Способ наддува топливного бака

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам наддува топливных баков летательных аппаратов. Способ наддува топливного бака заключается в сообщении топливного бака с источником сжатого газа посредством линии наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками, и включении пускового клапана. Топливный бак сообщают с источником сжатого газа дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками. После уменьшения давления в полости топливного бака до минимального рабочего значения включают пусковой клапан в дополнительной линии наддува. Обеспечивается уменьшение разброса расхода газа избыточного давления, объема и массы источника газа избыточного давления или массы топливного бака. 1 ил.

 

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательных аппаратов, преимущественно беспилотных, в которых для подачи топлива в двигатель применяется система наддува топливного бака, имеющая в своем составе источник сжатого газа.

Известен способ наддува топливного бака, изложенный в патенте RU №2311318 С2 на систему наддува топливного бака, принятый за прототип и заключающийся в сообщении топливного бака с линией подачи топлива в двигатель и с источником (баллоном) сжатого газа посредством линии наддува, снабженной пусковым клапаном и регулятором давления, сообщении баллона высокого давления с твердотопливным газогенератором, включении пускового клапана для наддува топливного бака и вытеснения из него топлива по линии подачи в двигатель, и, после уменьшения давления сжатого газа в баллоне, включении твердотопливного газогенератора, в процессе работы которого образующийся газ поступает по магистрали в газовый баллон, далее через пусковой клапан и регулятор давления продолжает поступать в полость топливного бака, обеспечивая поступление топлива в двигатель. Вместо регулятора давления линия наддува может быть оснащена пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками, (Поликовский В.И., Сурнов Д.Н. "Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями", издательство "Машиностроение", Москва, 1965, стр. 116), который обеспечивает стабилизацию расхода газа за счет того, что гидравлическое сопротивление дросселей увеличивается или уменьшается пропорционально квадрату, соответственно, увеличения или уменьшения скорости течения газа, при этом расход газа изменяется в существенно меньшей степени, чем степень изменения давления в источнике газа избыточного давления.

Совпадающими признаками с известным способом является то, что способ наддува топливного бака, заключается в сообщении топливного бака с линией подачи топлива в двигатель и с источником сжатого газа, посредством линии наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками, и включении пускового клапана.

В известном способе наддува топливного бака стабилизация расхода газа обеспечивается пакетом дросселей, не имеющим подвижных частей, что увеличивает надежность сохранения работоспособности системы наддува при длительном сроке службы. Однако, известная система наддува характеризуется увеличенным диапазоном расходов газа при изменении рабочего давления источника сжатого газа в широком диапазоне, что приводит к необходимости выбора проходных сечений дросселей исходя из минимального рабочего давления источника газа, а при повышенных давлениях в нем сбрасывать излишки газа из системы наддува в окружающую среду и, в результате этого, к нерациональному использованию источника газа и увеличению его массы, либо к увеличению рабочего давления и массы топливного бака, что также ухудшает характеристики летательного аппарата.

Целью изобретения является уменьшение разброса расходов сжатого газа, поддерживаемого системой наддува.

Для достижения названного технического результата в способе наддува топливного бака, заключающемся в сообщении топливного бака с линией подачи топлива в двигатель и с источником сжатого газа, посредством линии наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками, и включении пускового клапана, топливный бака сообщают с источником сжатого газа дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками, и, после уменьшения давления в топливном баке до минимального рабочего значения, включают пусковой клапан в дополнительной линии наддува.

Отличительными признаками изобретения является то, что топливный бак сообщается с источником сжатого газа дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками, и, после уменьшения давления в топливном баке до минимального рабочего значения, включают пусковой клапан в дополнительной линии наддува.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, при широком диапазоне изменения рабочего давления в источнике сжатого газа, уменьшается разброс расходов сжатого газа, поддерживаемого системой наддува топливного бака, что обеспечивает уменьшение потребных объема и массы источника газа избыточного давления, или массы топливного бака.

Предложенное техническое решение может найти применение в конструкциях топливных систем летательных аппаратов, преимущественно беспилотных, в которых для подачи топлива в двигатель используется источник сжатого газа.

Сущность предлагаемого решения поясняется системой наддува топливного бака, представленной на чертеже.

На чертеже представлена принципиальная схема системы наддува, содержащей топливный бак 1, источник 2 сжатого газа, сообщенный с топливным баком 1 линией 3 наддува, снабженной пусковым клапаном 4 и пакетом 5 идентичных дросселей 6, установленных последовательно с промежутками S1. В качестве источника 2 сжатого газа могут использоваться, например, баллон со сжатым газом или компрессор двигателя летательного аппарата (на чертежах не показаны). Источник 2 сжатого газа сообщен с топливным баком 1 дополнительной линией 7 наддува, благодаря подсоединению ее входа и выхода к линии 3 наддува, соответственно, перед и за ее пакетом 5 идентичных дросселей 6, и которая при этом снабжена собственными пусковым клапаном 8 и пакетом 9 идентичных между собой дросселей 10, установленных с промежутками S2. Дроссель 6 пакета 5 идентичен дросселю 10 пакета 9 в дополнительной линии 7 наддува. Система наддува снабжена сигнализатором 11 минимального рабочего давления в топливном баке 1, сообщенным с пусковым клапаном 8 дополнительной линии 7 наддува. Топливный бак 1 сообщен с линией 12 подачи топлива в двигатель (на чертеже показан).

Система наддува топливного бака работает следующим образом. Широкий диапазон ΔРист изменения рабочего давления источника 2 сжатого газа от Ристмакс до Ристмин разделяется на два поддиапазона: ΔP1 - диапазон повышенных давлений и ΔР2 - диапазон пониженных давлений.

ΔР1истмакс-P1; ΔР2=P1истмин, где

P1 - давление газа в источнике 2 сжатого газа, при котором после включения клапана 4 по линии 3 через пакет 5 идентичных дросселей 6 в топливный бак 1 поступает минимальный расход газа, необходимый для подачи топлива по линии 12. Диапазон расходов газа избыточного давления определяется уменьшенным диапазоном давлений ΔP1 источника 2 сжатого газа, по сравнению с полным его широким диапазоном рабочих давлений ΔРист. После включения пускового клапана 4 и уменьшения расхода газа избыточного давления в топливный бак 1 до минимального при давлении P1 в источнике 2 сжатого газа, включается пусковой клапан 8 в дополнительной линии 7 наддува, благодаря сообщению с пусковым клапаном 8 сигнализатора 11 минимального рабочего давления в топливном баке 1, при этом дополнительный расход газа из источника 2 сжатого газа по линиям 3 и 7 наддува через идентичные между собой дросселя 10 пакета 9 поступает в топливный бак 1. Включение пускового клапана 8 в дополнительной линии 7 наддува может быть реализовано и другим способом. Например, по закону изменения избыточного давления в источнике 2 сжатого газа, или по изменениям параметров двигателя аппарата (его тяги или давления топлива). Подбором проходных сечений дросселей 10 и их количества величина этого дополнительного расхода устанавливается такой, чтобы дополнять минимальный расход газа через пакет 5 до максимальной величины расхода газа через него при давлении Ристмакс в источнике 2 сжатого газа. Таким образом, диапазон расходов газа избыточного давления, обеспечиваемый системой наддува в широком диапазоне давлений ΔРист определяется его уменьшенным диапазоном ΔР1 и, благодаря этому соответственно уменьшен. Аналогично, для дополнительного уменьшения разброса расходов газа избыточного давления в топливный бак 1 широкий диапазон ΔРист рабочих давлений источника 2 сжатого газа может быть разбит на большее число поддиапазонов, а количество дополнительных линий наддува (на чертеже не показаны), соответственно, увеличено.

Благодаря уменьшению диапазона расходов газа избыточного давления из источника 2 сжатого газа в топливный бак 1 максимальный расход газа избыточного давления по линии 3 наддува через пакет 5 при давлении Ристмакс приближен к минимальному при давлении P1 в источнике 2 сжатого газа и, благодаря этому, может быть исключен сброс излишков расхода газа в окружающую среду или передув до большего рабочего давления топливного бака 1, что достигается подбором идентичных дросселей 6 пакета 5. Это позволяет уменьшить проходное сечение для газа в магистрали 3 наддува и пусковом клапане 4, и массу системы наддува. Уменьшение массы системы наддува с топливным баком 1 обеспечивает возможность повышения летно-технических характеристик летательного аппарата или размещения в нем дополнительной полезной нагрузки. Для обеспечения автоматического подключения пускового клапана 8 в дополнительной линии 7 используется сигнализатор 11 минимального рабочего давления Рбакмин в топливном баке 1. При наличии нескольких дополнительных линий наддува, при каждом последующем уменьшении давления до значения Рбакмин посредством сигнализатора 11 задействуется пусковой клапан очередной дополнительной линии наддува. Выполнение дросселя 10 пакета 9 идентичным дросселю 6 пакета 5 позволяет изготавливать пакеты 5 и 9 путем набора идентичных дросселей, что уменьшает номенклатуру деталей, входящих в систему наддува и упрощает ее изготовление, поскольку не требует дополнительных переустановок инструментов для изготовления дросселей различных размеров.

Способ наддува топливного бака, заключающийся в сообщении топливного бака с линией подачи топлива в двигатель и с источником сжатого газа посредством линии наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками, и включении пускового клапана, отличающийся тем, что топливный бак сообщают с источником сжатого газа дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками, и после уменьшения давления в топливном баке до минимального рабочего значения включают пусковой клапан в дополнительной линии наддува.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру.

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

Изобретение относится к области топливных систем летательных аппаратов, преимущественно беспилотных. .

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем дозаправки жидких продуктов, которые размещаются на грузовых космических кораблях (ГКК), используемых для доставки грузов на длительно действующие космические орбитальные станции (КОС).

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем наддува топливных баков горючего и окислителя, используемых как в двигательных установках космических летательных аппаратов, так и в системах дозаправки топлива космических дозаправщиков, устанавливаемых на грузовых космических кораблях.
Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к вспомогательным операциям с пневмогидросистемами двигательных установок ракет - способам слива компонентов топлива из баков.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике , а именно к наддуву топливных баков ракет-носителей, использующих криогенные компоненты топлива. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам наддува топливных баков летательных аппаратов. Способ наддува топливного бака заключается в сообщении топливного бака с источником сжатого газа посредством линии наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками, и включении пускового клапана. Топливный бак сообщают с источником сжатого газа дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками. После уменьшения давления в полости топливного бака до минимального рабочего значения включают пусковой клапан в дополнительной линии наддува. Обеспечивается уменьшение разброса расхода газа избыточного давления, объема и массы источника газа избыточного давления или массы топливного бака. 1 ил.

Наверх