Топливная система летательного аппарата

Авторы патента:

B64D37/20 - устройства для опорожнения

Изобретение относится к авиастроению. Цель изобретения повышение надежности работы. Вертикальная перегородка 5 в верхней части выполнена герметичной а в нижней части выполнены отверстия 12, при этом в верхней точке полости перекачки 4 выполнено отверстие 11, а верхняя точка полости подкачки 3 соединена с баком 1 дренажным трубопроводом 10. 1 ил.

Изобретение относится к авиации. Целью изобретения является повышение надежности работы. На чертеже показана система, вид сверху на крыло. Топливная система состоит из топливного бака 1, расходного отсека 2, разделенного на полость подкачки 3 и полость перекачки 4 вертикальной перегородкой 5. В полости подкачки 3 смонтированы центробежные насосы 6 с трубопроводом 7 подачи топлива в двигатель. К трубопроводу 7 присоединен трубопровод "активного" топлива 8 струйного насоса 9. Полость подкачки 3 сообщается с баком 1 при помощи дренажного трубопровода 10, а полость перекачки 4 сообщается с баком 1 при помощи отверстия 11. В нижней части перегородки 5 выполнены отверстия 12. Система работает следующим образом. После включения центробежных насосов 6 топливо по трубопроводу 7 начнет поступать в двигатель. Часть топлива, отведенного от трубопровода 7 по трубопроводу "активного" топлива 8, пойдет для работы струйного насоса 9, который ведет перекачку из бака 1 в полость перекачки 4 расходного отсека 2, поддерживая его постоянно заполненным. Поскольку вертикальная перегородка 5 выполнена в нижней части негерметичной, то полость перекачки 4 и полость подкачки 3 между собой сообщаются, и через отверстия 12 в нижней части перегородки 5 топливо поступает к центробежным насосам 6. Струйный насос 9 работает с производительностью, несколько большей, чем подают в двигатель центробежные насосы 6; благодаря этому обеспечивается поддержание в расходном отсеке 2 некоторого избыточного давления, причем излишек топлива сбрасывается в бак 1 через отверстия 11 и трубку 10, и через них же выходит воздух, выделившийся из топлива. Величина избыточного давления в расходном отсеке 2 определяется проходными сечениями отверстия 11 и трубки 10. После выработки топлива из бака 1 струйный насос 9 будет нагнетать в полость перекачки 4 воздух, однако попадание этого воздуха в полость подкачки 3 исключено, так как вертикальная перегородка 5 в верхней части выполнена герметичной и воздух будет выходить через отверстие 11, соединяющее верхнюю часть полости перекачки 4 с баком 1.

Формула изобретения

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая топливный бак, в котором выполнен расходный отсек, разделенный вертикальной перегородкой на полость подкачки и полость перекачки, центробежные насосы подкачки, а также струйный насос, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности работы, в нижней части вертикальной перегородки выполннены отверстия, верхняя точка полости подкачки соединена с баком дренажным трубопроводом, а полость перекачки сообщена с полостью бака.

РИСУНКИ

Рисунок 1

Топливная система летательного аппарата // 1547220

Система перекачки и выработки остатков топлива из топливных баков летательного аппарата // 1419039

Система довыработки остатков топлива из топливных баков летательного аппарата // 1372834

Система выработки остатков топлива из топливных баков летательного аппарата // 1338290

Топливная система // 1317818

Топливная система летательного аппарата // 1160676

Топливная система летательного аппарата // 1146955

Топливная система летательного аппарата // 1108696

Система подачи топлива // 1037585

Криогенная система // 2132015

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

Устройство для хранения и подачи жидких компонентов (варианты) // 2301180

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

Приспособление для слива конденсата из топливного бака летательного аппарата // 2326790

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

Система передачи топлива из магистралей заправки летательного аппарата // 2056333

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

Топливная система летательного аппарата // 2070530

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

Способ хранения криогенной жидкости и устройство для его осуществления // 2083912

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

Сливной кран // 2092397

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

Стенд для исследования гидродинамических процессов в топливных баках летательных аппаратов с капиллярными заборными устройствами в условиях невесомости // 1799464

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

Клапан летательного аппарата для слива воды // 2602027

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. Клапан летательного аппарата для слива воды состоит из пропускного канала для протекания жидкости из топливного бака летательного аппарата, штока, первого элемента уплотнения и второго элемента уплотнения, установленных на упомянутом штоке. Корпус клапана установлен на стенке топливного бака таким образом, что внешняя поверхность стенки топливного бака плотно прилегает к внутренней поверхности обшивки летательного аппарата. Клапан изготовлен с внешним нижним выступом по периметру, плотно прилегающим к внешней поверхности обшивки летательного аппарата и имеющим проточку, выполненную по периметру нижней поверхности клапана и создающую область ослабленного сечения. Со стороны внутреннего пространства топливного бака параллельно стенке топливного бака на корпусе клапана герметично закреплена с помощью основного элемента крепления плоская гибкая мембрана. Внешний периметр мембраны герметично закреплен на внутренней поверхности стенки топливного бака, образуя тем самым герметичную полость между корпусом клапана и внутренней поверхностью стенки топливного бака летательного аппарата. Имеются также топливный бак летательного аппарата с упомянутым клапаном и летательный аппарат с таким топливным баком. Группа изобретений направлена на улучшение эксплуатационных характеристик клапана для слива при его работе в нештатных ситуациях полета и посадки, на повышение надежности работы топливной системы летательного аппарата. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.