы, реагирующий на упомянутый датчик давления для управления упомянутым расположенным выше по потоку насосом (22) в ответ на изменения в давлении, измеренном рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом.

12. Способ подачи топлива по каналу из топливного бака к главной силовой установке летательного аппарата, который содержит этапы, на которых:

обеспечивают расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой, и управляют упомянутым расположенным ниже по потоку насосом для подачи топлива к упомянутой силовой установке,

обеспечивают расположенный выше по потоку насос, ассоциированный с упомянутым топливным баком,

отслеживают абсолютное давление на впуске в упомянутый расположенный ниже по потоку насос, и

управляют упомянутым расположенным выше по потоку насосом для нагнетания потока к расположенному ниже по потоку насосу, если упомянутое измеренное абсолютное давление падает ниже заданного порогового значения.

13. Способ подачи топлива по каналу из топливного бака к главной силовой установке летательного аппарата, который

содержит этапы, на которых:

обеспечивают расположенный ниже по потоку насос, ассоциированный с упомянутой силовой установкой, и управляют упомянутым расположенным ниже по потоку насосом для подачи топлива к упомянутой силовой установке,

обеспечивают расположенный выше по потоку насос, ассоциированный с упомянутым топливным баком,

отслеживают давление рядом с упомянутым расположенным ниже по потоку насосом, и

управляют упомянутым расположенным выше по потоку насосом для нагнетания давления потока к расположенному ниже по потоку насосу в соответствии с отслеживаемым давлением.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при проектировании и постройке дизельных энергетических установок. Изобретение позволяет повысить эффективность топливной системы дизеля.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, для обработки топлива судового многотопливного двигателя внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к системе подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя. Система снабжена обратным клапаном, установленным на выходе насоса высокого давления в магистраль топливоподачи перед подключением выхода обводного канала, и датчиком температуры топлива, установленным в магистрали топливоподачи после насоса низкого давления перед подключением входа обводного канала, орган управления обводного топливного канала насоса высокого давления выполнен в виде обратного клапана, причем цифровой регулятор дополнительно соединен каналом связи с датчиком температуры топлива.

Изобретение относится к контуру подачи топлива для авиационного двигателя, причем контур содержит насосную систему высокого давления, содержащую первый и второй насосы прямого вытеснения, гидравлический привод и блок дозирования топлива.

Изобретение относится к контуру для подачи топлива для авиационного двигателя, содержащему систему нагнетания высокого давления для подачи топлива под высоким давлением к форсункам камеры сгорания, упомянутая система нагнетания высокого давления имеет первый и второй шестеренчатые насосы прямого вытеснения, которые одновременно приводятся в движение двигателем.

Изобретение относится к авиационному двигателю, включающему в себя топливно-насосное устройство. Топливно-насосное устройство содержит топливный насос (26) высокого давления, имеющий вход, соединенный с топливной трубой (28) низкого давления, и выход, соединенный с основным контуром подачи топлива высокого давления.

Система подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит топливоподающие насосы с электроприводами, последовательно установленные в магистрали топливоподачи, связывающей топливный бак с камерой сгорания.

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в двигателестроении. .

Изобретение относится к горловинам пневмогидравлических систем в ракетно-космической технике. Горловина проверочно-заправочная содержит корпус (1).

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.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата. 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.

Наверх