Разъемное устройство для заправки криогенным топливом

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам обеспечения заправки и дренажа криогенных топливных систем летательных аппаратов со специальными видами топлива, и может быть использовано в других областях машиностроения. Цель изобретения обеспечение безопасности, сокращение наконечник 1 и штуцер 2, объединяющие заправочные линии 3 и 4 и линии 5 и 6 дренажа соответственно своими внутренними 7 и 9 и внешними 8 и 10 каналами, которые образуются корпусами отсечных клапанов линий дренажа. При этом в упомянутых корпусах клапанов смонтированы самоустанавливающиеся отсечные клапаны линий заправки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам обеспечения заправки и дренажа криогенных топливных систем летательных аппаратов со специальными видами топлива, и может быть использовано в других отраслях машиностроения.

Известно разъемное устройство для заправки криогенным топливом, содержащее коаксиальный наконечник, контактирующий с коаксиальным штуцером топливной системы самолета, включающие линии заправки и дренирования паров топлива, причем внутренние каналы штуцера и наконечника выполнены для жидкой фазы топлива, а внешние для дренирования паров и снабжены отсечными клапанами для перекрытия упомянутых каналов перед отстыковкой наконечника, при этом на стыке внешних каналов наконечника и штуцера установлено уплотнение для герметизации дренируемых паров от внешней среды, а на внутренних дополнительные уплотнения, разделяющие жидкую и газообразную фазы топлива.

Однако соединение наконечника типа ННЗ-4 с бортовым штуцером однопоточное, что приводит к увеличению веса системы заправки-дренажа самолета и увеличению времени заправки из-за технологии их подстыковки-расстыковки.

Соединение коаксиального наконечника с аналогичной конструкцией бортового штуцера предусматривает установку в их внутренних и внешних каналах отсчечных клапанов опережающего действия. Но при этом усложняется конструкция элементов соединения, из-за необходимости конструктивной развязки самих каналов и установленных в них клапанов. Данное обстоятельство накладывает повышенные требования к узлам герметизации каналов в отстыкованном положении, что вместе с конструктивными требованиями в целом увеличивает вес соединения.

Целью изобретения является обеспечение безопасности, сокращение времени заправки и снижения веса.

Цель достигается тем, что разъемное устройство для заправки криогенным топливом, содержащее коаксиальный наконечник, контактирующий с коаксиальным штуцером топливной системы, например, самолета, которые включают линии заправки и дренирования паров топлива, причем внутренние каналы штуцера и наконечника выполнены для жидкой фазы, а внешние для дренирования паров и снабжены отсечными клапанами для перекрытия упомянутых каналов перед отстыковкой наконечника, при этом на стыке внешних каналов наконечника и штуцера установлено уплотнение для герметизации дренируемых паров от внешней среды, а на внутренних дополнительные уплотнения, разделяющие жидкую и газообразную фазы топлива, снабжено замковым механизмом с ручным приводом и приводом для открытия отсечных клапанов, смонтированным в торцовой части наконечника, на штоке которого соосно установлены клапаны линий дренажа и заправки, при этом первый из упомянутых клапанов содержит цилиндрический корпус, в котором соосно установлен и подпружинен второй клапан линии заправки, в центральной части которого выполнен упор, контактирующий в момент заправки совместно с корпусом клапана линии дренажа с соосно установленными относительно друг друга клапанами линии дренажа и заправки штуцера самолета, причем контактирующие пары соосных клапанов подпружинены в корпусах, соответственно штуцера и наконечника, а также установлены с возможностью возвратно-поступательного перемещения в них, при этом в промежуточном положении упомянутых контактирующих пар клапанов, обе линии заправки и дренажа сообщаются между собой. Дополнительно между корпусами штуцера и наконечника смонтировано подвижное уплотнение для герметизации паровой фазы топлива от внешней среды, а на ручном приводе замкового механизма установлены подпружиненные тяги.

На фиг. 1 изображено разъемное устройство для заправки криогенным топливом в состыкованном состоянии и с закрытыми отсечными клапанами; на фиг. 2 разрез А-А на фиг. 1 (вверх от оси симметрии ОО', устройство с полностью открытыми отсечными клапанами; разрез Б-Б на фиг. 1 (вниз от оси симметрии ОО', устройство с промежуточным положением отсечных клапанов.

Разъемное устройство для заправки криогенным топливом содержит наконечник 1, состыкованный со штуцером 2 самолета, которые включают линии 3 и 4 заправки и линии 5 и 6 дренирования паров топлива, причем внутренние каналы 7 и 8 наконечника 1 и штуцера 2 соответственно выполнены для жидкой фазы топлива, а внешние их каналы 8 и 10 для дренирования паров топлива, при этом на стыке последних упомянутых каналов установлено уплотнение 11, а на внутренних каналах 7, 9 дополнительные уплотнения 12 и 13. На наконечнике 1 смонтированы замковый механизм 14 с ручным приводом 15 и привод 16 в торцовой его части 17, на штоке 18 которого соосно установлены отсечные клапаны 19 и 20 линий дренажа и заправки, при этом клапан 19 содержит цилиндрический корпус 21, в котором соосно установлен и подпружинен пружиной 22 клапан 20, в центральной части которого выполнен упор 23, контактирующий в момент заправки совместно с корпусом 21 клапана 19 с аналогичной конструкцией соосно установленной пары клапанов: клапаном 24 линии дренажа и установленным в его корпусе 25 и подпружиненным пружиной 26 клапаном 27 линии заправки штуцера 2, причем обе пары клапанов 24, 27 и 19, 20 подпружинены в корпусах соответственно штуцера 2 и наконечника 1 пружинами 28 и 29 таким образом, что в промежуточном положении упомянутых пар клапанов линии 3, 4 и 5, 6 заправки 4 и дренажа сообщаются между собой через каналы 30 в штуцере 2. Дополнительно между корпусами штуцера 2 и наконечника 1 смонтировано подвижное уплотнение 31, а на ручном приводе 15 замкового механизма 14 установлены подпружиненные тяги 32.

Разъемное устройство для заправки криогенным топливом работает следующим образом: Наконечник 1 линий 3 и 6 заправки и дренажа посредством замкового механизма 14 с ручным приводом 15 стыкуется со штуцером 2 линий 4 и 5 заправки и дренажа топливной системы самолета, производя при этом герметизацию на стыке подвижным 31 и торцовым 11 уплотнениями, обеспечивая постоянное поджатие последнего уплотнения подпружиненными тягами 32 ручного привода 15 замкового механизма 14. Приводом 16 пары отсечных клапанов 19, 20 и 24, 27, что соответствует фиг. 2 (А-А), переводятся в положение открыто, сообщая при этом линию 3 заправки наконечника 1 и линию 4 заправки штуцера 2 через их внутренние каналы 7 и 9, а линии 6 и 5 дренажа через их внешние каналы 8 и 10. В данном положении отсечных клапанов производятся заправка самолета криогенным топливом и дренирование его паров противотоком на землю, при этом дополнительные уплотнения 12 и 13 обеспечивают разделение потоков, а возможные незначительные утечки через них топлива флегматизируются дренажным потоком. По окончании процесса заправки приводом 16 и под действием пружин 28 и 29 отсечные клапаны 19, 20 и 24, 27 переводятся в промежуточное положение, что соответствует фиг. 2 (Б-Б). При этом открываются каналы 30, которые сообщают линии 3 и 4 заправки с линиями 6 и 5 дренажа, предоставляя возможность продувать данные линии и тупиковые зоны разъемного устройства, а также вести его отогрев "горячим" нейтральным газом. С окончанием процесса отогрева приводом 16 и под действием пружин 28, 29 и 22, 26 отсечные клапаны 24, 27 и 19, 20 перекрывают линии 4 и 5 заправки и дренажа штуцера 2, а также линии 3 и 6 заправки и дренажа наконечника 1. Ручным приводом 15 снимается усилие сжатия с замкового механизма 14 и производится расстыковка наконечника 1 со штуцером 2. После этого на них устанавливаются технологические заглушки.

Формула изобретения

1. РАЗЪЕМНОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАПРАВКИ КРИОГЕННЫМ ТОПЛИВОМ, содержащее коаксильный наконечник, контактирующий с коаксиальным штуцером топливной системы самолета, включающие в себя линии заправки и дренирования паров топлива, причем внутренние каналы штуцера и наконечника выполнены для жидкой фазы топлива, а внешние для дренирования паров и снабжены отсечными клапанами для перекрытия упомянутых каналов перед отстыковкой наконечника, при этом на стыке внешних каналов наконечника и штуцера установлено уплотнение для герметизации дренируемых паров от внешней среды, а на внутренних - дополнительные уплотнения, разделяющие жидкую и газообразную фазы топлива, отличающееся тем, что, с целью обеспечения безопасности, сокращения времени заправки и снижения веса, оно снабжено замковым механизмом с ручным приводом и приводом для открытия отсечных клапанов, смонтированным в торцевой части наконечника, на штоке которого соосно установлены клапаны линий дренажа и заправки, при этом первый из упомянутых клапанов содержит цилиндрический корпус, в котором соосно установлен и подпружинен второй клапан линии заправки, в центральной части которого выполнен упор, контактирующий в момент заправки совместно с корпусом клапана линии дренажа с соосно установленными друг относительно друга клапанами линии дренажа и заправки штуцера самолета, причем контактирующие пары соосных клапанов подпружинены в корпусах соответственно штуцера и наконечника, а также установлены с возможностью возвратно-поступательного перемещения в них, при этом в промежуточном положении упомянутых контактирующих пар клапанов обе линии заправки и дренажа сообщены между собой.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что между корпусами штуцера и наконечника смонтировано подвижное уплотнение для герметизации паровой фазы топлива от внешней среды, а на ручном приводе замкового механизма установлены подпружиненные тяги.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в других отраслях машиностроения

Изобретение относится к авиации, а именно к системам заправки летательного аппарата криогенным топливом, и может быть использовано в других областях машиностроения

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к авиационной технике на криогенных топливах, и может быть использовано в различных областях промышленности

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам для обеспечения взрывопожаробезопасного размещения в гермокабине топливных кессон-баков

Изобретение относится к транспортному машиностроению и может быть использовано преимущественно в авиационной технике для безопасной работы дренажной системы бака с криогенным веществом и для исключения влияния паров дренируемого вещества на конструкцию киля самолета

Изобретение относится к топливным системам многодвигательных самолетов, использующих криогенное топливо

Изобретение относится к космической технике и предназначено преимущественно для многоразовых космических аппаратов с двигательными установками, топливные баки которых используются по иному, помимо основного назначения, в частности - для торможения аппаратов при полете в атмосфере

Изобретение относится к самолетостроению, а именно к авиационной технике со средствами заправки топливных баков криогенной жидкостью или сжиженным природным газом (СПГ), и может быть использовано в других отраслях машиностроения

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к средствам перекачки и заправки в емкости криогенной жидкости

Изобретение относится к средствам заправки газами большой плотности, преимущественно емкостей двигательных установок космических аппаратов

Изобретение относится к средствам заправки двигательных установок космических аппаратов газами большой плотности

Изобретение относится к областям техники, использующими криогенные жидкости, в частности к средствам заправки криогенного топлива в авиационной технике и может быть использовано в других отраслях машиностроения

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано преимущественно в авиации для безопасного дренирования паров криогенного топлива с самолета, особенно при использовании в качестве топлива жидкого водорода, метана или сжиженного природного газа
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки. Способ включает формирование защитного слоя из продуктов разложения метангидрата (смеси паров воды и метана). Последние вводят через открытый вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц. Модуляция аэродинамического сопротивления способствует устойчивости пограничного слоя в окрестности защищаемых элементов конструкции ЛА. При поглощении энергии набегающего потока и излучения головной ударной волны происходят диссоциация молекул воды и метана и реакции синтеза. Компоненты разложения метангидрата, а также продукты синтеза водорода и ацетилена направляют в камеру сгорания силовой установки ЛА. Технический результат изобретения заключается в снижении пиковых тепловых нагрузок на элементы конструкции ЛА, увеличении срока их службы и повышении топливной эффективности силовой установки ЛА.

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже. Фюзеляж имеет две параллельные пассажирские кабины, между которыми размещен отсек для бака криогенного топлива. Высота бака в поперечном сечении, образованном окружностями с перемычками, равна высоте поперечного сечения пассажирских кабин. В передней части фюзеляжа размещены кабина экипажа и пассажирский салон первого класса. Центроплан низкорасположенного крыла, снабженного механизацией, размещают под полом пассажирских кабин и баковым отсеком. В нижней части фюзеляжа вне зоны центроплана крыла размещены отсеки для грузовых контейнеров. Турбореактивные двигатели размещены на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа с возможностью отбора пограничного слоя фюзеляжа в контур низкого давления двухконтурных двигателей. Бак криогенного топлива в продольном направлении разделен на две емкости. Изобретение направлено на повышение летно-технических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх