СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНОГО БАКА Российский патент 2013 года по МПК B64D37/24 

Предлагаемое техническое решение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к топливным системам высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА), в которых для подачи топлива в двигатель применяется вытеснительная система наддува бака, имеющая в своем составе баллон со сжатым газом.

Улучшение массогабаритных характеристик ЛА может быть выполнено его компоновкой, при которой значительная часть внешних аэродинамических поверхностей образуется непосредственно поверхностями топливных баков. Увеличение скорости и дальности полета ЛА приводит к повышенному аэродинамическому нагреву конструкции топливного бака и входящих в его состав систем и агрегатов. Поэтому становится актуальной задача оптимальной компоновки топливного бака ЛА и определения параметров тепломассообменных процессов различных систем двигательной установки.

Известны вытеснительные системы подачи топлива с газобаллонной системой наддува (Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М., Машиностроение, 1976 г., с.17, рис.1.5-1.8), содержащие баки с компонентами топлива, воздушный аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводов, регулирующей, запорной и др. арматуры.

В известном источнике приведены зависимости для определения расхода массы газа на наддув, но они могут быть использованы только расчета массы газа наддува вытеснительных систем подачи топлива баллистических ракет (последние ступени) и космических аппаратов.

Известна также система наддува топливного бака (патент РФ №2311318, 2006 г.), содержащая топливный бак, газовый баллон, трубопроводы, запорно-регулирующую арматуру и дополнительный твердотопливный газогенератор. Такое изобретение решает задачу уменьшения объема и массы газового баллона и системы наддува недостаточно эффективно, т.к. применение дополнительного агрегата - твердотопливного газогенератора увеличивает массу системы и одновременно снижает ее надежность.

Недостатком известной системы наддува также является использование одного газового баллона, что усложняет компоновку и центровку ЛА.

Целью предлагаемого технического решения является ограничение габаритов топливного бака ЛА путем выполнения оптимальной компоновки и центровки, а также снижение массы газа наддува, заправленного в баллоны высокого давления.

Указанная цель достигается тем, что в системе наддува топливного бака ЛА, содержащей аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру, аккумулятор давления состоит из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, при этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из соотношения:

$$M_{Г}=\frac{PV}{RT},\left(1\right)$$

где M_Г - масса газа наддува в баллонах;

P - давление наддува топливного бака;

V - объем топливного бака;

R - газовая постоянная газа наддува;

Т - температура газа надува в топливном баке в конце полета сверхзвукового ЛА.

Выполнение аккумулятора давления из нескольких баллонов сжатого газа (меньшего объема, но содержащих необходимую для наддува топливного бака суммарную массу газа) позволяет рационально разместить их в топливном баке с учетом массоинерционных параметров. При этом уменьшается масса и объем непроизводительных балансировочных грузов, предназначенных для обеспечения требуемой центровки ЛА, и увеличивается полезный объем под топливо при сохранении внешних габаритов топливного бака.

Для высокоскоростных сверхзвуковых ЛА, выполняющих длительный полет в атмосфере со скоростями М≥3, аэродинамический нагрев приводит к значительному повышению температур корпуса топливного бака и, соответственно, топлива и газовой «подушки» наддува.

Поэтому предложенное соотношение (1), в котором определяющей является температура газа наддува в конце полета сверхзвукового ЛА, позволяет точнее определить массу газа наддува с помощью реальных термодинамических параметров состояния газового объема наддува топливного бака.

В сверхзвуковых ЛА с воздушно-реактивными двигателями, работающими на жидком углеводородном топливе, происходит значительный нагрев как конструкции топливного бака, так и содержащегося в нем топлива. Динамика полета такова, что после непродолжительного времени (20-30 сек) ЛА уже двигается с заданной скоростью. При этом высокая интенсивность теплообмена корпуса бака с топливом и газовой «подушкой» и постоянно увеличившаяся площадь теплообмена «газ - «сухой» корпус бака» приводят к быстрому нагреву газа наддува. По данным стендовых и натурных испытаний изделий, разработанных на предприятии-заявителе, температура газа наддува в установившемся режиме составляет более 150°С.

Уменьшение массы газа, определенной по предложенному соотношению (1), составляет не менее 25-30%.

Дополнительно, для уточнения массы заправленного в баллонах газа, выявлено соотношение:

$$M_{Г}=\frac{P_C{V}_C}{R_{гн}{T}_{С}}-M_{п}\frac{R_{п}}{R_{гн}}\left(2\right)$$

где M_г - масса газа наддува в баллоне;

Р_с - давление наддува газовой смеси (газ наддува+пары топлива) топливного бака;

V_c - объем топливного бака (объем газовой смеси);

R_гн - газовая постоянная газа наддува;

Т_c - температура газа наддува (газовой смеси) в конце полета сверхзвукового летательного аппарата;

М_п - масса паров топлива в газовой смеси;

R_п - газовая постоянная паров топлива.

Предложенное соотношение (2) позволяет уточнить необходимую содержащуюся в баллонах высокого давления массу газа наддува топливного бака. Расчет по данной формуле допустим для условий длительного полета сверхзвукового ЛА (10²-10³ сек), в течение которого постоянно происходит не только нагрев поступающего газа из баллонов, но и образование паров испаряющегося углеводородного топлива. В конце полета за счет высоких удельных тепловых потоков на внутренней поверхности корпуса топливного бака остатки топлива и топливная пленка практически полностью испаряются и парциальное давление топливных паров может достигать существенной величины - 20-40% от давления образующейся газовой смеси.

Предложенное техническое решение поясняется чертежом, на котором система наддува топливного бака содержит газовые баллоны 1 с заправочным клапаном 2, соединенные через пусковой клапан 3 и регулятор давления 4 с топливным баком 5, топливная полость которого сообщена с линией 6 подачи топлива в двигатель ЛА.

Предложенное устройство функционирует следующим образом. Перед запуском двигателя ЛА срабатывает клапан 3 и находящийся в баллонах высокого давления 1 газ через регулятор давления 4 начинает поступать в бак 5, обеспечивая подачу топлива в двигатель по трубопроводу 6.

Во время полета сверхзвукового ЛА за счет воздействия внешних аэродинамических потоков корпус топливного бака нагревается до высоких температур. При этом газ наддува в топливном баке также интенсивно нагревается и одновременно происходит испарение углеводородного топлива.

Основной положительный эффект предложенного технического решения, а именно достижение оптимальной компоновки и центровки топливного бака и ЛА, а также снижение массы газа наддува, обеспечивается выполнением аккумулятора давления из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа и определением массы заправленного в баллонах газа по предложенным соотношениям (1) и (2).

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. При этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из предложенного авторами соотношения:

$$M_{Г}=\frac{PV}{RT}$$ ,

где М_Г - масса газа наддува в баллонах;

P - давление наддува топливного бака;

V - объем топливного бака;

R - газовая постоянная газа наддува;

T - температура газа наддува в конце полета сверхзвукового летательного аппарата.

Технический результат заключается в оптимизации компоновки и центровки летательного аппарата, а также в снижении массы газа наддува, заправленного в баллоны высокого давления. 1 ил.

Система наддува топливного бака, включающая аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру, отличающаяся тем, что аккумулятор давления состоит из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, при этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из соотношения:
$${М}_{г}=\frac{P_c{V}_c}{R_{гн}{Т}_{с}}-{М}_{п}\frac{R_{п}}{R_{гн}}\left(2\right)$$
где М_г - масса газа наддува в баллонах;
P_c - давление наддува газовой смеси (газ наддува + пары топлива) топливного бака;
V_c - объем топливного бака (объем газовой смеси);
R_гн - газовая постоянная газа наддува;
Т_с - температура газа наддува (газовой смеси) в конце полета сверхзвукового летательного аппарата;
М_п - масса паров топлива в газовой смеси;
R_п - газовая постоянная паров топлива.