Топливозаборник

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Капиллярный топливозаборник состоит из капиллярных экранов и заборной трубы. Форма капиллярного экрана повторяет контур расходного отсека. Вход заборной трубы подведен ко дну расходного бака на расстояние Н = D/4, где D - диаметр проходного сечения заборного трубопровода. Обеспечивается разделение газовой и жидкостной фаз, бесперебойная подача топлива к двигателю, полная выработка топлива из расходного бака. 2 ил.

 

Изобретение относится к устройствам для забора топлива из топливного бака летательного аппарата и может быть использовано при проектировании и производстве новых образцов ракетной техники.

В настоящее время для забора топлива в маршевый двигатель используются топливозаборные устройства различных конструкций. Известны следующие конструкции.

1. Патент RU 2120054 C1, МПК6 F02M 37/00, F02M 37/22. Система питания двигателя внутреннего сгорания / Куколев П.В., Горбунов В.В., Солдатов В.П. (20.05.1997).

Конструкция содержит полый корпус без дна с герметичной юбкой, нижняя кромка которой расположена вблизи дна бака, и крышку, имеющую отверстие, соединенное каналом с подающим топливопроводом, в корпусе с зазором к его внутренней стенке установлен фильтрующий элемент, внутренняя полость которого сообщается с отверстием в крышке корпуса, корме того, фильтрующий элемент выполнен из фильтровального картона, а крышка корпуса снабжена резьбовым наконечником, посредством которого он соединен с фланцем крепления топливозаборника к топливному баку.

Недостатком данного изобретения является невозможность разделения газовой и жидкой фазы, т.е. вероятность попадания газа в топливную магистраль, питающую двигатель.

2. Патент RU 2021168 С1, МПК6 B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П. Марфуненков К.А., Ацеров П.А.(10.04.1992). Опубл. 15.10.1994.

Способ основан на перекачке топлива из каждого топливного бака автономными приводными насосами с соблюдением очередности расхода топлива из баков, при этом давление подачи топлива из каждой группы топливных баков последующей очереди расхода устанавливают ниже давления подачи топлива из топливных баков предыдущей очереди расхода. Топливная система для реализации способа содержит фюзеляжный расходный бак и группы топливных баков, соединенные через трубопровод подачи топлива и коллектор к расходному баку, при этом коллектор собран из сегментов, каждый из которых соединен с одним из топливных баков, а на торцах сегментов установлены присоединительные муфты, причем коллектор подачи топлива из топливных баков предыдущей очереди расхода подключен к трубопроводу подачи топлива в расходный бак за обратным клапаном топливного бака последующей очереди расхода.

Недостатком его является большая сложность и наличие специально установленных топливных насосов, а также невозможность разделения газовой и жидкой фазы, т.е. существует вероятность попадания газа в топливную магистраль, питающую двигатель.

В качестве прототипа выбрано устройство по патенту: 3. Патент RU 2497724 C1, МПК6 B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. (09.04.2012).

Топливный бак ЛА, расположенный вдоль фюзеляжа, снабженный перегородками, разделяющими полость бака на отсеки, и последним по выработке расходным отсеком, расположенным в нижней части бака, сообщенным с магистралью подачи топлива в двигатель и магистралями перелива топлива между отсеками в виде изогнутых трубопроводов. В расходном отсеке установлено подпружиненное капиллярное заборное устройство с проницаемыми стенками из мелкоячеистых сеток. Назначение его - разделение газовой и жидкостной фаз и бесперебойная (без газовых включений) подача топлива к двигателю. Внутренняя полость капиллярного заборного устройства соединена через сильфон с магистралью подачи топлива к двигателю. Расходный отсек расположен с зазорами по отношению к наружной и внутренней обечайкам бака и выполнен в виде автономной герметичной емкости с двумя днищами в виде кольцевых секторов, соединенных двумя криволинейными и двумя плоскими поверхностями, и оборудован тремя переливными клапанами, оснащенными инерционными массами, один из которых расположен в верхней части сечения отсека бака, предшествующего расходному, и сообщен с расходным отсеком двумя переливными магистралями, а два других - на его плоских правой и левой сторонах.

Недостатком данной системы топливоподачи является конструкция и расположение топливозаборника, обеспечивающие сравнительно большой невырабатываемый остаток топлива. Топливозаборник расположен в центре расходного отсека. Трубопровод забора топлива расположен горизонтально по оси симметрии во внутренней полости топливозаборника, высота верхней части трубопровода забора от нижней точка внутренней полости расходного отсека составляет до 80 мм. Подача топлива без газовых включений продолжается до момента обнажения из-под топлива мелкоячеистых сеток, после чего при уменьшении площади погруженной в топливо сетки до критического значения происходит прорыв сетки газовой фазой и попадание газа в топливную магистраль. При этом остаток топлива в расходном отсеке достигает 9,7 л.

Целью настоящего изобретения является увеличение забора топлива из расходного бака летательного аппарата топливозаборником.

Осуществление поставленной цели достигается применением капиллярного топливозаборника, обеспечивающего разделение газовой и жидкостной фаз и бесперебойную, без газовых включений, подачу топлива к двигателю. Топливозаборник имеет форму капиллярного экрана, повторяющего контур расходного отсека, и конструкцию заборной трубы с входом, подведенным ко дну расходного отсека на расстояние H=D/4.

В предлагаемом изобретении топливозаборник, имеющий верхнюю и нижнюю стенки, изготовленные из мелкоячеистой капиллярной сетки, расположен в непосредственной близости от дна топливного расходного бака и повторяет его контур, а вход заборной трубы находится вертикально на минимально возможном расстоянии от дна расходного отсека. Расстояние это должно обеспечивать кольцевой зазор площадью не менее проходного диаметра заборной трубы. Оно определяется как высота цилиндра Н с площадью боковой поверхности, равной площади входа заборного трубопровода. Площадь боковой поверхности цилиндра

где D - диаметр проходного сечения заборного трубопровода,

Н - высота цилиндра,

Площадь входа заборного трубопровода

подставив Fd вместо Fц, определим величину необходимого минимального расстояния:

Изобретение поясняется чертежами. Устройство, представленное на Фиг. 1, 2, содержит экран капиллярный нижний 1, расположенный в нижней части расходного отсека ЛА и повторяющий его внутренний контур, экран капиллярный верхний 2, заборную трубу 3, вход которой находится на минимально возможном расстоянии Н от дна расходного отсека, обеспечивающем достаточный расход топлива. Выход заборной трубы имеет гибкий сильфон 4, обеспечивающий компенсацию монтажных и температурных напряжений. В расходном отсеке 6 конструкция крепится на пружинных подвесах 5, обеспечивающих защиту от вибрационных нагрузок.

При работе топливной системы происходит вытеснение топлива из бака в расходный отсек при помощи газовой подушки. Расход топлива из расходного отсека к двигателю осуществляется через капиллярное заборное устройство, которое за счет сил поверхностного натяжения на фильтровальных мелкоячеистых сетках на границе раздела газ-жидкость обеспечивает разделение газовой и жидкостной фаз и бесперебойную (без газовых включений) подачу топлива к двигателю.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение полноты выработки топлива до момента попадания газа в топливную магистраль. Предлагаемая конструкция позволит снизить невырабатываемый из расходного отсека объем до 0,511 л.

Технический результат обеспечивается тем, что топливозаборник имеет верхний и нижний экраны, изготовленные из мелкоячеистой капиллярной сетки, нижний экран расположен в непосредственной близости от дна топливного расходного бака и повторяет его контур, а вход заборной трубы находится вертикально на минимально возможном расстоянии (H=D/4), обеспечивающем достаточный расход, от дна расходного отсека.

Предлагаемое изобретение позволяет значительно, в данном случае на 94%, уменьшить невырабатываемый до момента попадания газа в топливную магистраль остаток топлива из расходного отсека.

Устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное изобретение соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники информации

1. Патент RU 2120054 С1, МПК6 F02M 37/00, F02M 37/22. Система питания двигателя внутреннего сгорания / Куколев П.В., Горбунов В.В., Солдатов В.П. (20.05.1997).

2. Патент RU 2021168 С1, МПК6 B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П., Марфуненков К.А., Ацеров П.А. (10.04.1992). Опубл. 15.10.1994.

3. Патент RU 2497724 С1, МПК6 B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. (09.04.2012).

4. Патент RU 2295047 С2, МПК6 F02C 7/06. Газотурбинный двигатель / Сергеев В.Б., Кузменко М.Л., Маркин А.К. (23.05.2005). Опубл. 10.03.2007.

5. Патент SU 862537, МПК6 B64D 37/00. Система перекачки топлива / Шевцов В.Ф., Тверецкий В.А., Малышев В.В., Борисов В.Д., Попов А.А. (10.04.1992). Опубл. 15.10.1994.

6. Патент RU 2024419 С1, МПК6 B64D 1/02, B64D 37/00, F16L 37/02. Узел стыковки воздушных магистралей летательного аппарата / Котов Л.П., Орлов В.В., Титов Г.С., Киселев В.П. (03.07.1992). Опубл. 15.12.1994.

7. Патент RU 2030329 С1, МПК6 B64D 1/02, B64D 37/00, Устройство для стыковки трубопроводов / Котов Л.П., Орлов В.В., Дорохов Е.Т., Малой Б.С. (26.06.1992). Опубл. 10. 03.1994.

8. Патент RU 2081793, МПК6 B64D 37/00. Система перекачки топлива летательного аппарата / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х. (01.07.1994). Опубл. 20.06.1997.

9. Патент RU 2309285 С2, МПК6 B64D 1/02, B64D 37/00. Система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания / Горячев Г.С., Кульбякин В.П., Хирнов А.В., Исакова Т.А. (16.12.2005). Опубл. 27.10.2007.

10. Патент RU 94024859 A1, МПК6 B64D 37/00. Система перекачки топлива / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х. (16.12.2005). Опубл. 27.10.2007.

11. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями: учеб. пособие / Поликовский В.И., Сурнов Д.Н. - М.: Машиностроение, 1965. - 256 с.

12. Башта Т.М. Расчеты и конструкции самолетных гидравлических устройств: [Текст] / Т.М. Башта. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Оборонгиз, 1961. - 475 с.

14. Киселев П.Г. Справочник по гидравлическим расчетам. - М.-Л.: Госэнергоиздат, 1957. - 352 с.

Капиллярный топливозаборник летательного аппарата, состоящий из капиллярных экранов и заборной трубы, отличающийся тем, что форма капиллярного экрана повторяет контур расходного отсека, а вход заборной трубы подведен ко дну расходного отсека на расстояние H=D/4, где D – диаметр проходного сечения заборного трубопровода.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к топливной системе летательного аппарата. Сливной кран состоит из цилиндрического корпуса (1) с входным патрубком (2) с наружной резьбой и выходным патрубком (3), штока (7), клапана (4) с уплотнительным элементом (5).

Группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к клапану летательного аппарата для слива воды, и предназначена для предотвращения течи топлива при деформации конструкций клапана и топливного бака в случае нештатной жесткой посадки летательного аппарата.

Изобретение относится к устройствам для обслуживания топливных баков силовой установки, например самолета. .

Изобретение относится к устройствам для хранения и подачи жидкостей и может быть использовано для хранения и подачи компонентов топлива к потребителям на космических кораблях и летательных аппаратах.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано преимущественно в авиационной технике. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к агрегатам топливной системы летательного аппарата, касается устройства крана слива остатков топлива и конденсата и может быть использовано в области машиностроения для слива жидкости из емкости.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности может использоваться при хранении криогенного топлива, а также в различных областях промышленности при работе с криогенными жидкостями.

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов с дозаправкой топливом в полете. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам автоматического управления заправкой топливом летательных аппаратов, и может быть использовано на всех типах самолетов, имеющих высокий центроплан и оборудованных централизованной магистралью вертикальной подачи топлива.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использова но при испытании ее элементов, преимуидёстйеннб Капиллярных заборных устройств . .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Капиллярный топливозаборник состоит из капиллярных экранов и заборной трубы. Форма капиллярного экрана повторяет контур расходного отсека. Вход заборной трубы подведен ко дну расходного бака на расстояние Н D4, где D - диаметр проходного сечения заборного трубопровода. Обеспечивается разделение газовой и жидкостной фаз, бесперебойная подача топлива к двигателю, полная выработка топлива из расходного бака. 2 ил.

Наверх