Система инертирования топливного бака летательного аппарата

Изобретение относится к системам топливного бака летательного аппарата. Система топливного бака летательного аппарата содержит по меньшей мере один топливный бак (20), содержащий множество соединенных между собой отсеков, отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха. Отверстие содержит вентиляционный канал (42), соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков, и вентиляционную коробку (34), соединённую с вентиляционным каналом (42). Вентиляционная коробка (34) принимает вводимый атмосферный воздух и источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой (34) и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку (34) таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха. Изобретение снижает воспламеняемость смеси газа и топливных паров. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Данное изобретение относится к системам топливного бака летательного аппарата и к способам инертирования топливных баков летательного аппарата.

Нормативные документы требуют, чтобы топливные баки гражданских летательных аппаратов были инертированы, то есть чтобы опасность воспламенения, относящаяся к топливному баку, была уменьшена путем поддержания концентрации кислорода ниже заданного предела - обычно 11,9% для скорости горения кислорода по объему на уровне моря, но может меняться от 9% до 12%. Следует понимать, что требуется, чтобы приток газа в топливный бак летательного аппарата был равен объему топлива, выходящему из бака, и также требуется поддерживать разность давлений в баке в пределах конструктивных ограничений во время снижения летательного аппарата. Поэтому массовый расход топлива, требуемый во время снижения, относительно высок, поскольку требуется существенная масса для создания давления внутри бака.

Летательные аппараты оснащены системами, которые снижают воспламеняемость смеси газа и топливных паров, которые присутствуют в пространстве (незаполненной части топливного бака) над жидким топливом внутри бака. Средство снижения воспламеняемости предназначено для замены воздуха внутри незаполненного топливом пространства внутри бака воздухом, обогащенным азотом (NEA), в котором концентрация азота больше, чем в окружающем воздухе, и концентрация кислорода снижена.

Предпочтительный тип системы представляет собой систему типа «непрерывного потока» в отличие от системы с накоплением газа. В системах типа непрерывного потока NEA генерирует по запросу, используя устройство разделения воздуха. В системах с накоплением газа азот или NEA содержаться в накопительных резервуарах в виде сжатого газа или с использованием физического поглощения в среде.

Системы типа непрерывного потока являются более легкими и менее сложными, чем системы класса с накоплением газа. Размер системы непрерывного потока может быть сведен к минимуму в результате заполнения топливных баков NEA, имеющим низкую концентрацию кислорода, перед периодом снижения или быстрого снижения и подачи достаточного количества NEA в баки, для обеспечения того, что средний объем концентрации кислорода в конце снижения будет меньше, чем заданный предел. Проблема состоит в том, что такие условия, связанные с размерами, состоят в том, что в случае, когда поток NEA недостаточен для предотвращения притока воздуха, воздух попадает в бак через один или более вентиляционных клапанов (обычно два на бак). В результате этого в зонах рядом с вентиляционным портом или клапаном концентрация кислорода становится больше, чем предварительно установленный предел, в результате чего формируется «карман» воспламенения. Такой карман проявляет тенденцию концентрации из-за нервюр крыла, или любой внутренней структуры, или перегородок, или объемной средней концентрации.

Поэтому существует потребность в разработке системы инертирования топливного бака летательного аппарата, которая позволяет преодолеть или уменьшить по меньшей мере некоторые из недостатков существующих систем.

В соответствии с одним аспектом изобретения предусмотрена система топливного бака летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один топливный бак, содержащий множество соединенных между собой отсеков и отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха, причем система выполнена с возможностью непосредственного направления вводимого воздуха вдоль вентиляционного канала, причем канал выполнен с возможностью подачи вводимого воздуха по существу в каждый из соединенных между собой отсеков.

Предпочтительно в соответствии с этим аспектом изобретения вводимый воздух может быть эффективно распределен по незаполненному объему топливного бака, в результате чего образуются меньшие карманы с повышенным уровнем кислорода, которые относительно быстро смешиваются с газами, находящимися в незаполненном объеме, таким образом снижая риск. Это может рассматриваться как отличие от известных систем.

Одна такая система показана на фиг. 1. На фиг. 1 показан топливный бак 20, который разделен на соединенные между собой отсеки нервюрами крыла и/или перегородками 22 топливного бака. Топливный бак также включает в себя канал 28 для подачи по нему воздуха, обогащенного азотом. Вентиляция с внешней атмосферой происходит через вентиляционную коробку 34 и распределительный вентиляционный канал 36, который ведет к выпускному клапану 38, который расположен в топливном баке. Обычно при вводе в области вентиляционного клапана может образоваться объем газа 21, обогащенного кислородом. Это может превысить заданный предел концентрации кислорода, представляя угрозу для летательного аппарата в течение некоторого времени, пока кислород не рассеется по незаполненному объему.

Другая подобная система представляет собой систему для смешивания вводимого газа с NEA уже в незаполненном пространстве топливного бака благодаря использованию струйного насоса или эжектора, вторичный поток которого выполнен с возможностью захвата поступающего вводимого газа. Недостаток такой конфигурации состоит в том, что зона между входным отверстием поплавкового вентилирующего клапана и всасывающим отверстием струйного насоса и зона на выходе струйного насоса являются в общем огнеопасными и имеют неуправляемую магнитуду.

В одном аспекте изобретения приток вводимого воздуха в инертный топливный бак летательного аппарата может распределяться с использованием поплавкового клапана для направления поступающего воздуха в структуру топливного бака таким образом, что она направляется «стрингерами», которые образуют конструкцию крыла между нервюрами, или эквивалентной конструкцией, или трубками в топливном баке и равномерно смешивается. Эффективное смешивание притока вводимого воздуха снижает требования к системе инертирования топливного бака.

В одном аспекте немодифицированный, обычный поплавковый клапан, который можно приобрести у заявителя, используется в сочетании с пластиной адаптера, которая позволяет комбинировать его и позволяет ему взаимодействовать с конструкцией или трубопроводом согласно вариантам осуществления изобретения.

Изобретение обеспечивает недорогостоящий способ увеличения возможностей инертирования топливной системы летательного аппарата. Она может быть удобно установлена и может уменьшить нагрузку, прикладываемую к системе NEA, позволяя применять систему NEA с пониженной производительностью, что снижает затраты и вес.

Изобретение может быть выполнено различными способами, и варианты его осуществления будут описаны ниже только в качестве примера со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:

на фиг. 1 схематично показан вид системы инертирования топливного бака летательного аппарата из уровня техники;

на фиг. 2 схематично показан вид системы инертирования топливного бака летательного аппарата в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;

на фиг. 3 схематично показан вид системы инертирования топливного бака летательного аппарата в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения;

на фиг. 4 схематично иллюстрируется третий вариант осуществления изобретения;

на фиг. 5 иллюстрируется вентиляционный клапан и вентиляционный канал в соответствии с первым и вторым вариантами осуществления изобретения;

на фиг. 6 иллюстрируется альтернативная конфигурация вентиляционного клапана и узла вентиляционного канала для использования с первым и вторым вариантами осуществления изобретения;

на фиг. 7a и 7b схематично иллюстрируются виды в разрезе узлов стрингера для использования в первом или втором вариантах осуществления;

на фиг. 8 иллюстрируется потеря энергии вводимого воздуха, направляемого непосредственно на обшивку крыла;

на фиг. 9 и 10 иллюстрируются дефлекторы, которые могут быть применены в вариантах осуществления изобретения для направления вводимого воздуха вдоль длины вентиляционного канала.

На фиг. 2 показан вариант осуществления настоящего изобретения. В этом варианте осуществления схематично показан топливный бак 20. Топливный бак разделен на соединенные между собой отсеки (или объемы), разделенные нервюрами крыла и/или перегородками 22 бака. Топливный бак имеет верхнюю поверхность 24 и нижнюю поверхность 26. Верхняя поверхность 24 и нижняя поверхность 26 могут представлять собой соответственно верхнюю поверхность и нижнюю поверхность крыла летательного аппарата. Топливный бак также включает в себя канал 28 NEA. Источник NEA может представлять собой любое соответствующей формы устройство разделения воздуха, в котором обычно воплощена технология мембраны с полым волокном. Топливный бак 10 летательного аппарата соединен с источником NEA через клапан управления (не показан). Термин «обогащенный азотом воздух» или NEA используется в данном описании для обозначения воздуха, который прошел через устройство разделения воздуха, включающее в себя средство разделения, предназначенное для повышения содержания азота в воздухе при соизмеримом уменьшении содержания кислорода. NEA пропускают через канал 28 во время работы системы инертирования и он поступает через отверстие 30 в канале в основной объем топливного бака.

Бак вентилируется, соединяясь с внешней атмосферой. Вводимый воздух 32 проходит из внешней атмосферы через обычную вентиляционную коробку 34 и вентиляционный распределительный канал 36 до вентиляционного клапана 38, расположенного в топливном баке. Следует понимать, что такая же вентиляционная конфигурация может также использоваться для обеспечения вывода газа. В данном варианте осуществления вентиляционный клапан представляет собой обычный поплавковый клапан, который более подробно показан на фиг. 5 и 6. Вместо него могут использоваться другие соответствующие клапаны. В положении, показанном на чертеже, поплавковый клапан находится в открытом положении, обеспечивая соединение по текучей среде между вентиляционным распределительным каналом 36 и вентиляционным каналом 42. По мере того как уровень топлива достигает уровня плавучести поплавкового клапана, плавучесть поплавка побуждает клапан закрыть вентиляционный распределительный канал 36 в точке 40, герметизируя топливный бак от внешней атмосферы. Однако в некоторых вариантах осуществления управляемая утечка на границе перехода между вентиляционным клапаном и вентиляционным распределительным каналом 36 является приемлемой.

Вводимый воздух равномерно распределяется по топливному баку с помощью вентиляционного канала 42, подача газа в который обеспечивается вентиляционным клапаном. В этом варианте осуществления вентиляционный канал образован из стрингера или стрингеров крыла для формирования по существу закрытого трубопровода или трубы, примеры которых показаны на фиг. 7a и 7b. На фиг. 7a показан вид в поперечном сечении двух обычных “I” стрингеров 62 и 64 с «I-образным» поперечным сечением. Стрингеры 62 и 64 расположены рядом друг с другом и соединены с обшивкой 56 крыла летательного аппарата и закрывающей поверхностью 68 для формирования замкнутого объема 70 между ними. На фиг. 6b показан стрингер, сформированный в форме коробки в поперечном сечении, имеющий четыре стороны 72, которые замыкают объем 70.

Закрытые стрингеры включают в себя отверстия 48 (представлены на фиг. 2 и 3) на поверхности 68, 74 противоположной обшивке крыла. Отверстия 48 распределяют поступающий воздух в каждую зону, формируемую нервюрами крыла или перегородками таким образом, что объемная средняя концентрация кислорода в каждой зоне будет меньше, чем заданный предел. Распределение поступающего воздуха 50, которое может возникнуть в местах вентиляции при снижении, приводит к появлению множества относительно малых и локализованных объемов с повышенным содержанием кислорода. Это обеспечивает равномерное распределение и быстрое смешивание вводимого кислорода с NEA, присутствующим в незаполненном пространстве топливного бака, ограничивая любой риск воспламенения до короткого периода во время притока вентилирующего воздуха. Кроме того, это позволяет обеспечить, что в случае любого локального воспламенения кислородного кармана, из-за электрической неисправности или повреждения, вызванного ударом или другим средством, воспламенение не будет распространяться по топливному баку и ограничит возникшее в результате избыточное давление до величины меньшей, чем конструктивные возможности топливного бака.

В настоящем варианте осуществления вентиляционный канал 42 закрыт на обоих концах 44 и 46, количество и/или размер отверстий 48, сформированных в нем, установлены таким образом, что объем вводимого воздуха, входящего в основной объем топливного бака между каждой парой нервюр крыла и/или перегородками 22 бака, пропорционален объему между соответствующей парой нервюр крыла и/или перегородками 22 бака. В более общем случае характеристики потока отверстий 48 могут быть выбраны таким образом, что локализованные объемы с увеличенным содержанием 50 кислорода смешивали с существующим NEA в незаполненном пространстве топливного бака и возвращались до уровня меньше, чем заданный предел приблизительно с одинаковой скоростью, таким образом дополнительно ограничивая риск воспламенения.

В то время как в данном варианте осуществления вентиляционный канал 42 образован стрингером, в других вариантах осуществления лонжероны или другие придающие жесткость или несущие нагрузку конструкции могут использоваться в качестве альтернативы. В качестве альтернативы вентиляционный канал 42 может быть сформирован трубой или трубкой в топливном баке, которая не выполняет какую-либо другую функцию.

В то время как в данном варианте осуществления вентиляционный канал 42 расположен таким образом, что вводимый воздух подают через отверстия 48 в каждый из соединенных между собой отсеков между каждой парой нервюр крыла и/или перегородок 22 бака, в других вариантах осуществления это может изменяться. В других вариантах осуществления вводимый воздух может подаваться в большинство или более из отсеков, или в другие части от общего их числа.

На фиг. 3 показан второй вариант осуществления настоящего изобретения. Второй вариант осуществления аналогичен первому варианту осуществления. В этом и последующих вариантах осуществления одинаковые элементы не описаны дополнительно, и используются одинаковые номера ссылочных позиций. В этом варианте осуществления NEA смешивается с поступающим воздухом 32 в вентиляционной коробке 34 перед подачей в топливный бак, когда происходит ввод атмосферного воздуха. Когда не происходит ввод атмосферного воздуха, NEA может направляться непосредственно в бак под управлением системы управления (не показана). Предварительное смешение подаваемого внутрь вентилирующего воздуха с NEA увеличивает преимущество перед системой в первом варианте осуществления в том, что вводимый воздух 32 имеет более низкое содержание кислорода при подаче в топливный бак. Следовательно, требуется меньше времени для снижения содержания кислорода ниже заданного значения содержания кислорода в процессе смешения с газами, находящимися в незаполненном пространстве топливного бака, чем в других случаях.

На фиг. 4 показан третий вариант осуществления настоящего изобретения. Как можно видеть на чертеже, два стрингера 54 с “I”-образным сечением показаны соединенными с обшивкой 56 крыла. В отличие от первого и второго вариантов осуществления пространство между элементами 54a стрингеров оставлено открытым, как представлено на чертеже линией 57. Таким образом, по мере того как вводимый воздух 60 протекает вдоль длины стрингера, происходит смешивание вдоль плоскости поверхности 57 между поступающим внутрь вентилирующим воздухом 60 и другим газом, находящимся в незаполненном пространстве. Характеристики системы (такие как площадь сечения между стрингерами, длина стрингеров и скорость, и характеристики потока вводимого воздуха) будут определять максимальную длину узла стрингера, по которой может протекать вводимый воздух. Это, в свою очередь, влияет на степень, в которой вводимый воздух распределяется в незаполненном пространстве топливного бака и смешивается с его газами. В случае, когда максимальное расстояние недостаточно для удовлетворения требованиям, смешивающая поверхность 57 может быть сужена для уменьшения степени смешивания на единицу длины вентиляционного канала, таким образом увеличивая расстояние, которое проходит вводимый воздух вдоль вентиляционного канала. Это может быть достигнуто путем фиксации полоски материала на одном из элементов 54a и вдоль его длины. Преимущество сохранения открытого паза в узле вентиляционного канала состоит в том, что операции по механической обработке для формирования отверстия 48 на фиг. 2 могут быть исключены.

Рассмотрим теперь фиг. 5, где более подробно показан вентиляционный клапан 38 (обычный поплавковый клапан). Как обычно бывает при использовании таких клапанов, он имеет поплавковый участок 62 и уплотнительный участок 64, выполненный так, что они шарнирно поворачиваются как фиксированный узел вокруг шарнира 66. В показанном положении уплотнительный элемент закрывает клапан. Когда клапан открыт, он соединяет вентиляционный распределительный клапан 36 и вентиляционный канал 42 с каналом для потока воздуха в его литом алюминиевом корпусе 68.

Для обеспечения возможности соединения вентиляционного клапана 38 с вентиляционным каналом 42 может потребоваться пластина адаптера. Такой адаптер 70 показан на фиг. 6 и может быть изготовлен из формованного алюминия. Пластина адаптера обеспечивает возможность использования доступных на рынке готовых вентиляционных поплавковых клапанов. На пластине адаптера в случае необходимости может быть предусмотрен дефлектор или кожух 70a, который аэродинамически эффективно направляет поток вводимого газа вдоль канала с малыми потерями давления.

Поэтому в данных вариантах осуществления изобретения следует поднимать, что используется поплавковый клапан, выходное отверстие которого установлено внутри бака, через адаптер или без адаптера, и при этом канал установлен так, что по нему поступает и/или распределяется вводимый воздух в топливный бак. Такой подход может быть необходимым в системе, в которой требуется предотвратить потери топлива из топливного бака.

На фиг. 8 показан вид в продольном разрезе стрингера, такого как показан на фиг. 4. Следует понимать, что в системе по третьему варианту осуществления вводимый воздух направляется непосредственно на обшивку крыла (как показано стрелкой на чертеже), при этом теряется существенная часть кинетической энергии воздуха. В результате воздух 60 протекает на уменьшенное расстояние вдоль узла стрингера. Это, в свою очередь, может привести к тому, что вводимый воздух не будет адекватно распределен и смешан с газом в незаполненном пространстве.

На каждой из фиг. 9 и 10 схематично иллюстрируется дефлектор или кожух 76, который может быть прикреплен к вентиляционному клапану 38 (фиг. 9) или на вентиляционном канале 42 (фиг. 10) и используется для перенаправления вводимого воздуха вдоль длины вентиляционного канала 42, как представлено стрелками 78. Предпочтительно дефлектор 76 имеет такую форму, что он аэродинамически эффективно перенаправляет вводимый воздух. Таким образом, расстояние вдоль вентиляционного канала 42, по которому может протекать вводимый воздух, увеличивается, что улучшает распределение вдоль незаполненного пространства и смешивание с находящимся в нем газом.

При том, что настоящее изобретение было описано со ссылкой на конкретные варианты осуществления, специалисту в данной области техники будет понятно, что объем настоящего изобретения выходит за пределы этих описанных вариантов осуществления.

Например:

Первый или второй варианты осуществления могут быть модифицированы для получения альтернативной конфигурации, в которой используются меньшие вентилирующие клапаны в каждом из вентилирующих выходных отверстий, или отверстии 48, вдоль вентиляционного распределительного канала вместо одного вентиляционного клапана 38. Такое решение может обеспечить улучшенную избыточность. Однако оно может повысить вероятность скрытого отказа одного или более из множества малых вентиляционных клапанов.

Любой из предыдущих вариантов осуществления может быть модифицирован путем устранения вентиляционного клапана 38. Существует топливная система летательного аппарата, в которой вентиляционные отверстия не имеют поплавкового клапана (или другого эквивалентного клапана). Следует понимать, что настоящее изобретение в равной степени может применяться в таких системах, в частности в тех системах, в которых используется дефлектор или кожух, как описано выше, для эффективного направления потока вводимого газа вдоль канала с малыми потерями давления.

Любой из предыдущих вариантов осуществления может быть модифицирован путем направления NEA или другого инертирующего газа, такого как азот, через вентиляционный канал. Это позволяет устранить трубы или трубки, используемые при распределении NEA, такие как канал 28 NEA, показанный на фиг. 2, с соответствующим выигрышем по весу. В такой модифицированной системе NEA или другой инертирующий газ может поступать в вентиляционный канал либо перед или после вентиляционного клапана (если используется один клапан). В качестве альтернативы такой конфигурации может использоваться отдельная полость повышенного давления NEA, образованная каналом стрингера. Таким образом, NEA или другой инертирующий газ, такой как азот, может направляться по дополнительному каналу, образованному одним или более стрингерами или другой конструкцией, как описано в представленных выше вариантах осуществления. При такой конфигурации в топливном баке могут использоваться два или более каналов типа стрингера: один - для подачи NEA в топливный бак и другой - для подачи вводимого воздуха. При такой конфигурации поток NEA может быть отдельным от вентилирующего потока, что позволяет исключить предварительное смешение этих двух потоков газа. В качестве дополнительной альтернативы описанной выше компоновки NEA может направляться вдоль канала, который расположен внутри вентиляционного канала из стрингера, по которому поступает вентилирующий воздух (42). При такой компоновке и канал NEA может содержать отверстия, размещенные так, чтобы обеспечить правильное смешение NEA с поступающим внутрь вентилирующим воздухом. Такие отверстия могут быть направлены вверх или в направлении обшивки крыла, образуя часть кожуха топливного бака.

В еще одном дополнительном варианте осуществления изобретения может использоваться одиночный канал в виде стрингера в топливном баке или в летательном аппарате, причем этот канал в виде стрингера может быть расположен так, чтобы по нему поступал NEA, без ввода воздуха.

1. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:

по меньшей мере один топливный бак, содержащий множество соединенных между собой отсеков;

отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:

вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и

вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух, и

источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,

причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси вдоль вентиляционного канала в соединённые между собой отсеки.

2. Система по п.1, причем система выполнена таким образом, что во время работы расход упомянутой смеси в каждый соответствующий один из соединённых между собой отсеков приблизительно пропорционален объему соответствующего одного из соединённых между собой отсеков.

3. Система по п.1, причем система выполнена таким образом, что во время работы расход упомянутой смеси в каждый соответствующий один из соединённых между собой отсеков регулируется таким образом, чтобы локализованные объемы с увеличенным содержанием кислорода в каждом одном из соединённых между собой отсеков возвращались до уровня менее предела концентрации кислорода приблизительно с одинаковой скоростью.

4. Система топливного бака летательного аппарата по любому из предыдущих пунктов, в которой вентиляционный канал образован из одного или более стрингеров или усилительного элемента по меньшей мере одного топливного бака или крыла летательного аппарата.

5. Система топливного бака летательного аппарата по п.4, в которой вентиляционный канал имеет по существу замкнутое сечение.

6. Система топливного бака летательного аппарата по п.4, в которой вентиляционный канал имеет по существу открытый канал, расположенный в продольном направлении вентиляционного канала, причём система выполнена таким образом, что во время работы упомянутая смесь смешивается с газами, находящимися в незаполненном пространстве, через упомянутый по существу открытый канал.

7. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая дефлектор потока воздуха, выполненный с возможностью направления потока упомянутой смеси вдоль длины канала.

8. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, в которой упомянутая смесь покидает вентиляционный канал через множество выходных отверстий.

9. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая контроллер, реагирующий на входной сигнал, для направления NEA непосредственно в упомянутый по меньшей мере один топливный бак в течение периодов работы, когда не происходит ввод воздуха.

10. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая множество клапанов и множество отверстий, причем по существу каждый из клапанов выполнен с возможностью регулирования потока текучей среды через поднабор из множества отверстий.

11. Система топливного бака летательного аппарата по п.1, дополнительно содержащая клапан и множество отверстий, выполненных таким образом, что упомянутая смесь поступает через вентиляционный канал в соединённые между собой отсеки через упомянутые отверстия, причем клапан выполнен с возможностью регулирования потока текучей среды через множество отверстий.

12. Система топливного бака летательного аппарата по п.11, дополнительно содержащая пластину адаптера, выполненную с возможностью соединения клапана с вентиляционным каналом.

13. Система топливного бака летательного аппарата по п.12, в которой пластина адаптера дополнительно содержит дефлектор потока воздуха, выполненный с возможностью направления потока упомянутой смеси вдоль длины вентиляционного канала.

14. Способ работы системы инертирования топлива летательного аппарата, которая включает в себя топливный бак, имеющий множество соединенных между собой отсеков, причем способ содержит этапы, на которых:

вводят воздух вдоль отверстия, причём отверстие содержит:

вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и

вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух,

подают обогащённый азотом воздух (NEA) в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха; и

распределяют упомянутую смесь по существу в каждый из соединенных между собой отсеков.

15. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:

по меньшей мере один топливный бак с множеством соединённых между собой отсеков;

отверстие, выполненное с обеспечением возможности ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:

вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и

вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух, и

источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,

причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси вдоль вентиляционного канала, причем вентиляционный канал имеет множество выходных отверстий, выполненных с возможностью подачи упомянутой смеси во множество различных местоположений в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке.

16. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:

по меньшей мере один топливный бак с множеством соединённых между собой отсеков;

отверстие, выполненное с обеспечением возможности ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:

вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и

вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух; и

клапан, сопряжённый с вентиляционным каналом, и

источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,

причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси через клапан таким образом, чтобы подавать упомянутую смесь во множество различных местоположений в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке.

17. Система по п.16, в которой клапан выполнен с возможностью в закрытом положении по существу предотвращать потерю топлива из по меньшей мере одного топливного бака через упомянутое отверстие.

18. Система по п.16 или 17, в которой клапан сопряжен с вентиляционным каналом через адаптер или пластину адаптера.

19. Система по п.16, в которой клапан расположен в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке.

20. Система по п.16, в которой клапан представляет собой поплавковый клапан.

21. Система топливного бака летательного аппарата, содержащая:

по меньшей мере один топливный бак с основным объёмом, разделённым на множество соединённых между собой отсеков;

отверстие, выполненное с обеспечением возможности ввода атмосферного воздуха, причем отверстие содержит:

вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков; и

вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом, причём вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух; и

множество клапанов, расположенных в соответствующем множестве различных положений в упомянутом по меньшей мере одном топливном баке, и

источник обогащённого азотом воздуха (NEA), соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEA/вводимого атмосферного воздуха,

причём система выполнена с возможностью направления упомянутой смеси вдоль вентиляционного канала, причем вентиляционный канал сопряжен с множеством клапанов, которые выполнены с возможностью в открытом положении позволять упомянутой смеси выходить из вентиляционного канала и поступать в основной объем упомянутого по меньшей мере одного топливного бака.

22. Система по п.21, в которой клапаны представляют собой поплавковые клапаны.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям дренажных систем авиационных двигателей. Коллектор (4) двигателя вертолета содержит внешнюю продольную стенку (41) и две закрытые концевые стенки (42, 43), продольную ось симметрии (X’X), наклоненную восходящим образом, патрубок (51-53), предназначенный для соединения со сливными дренажами, и связь (54), соединенную с соплом выброса газов (5) и соединенную с донной концевой стенкой (43).

Изобретение относится к системе транспортировки текучей среды. Устройство для транспортировки текучей среды включает транспортный элемент (200).

Группа изобретений относится к устройству и способу инертирования для топливного резервуара, топливный резервуар, летательный аппарат. Устройство инертирования содержит основной бак, отдельный сливной объем, генератор газа, обогащенного азотом, трубопровод, систему измерительных датчиков, электронный блок логики.

Группа изобретений относится к структуре и технологии изготовления конструктивных элементов (КЭ) аэрокосмических и иных изделий. КЭ содержит первый и второй композитные слои.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к топливным системам летательных аппаратов и способам их заправки. Способ искробезопасной заправки топливных баков летательного аппарата (ЛА) топливом под давлением включает операцию подачи топлива в топливную систему с общей емкостью баков не менее 10000-50000 л, которую осуществляют при рабочем давлении 3,5-4,5 кгс/см2 с предельной объемной скоростью поступления топлива 1500-2500 л/мин из наземных заправочных средств к входным штуцерам поступления топлива на ЛА.

Изобретение относится к области безопасности топливных баков. .

Изобретение относится к области хранения, транспортировки или применения жидких, газообразных взрывоопасных или потенциально взрывоопасных веществ. .

Изобретение относится к области обеспечения безопасности при использовании опасных веществ. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к способу испытания самолетной системы нейтрального газа для минимизации образования воспламеняемых паров топлива.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак содержит конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном.

Изобретение относится к области авиации, к крыльевым топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак/баки имеют вид расположенных во внутренней полости крыла герметичных цилиндров или конусов и выполняет/выполняют функцию продольного несущего элемента конструкции крыла.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива к силовой установке воздушного судна. Изобретение заключается в конструкции панели обшивки воздушного судна, которая при использовании представляет собой стенку бака для текучей среды, содержащей обшивочный слой с наружной поверхностью, которая представляет из себя аэродинамическую поверхность воздушного судна.

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю.

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

Изобретение относится к изготовлению топливных баков для ракетных и космических аппаратов, в частности к устройствам, выполненным в виде одноразовых пластически деформируемых капсул, которые предназначены для изготовления или формирования корпуса топливного бака ракетной и космической техники из гранул фракционного состава высокопрочного титанового сплава, полученных методом гранульной металлургии, с использованием горячего изостатического прессования.
Изобретение относится к области производства топливных систем, более конкретно к способу изготовления гибкого ударопрочного топливного бака. .

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения.

Изобретение относится к топливному баку основного крыла летательного аппарата (ЛА). Топливный бак содержит конструктивный элемент, в котором использован пластик, армированный углеродным волокном.

Изобретение относится к системам топливного бака летательного аппарата. Система топливного бака летательного аппарата содержит по меньшей мере один топливный бак, содержащий множество соединенных между собой отсеков, отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха. Отверстие содержит вентиляционный канал, соединяющий каждый из соединённых между собой отсеков, и вентиляционную коробку, соединённую с вентиляционным каналом. Вентиляционная коробка принимает вводимый атмосферный воздух и источник обогащённого азотом воздуха, соединённый с вентиляционной коробкой и выполненный с возможностью подачи NEA в вентиляционную коробку таким образом, чтобы смешивать NEA с вводимым атмосферным воздухом, таким образом, чтобы обеспечивать смесь NEAвводимого атмосферного воздуха. Изобретение снижает воспламеняемость смеси газа и топливных паров. 5 н. и 17 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх