Топливный отсек летательного аппарата с деформируемым расходным баком

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к топливным отсекам. Топливный отсек летательного аппарата (ЛА) с вытеснительной системой подачи топлива включает жестко закрепленную в его полости заборную трубу, расходный бак, нагруженный пружиной клапан, датчика уровня топлива. Датчик шарнирно закреплен осью в полости топливного отсека на кронштейне. Расходный бак выполнен деформируемым. Его подвижная часть фиксируется клапаном, удерживаемым стопором, проходящим через заборную трубу и шарнирно соединенным осью с датчиком уровня топлива. Топливный отсек может быть выполнен из стойкой в среде топлива гофрированной резины или из алюминиевой фольги. Достигается полнота выработки топлива. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

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

В настоящее время для забора топлива в маршевый двигатель используют топливозаборные устройства различных конструкций.

Известен топливный бак [1. Пат. 2507129 RU, МПК6 B64D 37/10, F02K 9/50. Топливный бак двигательной установки летательного аппарата / Булаев А.А., Никитин В.И. - Заявл. 24.07.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5], содержащий корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, и две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака. Центральный участок каждой из диафрагм выполнен выпуклым в сторону днища бака с радиусом, равным радиусу днища бака. Периферийный участок каждой из диафрагм выполнен вогнутым по отношению к соответствующему днищу бака. Сумма площадей участков диафрагмы и площади отбортовки равна площади поверхности соответствующего днища бака. При этом диафрагмы с соответствующими днищами бака образуют топливные полости, а с фланцем - газовую полость.

Также известна конструкция топливного бака ЛА [2. Пат. 2507127 RU, МПК6 B64D 37/02. Топливный бак летательного аппарата / Кочнев И.А. и др. - Заявл. 11.05.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5.], которая содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная оболочка, в оболочке выполнены прорези напротив устройства забора топлива к двигателю и устройства ввода газа наддува. Зазор между оболочкой и корпусом бака заполняется топливом.

Недостатки указанных выше конструкций [1.; 2.]:

- значительные габариты топливного бака, определяемые его формой, образованной сферической поверхностью;

- малый объем баков при использовании в ЛА с небольшим, менее 0,5 м в диаметре, корпусом; объем баков в таком случае ограничен объемом сферы, диаметр которой не может превышать диаметр корпуса ЛА.

Известен способ выработки топлива из баков ЛА и топливная система двигателя внутреннего сгорания [3. Пат. 2021168 RU, МПК (1990.01) B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П., Марфуненков К.А., Ацеров П.А. - Заявл. 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 сравнение 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 изобретения является наличие автономных приводных топливных насосов, что усложняет конструкцию. В данном изобретении газовая и жидкая фазы не разделены, что может стать причиной попадания газа в топливную магистраль, питающую двигатель.

В качестве прототипа заявляемого изобретения выбран топливный бак ЛА [4. Пат. 2497724 RU, МПК6 B64D 37/00. Топливный бак летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. - Заявл. 09.04.2012; опубл. 10.11.2013, Бюл. №31], 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 оснащенными инерционными массами переливными клапанами, 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.

Недостатками данной системы топливоподачи являются ее сложность ввиду наличия агрегатов топливной системы - переливных клапанов с переключателями, а также конструкция топливозаборника, которая не обеспечивает полноту выработки топлива.

Целью заявляемого изобретения является увеличение в сравнении с аналогами объема забора топливозаборником топлива из расходного бака ЛА и предотвращение попадания газа из системы наддува в топливную магистраль, ведущую к двигателю.

Заявляемый топливный отсек ЛА с вытеснительной системой подачи топлива состоит из жестко закрепленной в полости топливного отсека заборной трубы, расходного бака, нагруженного пружиной клапана, датчика уровня топлива, шарнирно закрепленного осью в полости топливного отсека на кронштейне. Расходный бак выполнен деформируемым. Его подвижная часть фиксируется клапаном, удерживаемым стопором, проходящим через заборную трубу и шарнирно соединенным осью с датчиком уровня топлива.

Заявляемое устройство поясняется чертежами.

На фиг. 1-2 показан топливный отсек ЛА с деформируемым расходным баком 1, расположенным в полости отсека 2, топливо в которую поступает из прочих отсеков через переливную трубу 3. Полости отсека 2 и подвижная часть расходного бака 1 герметично сообщаются через заборную трубу 4, жестко закрепленную в полости отсека 2 на кронштейне. Стопор 5 проходит через заборную трубу 4 и удерживает в ней от перемещения нагруженный пружиной 6 клапан 7, объединяющий в открытом положении полости деформируемого расходного бака 1 и топливного отсека 2 ЛА и удерживающий от перемещения подвижную часть деформируемого расходного бака 1. Стопор 5 имеет возможность вертикального перемещения в отверстии трубы 4 при перемещении датчика уровня 8, с которым он шарнирно соединен осью 9. Датчик уровня 8, работающий по принципу архимедовой силы, шарнирно закреплен на кронштейне 10 в полости отсека 2 и имеет возможность вращения на оси 11.

На фиг. 3 представлен клапан 7, зафиксированный стопором 5 в трубе заборной 4.

При работе топливной системы происходит вытеснение топлива из топливного отсека 2 в двигатель через деформируемый расходный бак 1 при помощи газовой подушки. Топливо поступает в полость 2 деформируемого расходного бака 1 через переливную трубу 3 из топливного отсека ЛА. Расход топлива из топливного отсека 2 к двигателю осуществляется беспрепятственно через заборную трубу 4 и деформируемый расходный бак 1 через открытый клапан 7, удерживаемый стопором 5.

На фиг. 4 изображено положение конструктивных элементов в процессе выработки топлива из предыдущих полостей топливного отсека. При понижении уровня топлива в районе установки датчика уровня 8 происходит вращение его на оси 10, перемещение датчика уровня 8 в нижнее положение и взаимодействие его через ось 9 со стопором 5. Стопор 5 перемещается вертикально вниз и более не удерживает клапан 7. Клапан 7 расфиксирует подвижную часть деформируемого расходного бака 1. Под воздействием пружины 6 клапан 7 закрывается и герметизирует деформируемый расходный бак 1. Создается перепад давления между внутренней полостью деформируемого расходного бака 1 и его наружной поверхностью, на которую воздействует давление наддува, и происходит перемещение подвижной части расходного бака 1 и выход ее из заборной трубы 4.

Деформируемый расходный бак 1, не фиксируемый более клапаном 7, деформируется от действия давления наддува, и топливо, находящееся в нем, вытесняется в двигатель ЛА до полного израсходования. При этом предотвращается попадание газа из системы наддува в топливную магистраль, ведущую к двигателю.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение полноты выработки топлива и предотвращение попадания газа в топливную магистраль. Как следствие, увеличивается время работы двигателя и повышается надежность ЛА в целом.

Деформируемый расходный бак может быть изготовлен из стойкой в среде топлива гофрированной резины или алюминиевой фольги.

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

Источники, принятые во внимание

1. Пат. 2507129 RU, МПК6 B64D 37/10, F02K 9/50. Топливный бак двигательной установки летательного аппарата / Булаев А.А., Никитин В.И. - Заявл. 24.07.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5.

2. Пат. 2507127 RU, МПК6 B64D 37/02. Топливный бак летательного аппарата / Кочнев И.А. и др. - Заявл. 11.05.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5.

3. Пат. 2021168 RU, МПК (1990.01) B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П., Марфуненков К.А., Ацеров П.А. - Заявл. 10.04.1992; опубл. 15.10.1994.

4. Пат. 2497724 RU, МПК6 B64D 37/00. Топливный бак летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. - Заявл. 09.04.2012; опубл. 10.11.2013, Бюл.№31.

5. Пат. 2120054 RU, МПК (1995.01) F02M 37/00, F02M 37/22. Система питания двигателя внутреннего сгорания / Куколев П.В., Горбунов В.В., Солдатов В.П. - Заявл. 20.05.1997; опубл. 10.10.1998.

6. Пат. 2024419 RU, МПК (1990.01) B64D 1/02, B64D 37/00, F16L 37/02. Узел стыковки воздушных магистралей летательного аппарата / Котов Л.П. и др. - Заявл. 03.07.1992; опубл. 15.12.1994.

7. Пат. 2030329 RU, МПК (1995.01) B64D 1/02, B64D 37/00. Устройство для стыковки трубопроводов / Котов Л.П. и др. - Заявл. 26.06.1992; опубл. 10. 03.1995.

8. Пат. 2081793 RU, МПК (1995.01) B64D 37/00. Система перекачки топлива летательного аппарата / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х., - Заявл. 01.07.1994.

9. Патент 2309285 RU, МПК6 F02M 5/02, B64D 37/00. Система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания / Горячев Г.С. и др. - Заявл. 16.12.2005; опубл. 27.06.2007, Бюл. №18.

10. Пат. 2295047 RU, МПК6 F02C 7/06. Газотурбинный двигатель / Сергеев В.Б., Кузменко М.Л., Маркин А.К. - Заявл. 23.05.2005; опубл. 10.03.2007, Бюл. №7.

11. Пат. 689538 RU, МПК (1990.01) B64D 37/00. Система перекачки топлива / Шевцов В.Ф. и др. - Заявл. 23.12.1977; опубл. 15.09.1994.

12. Пат. 2107634 RU, МПК6 B60K 15/03. Транспортное средство / Лысенко Е.В. - Заявл. 30.01.1996; опубл. 27.03.1998.

13. Пат. 2181326 RU, МПК6 B60K 15/03, B60K 15/035, B60K 15/077. Устройство для хранения топлива / Хиодо Й. и др. - Заявл. 31.08.1998; опубл. 20.04.2002.

14. Пат. 2463176 RU, МПК6 B60K 15/03, B60K 15/077, B65D 88/62, B65D 90/04. Топливный бак / Березина Т.Н., Березин И.В. - Заявл. 13.01.2011; опубл. 10.10.2011.

15. Пат. 2092396 RU, МПК6 B64D 37/00. Топливный бак / Яруллин З.Ш. - Заявл. 25.12.1991; опубл. 10.10.1997.

16. Пат. 2666004 RU, МПК6 B64D 37/00. Устройство забора топлива из бака летательного аппарата / ДергачевА.А. и др. - Заявл. 01.08.2017; опубл. 05.09.2018.

17. Пат. 2416657 RU, МПК6 С22С 21/06. Деформируемый термически неупрочняемый сплав на основе алюминия / Пименов Ю.П. и др. - Заявл. 20.04.2010; опубл. 20.04.2011.

18. Заявка на Из. 94024859 RU, МПК (1995.01) B64D 37/00. Система перекачки топлива / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х. - Заявл. 01.07.1994; опубл. 10.07.1996.

19. Заявка на Из. 94045507 RU, МПК (1995.01) B60K 15/03, B64D 37/02. Топливный бак и способ его изготовления / Бакшинов В.М. и др. - Заявл. 29.12.1994; опубл. 27.10.1996.

20. А.с. 1768410 SU, МПК B60K 15/03. Бак для рабочей жидкости / Камчугов Н.В., Лепехин А.Т., Ломоносов Ю.Н. - Заявл. 17.08.1990; опубл. 15.10.1992, Бюл. №38.

21. Пат. 2667126 FR, МПК B22D 1/00 и др. Connection device with automatic positioning / Claude Masse - Заявл. 26.09.1990; опубл. 27.03.1992.

22. Поликовский В.И. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями: Учеб. пособие [Текст] / В.И. Поликовский, Д.Н. Сурнов / МАИ им. С.Орджоникидзе. - М.: Машиностроение, 1965. - 261 с.

23. Башта Т.М. Машиностроительная гидравлика: Справ. пособие [Текст] / Т.М. Башта. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Машиностроение, 1971.- 672 с.

24. Киселев П.Г. Справочник по гидравлическим расчетам: [Текст] / П.Г. Киселев. - 2-е изд. - М.-Л.: Госэнергоиздат, 1957. - 352 с.

1. Топливный отсек летательного аппарата с вытеснительной системой подачи топлива, состоящий из жестко закрепленной в полости топливного отсека заборной трубы, расходного бака, нагруженного пружиной клапана, датчика уровня топлива, шарнирно закрепленного осью в полости топливного отсека на кронштейне, отличающийся тем, что расходный бак выполнен деформируемым, его подвижная часть фиксируется клапаном, удерживаемым стопором, проходящим через заборную трубу и шарнирно соединенным осью с датчиком уровня топлива.

2. Топливный отсек по п. 1, отличающийся тем, что выполнен из стойкой в среде топлива гофрированной резины.

3. Топливный отсек по п. 1, отличающийся тем, что выполнен из алюминиевой фольги.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе для замера жидкости и оборудования для топливного бака, которое, в частности, подходит для воздушного судна, космического корабля или автомобиля.

Группа изобретений относится к устройству для отслеживания параметров текучей среды, топливной датчиковой системе воздушного судна, датчиковой системе для отслеживания параметров текучей среды, двум способам генерирования датчиковых данных.

Группа изобретений относится к сенсорному устройству для измерения количества топлива в топливном баке транспортного средства, способу измерения количества топлива в топливном баке транспортного средства, транспортному средству для осуществления вышеуказанного способа.

Настоящее изобретение относится к узлам топливного насоса, включающим в себя множество топливных насосов для установки на топливные баки воздушного судна и обеспечивающим возможность технического обслуживания насосов без необходимости доступа с внутренней стороны баков.

Изобретение относится к устройствам забора топлива из бака высокоманевренного летательного аппарата, использующего в системе топливоподачи капиллярные заборные устройства.

Изобретение относится к монтажной детали для дренажного стрингера, которая взаимодействует с внешней кромкой дренажного стрингера для создания шпунтового соединения.

Изобретение относится к способам контроля излучения. Транспортное средство для контроля излучения, которое осуществляет сжигание композиции, выполненной на основе топлива и сцинтиллирующего вещества, содержит топливный бак для композиции и двигатель.

Группа изобретений относится к системам и способам подачи топлива при эксплуатации к силовой установке летательного аппарата (ЛА). Система подачи топлива содержит топливный трубопровод, насос, расположенный ниже по потоку, насос, расположенный в топливном баке выше по потоку, датчик давления, расположенный на впуске или рядом с находящимся ниже по потоку насосом, контроллер.

Изобретение относится к горловинам пневмогидравлических систем в ракетно-космической технике. Горловина проверочно-заправочная содержит корпус (1).

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для измерения уровня диэлектрических жидкостей, находящихся в баках ракет-носителей (РН). Устройство для измерения уровня топлива в баках РН включает в себя емкостный датчик в виде электродов и элементы его крепления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Конвертоплан содержит фюзеляж с кабиной пилотов, стабилизатор, киль, крылья с рулевыми поверхностями, выполненные с возможностью поддержания курсовой устойчивости и управляемости в самолетном режиме и расположенные по самолетной схеме, колонку ротора, соединенную с фюзеляжем посредством шарнира, обеспечивающего возможность изменения угла поворота колонки в диапазоне 100°+-10° относительно горизонта.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой. Аэромеханический способ управления конфигурацией и полетом конвертоплана заключается в формировании передними и задними двигателями неуравновешенного момента от тяги двигателей для управления углом наклона двигателей.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, киль, пару крыльев: переднее и заднее, две подъемные силовые установки, расположенные на выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения пилонах, маршевую силовую установку.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям движителей летательных аппаратов. Винтокольцевой движитель включает ротор, расположенный в кольце.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж, пару крыльев - переднее и заднее, силовые установки, содержащие двигатели и воздушные винты, киль, шасси, пилоны, выполненные с возможностью вращения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж, переднее и заднее крылья, силовые установки, содержащие двигатели и воздушные винты, киль, шасси, пилоны, выполненные с возможностью вращения.

Изобретение относится к трансформируемым летательным аппаратам с укороченным взлетом и посадкой для внеаэродромной эксплуатации. Конвертоплан включает фюзеляж, две пары крыльев с тандемным расположением, винтомоторные установки, подвешенные под задним крылом, и два телескопических ротора «Флеттнера», поперечно расположенных в средней части фюзеляжа, по разные стороны от центра тяжести конвертоплана.

Изобретение относится к области трансформируемых летательных аппаратов для внеаэродромной эксплуатации. Летательный аппарат содержит фюзеляж со среднерасположенным несущим крылом и хвостовой стабилизатор с навешенными на него винтомоторными установками.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в конструкции палубных летательных аппаратов. Палубный вертолет-самолет-амфибия (ПВСА) содержит на консолях крыла две мотогондолы, хвостовое оперение, двигатели силовой установки, поворотные винты, создающие горизонтальную и их соответствующим отклонением вертикальную тягу, трехопорное колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан включает фюзеляж, планер и винтомоторную группу.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к топливным отсекам. Топливный отсек летательного аппарата с вытеснительной системой подачи топлива включает жестко закрепленную в его полости заборную трубу, расходный бак, нагруженный пружиной клапан, датчика уровня топлива. Датчик шарнирно закреплен осью в полости топливного отсека на кронштейне. Расходный бак выполнен деформируемым. Его подвижная часть фиксируется клапаном, удерживаемым стопором, проходящим через заборную трубу и шарнирно соединенным осью с датчиком уровня топлива. Топливный отсек может быть выполнен из стойкой в среде топлива гофрированной резины или из алюминиевой фольги. Достигается полнота выработки топлива. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх