СПОСОБ ПОДАЧИ ТОПЛИВА ИЗ МНОГООТСЕЧНОГО ТОПЛИВНОГО БАКА В ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2015 года по МПК B64D37/00 

Способ относится к авиации, к оборудованию летательных аппаратов (ЛА), конкретно, к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке.

Известен способ выработки топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата [1], стр.54, принятый за прототип, заключающийся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата. При полете летательного аппарата с большими сверхзвуковыми скоростями происходит нагрев топлива в полете [1], стр.92, 93 с увеличением давления насыщенных паров топлива. Для обеспечения работоспособности двигателя летательного аппарата увеличивают давление наддува топливного бака [1], стр.107, при этом величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из превышения минимального потребного для работоспособности двигателя давления топлива на его входе на величину запаса давления по формуле

ΔP_зап≥P_Sк-P_Sн, где

ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель над величиной минимального потребного давления;

P_Sк - давление насыщенных паров при конечной температуре топлива в полете;

P_Sн - давление насыщенных паров топлива при начальной температуре топлива в полете.

Существенными признаками предлагаемого способа подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, заключающийся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата, при этом величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из превышения минимального потребного для работоспособности двигателя давления топлива на его входе, на величину запаса давления, по формуле

ΔP_зап≥P_Sк-P_Sн, где

ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель над величиной минимального потребного давления;

P_Sк - давление насыщенных паров при конечной температуре топлива в полете;

P_Sн - давление насыщенных паров топлива при начальной температуре топлива в полете.

При подаче топлива из многоотсечного топливного бака известным способом и полете ЛА с большой сверхзвуковой скоростью увеличивается температура обшивки ЛА вследствие аэродинамического нагрева. Поток тепловой энергии, проходящий через стенки топливного бака, поглощается топливом, увеличивая его температуру по мере выработки из отсеков топливного бака, соответственно температуре топлива увеличивается давление его насыщенных паров и потребное давление топлива на входе в двигатель. Несмотря на то что максимальную температуру соответственно и давление насыщенных паров топливо приобретает в конце полета, настройку устройства ограничения расхода газа выбирают исходя из обеспечения работоспособности двигателя при максимальных температурах и давлении его насыщенных паров, при этом большую часть времени полета ЛА в отсеках топливного бака поддерживается значительное избыточное давление, что приводит к увеличению массы топливного бака.

Предлагаемым устройством решается задача уменьшения рабочего давления в отсеках топливного бака.

Для достижения названного технического результата предлагаемом способе подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, заключающемся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата, величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из превышения минимального потребного для работоспособности двигателя давления топлива на его входе, на величину запаса давления, по формуле

ΔP_зап≥P_Sк-P_Sн, где

ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель над величиной минимального потребного давления;

P_Sк - давление насыщенных паров при конечной температуре топлива в полете;

P_Sн - давление насыщенных паров топлива при начальной температуре топлива в полете,

после выработки топлива из, по крайней мере, первого отсека топливного бака и уменьшения запаса давления топлива на входе в двигатель в связи с увеличением температуры топлива вследствие аэродинамического нагрева обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления до значения, превышающего величину давления наддува первого отсека, при этом обеспечивают перекрытие магистрали перелива топлива из предыдущего выработанного отсека топливного бака.

Отличительными признаками предлагаемого способа от прототипа является то, что после выработки топлива из, по крайней мере, первого отсека топливного бака и уменьшения запаса давления топлива на входе в двигатель в связи с увеличением температуры топлива вследствие аэродинамического нагрева обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления до значения, превышающего величину давления наддува первого отсека, при этом обеспечивают перекрытие магистрали перелива топлива из предыдущего выработанного отсека топливного бака.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) обеспечивается уменьшение массы топливной системы летательного аппарата.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА, конструкция которых подвергается интенсивному аэродинамическому нагреву при полете с большой сверхзвуковой скоростью.

Топливная система ЛА, реализующая предлагаемый способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, представлена на чертеже.

Топливная система летательного аппарата содержит многоотсечный топливный бак 1, полости отсеков 2 и 3 которого сообщены последовательно магистралями 4 и 5 перелива топлива меду собой и с двигателем 6 летательного аппарата 7, а через первый отсек 2 линией наддува 8 - с системой 9 подачи газа избыточного давления, содержащей пусковое устройство 10 и устройство 11 ограничения расхода газа. Магистраль 4 перелива топлива в полость последнего отсека 3 топливного бака 1 снабжена обратным клапаном 12, при этом полость последнего отсека 3 сообщена дополнительной линией наддува 13 с системой 9 подачи газа через дополнительное пусковое устройство 14 и дополнительное устройство 15 ограничения расхода газа, настроенное на увеличенное значение величины ограничения расхода газа. Второй отсек 3 топливного бака 1 размещен в полости первого отсека 2 с обеспечением зазоров между стенками отсеков 2 и 3.

Представленная на чертеже топливная система работает следующим образом. Для запуска и работы в полете двигателя 6 ЛА 7 задействуется пусковое устройство 10, при этом сжатый газ из системы 9 подачи газа избыточного давления по линии 8 наддува через устройство 11 ограничения расхода газа поступает в полость первого отсека 2 топливного бака 1, располагаясь в верхней части полости отсека 2. Под действием избыточного давления сжатого газа топливо из полости отсека 2 по магистрали 4 через обратный клапан 12 поступает в полость очередного (последнего) отсека 2, замещая объем топлива, переливаемый из него по магистрали 5 в двигатель 6. Настройку устройства 11 ограничения расхода газа выбирают исходя из обеспечения давления на входе в двигатель 6 (на выходе из магистрали 5), превышающего значение давления, необходимого для работы двигателя на определенную величину (запас давления). В процессе выработки объема топлива, размещаемого в объеме полости отсека 2, температура топлива увеличивается, соответственно, увеличивается давление насыщенных паров топлива и значение давления, необходимое для работы двигателя 6, при этом работа двигателя 6 обеспечивается за счет запаса давления на выходе из магистрали 5, обеспечиваемого настройкой устройства 11 ограничения расхода газа. При выработке в двигатель 6 объема топлива, заключенного в полости отсека 3, вследствие дальнейшего нагрева топлива и увеличения необходимого для работы двигателя 6 значения давления на его входе настройка устройства 11 ограничения расхода газа становится недостаточной для обеспечения необходимой величины давления на выходе магистрали 5. Для обеспечения дальнейшей работы двигателя 6 задействуется дополнительное пусковое устройство 14 системы 9 подачи газа, при этом газ избыточного давления по дополнительной линии 13 наддува через дополнительное устройство 15 ограничения расхода, настроенное на увеличенное значение расхода газа, поступает в полость отсека 3, поддерживая увеличенное давление газа в полости отсека 3 и, соответственно, увеличенное значение давления топлива на выходе магистрали 5, обеспечивая определенный запас давления, достаточный для работы двигателя 6 до полной выработки остатка топлива из полости отсека 3. При этом обратный клапан 12 предотвращает сброс газа увеличенного давления из полости отсека 3 в полость отсека 2 по магистрали 4 перелива топлива. Благодаря наличию линии наддува 13, дополнительного пускового устройства 14, устройства 15 ограничения расхода газа, а также наличия обратного клапана 12 в магистрали 4 перелива топлива прочность отсека 2 обеспечивается для уменьшенного значения внутреннего давления при меньшей толщине стенки отсека 2 или при меньшем количестве внутренних силовых элементов (рам, стрингеров), упрочняющих стенку отсека 2, что и обеспечивает уменьшение массы отсека 2 топливного бака 1 и ЛА 7 в целом. Уменьшение массы первого отсека 2 и топливного бака 1 в целом тем более существенно при сложной форме отсека 2, например с треугольным или овальным поперечным сечением, имеющим участки поверхности с большим радиусом кривизны (приближенные к плоскости). При наличии в топливном баке 1 трех и более отсеков с линией 13 подачи газа повышенного давления может быть сообщен не второй отсек 3, а любой последующий очередной вырабатываемый отсек топливного бака 1, что определяется скоростью роста температуры топлива и уменьшением запаса давления на входе в двигатель. Размещение, по крайней мере, второго отсека 3 топливного бака 1 в полости предыдущего отсека 2 с обеспечением зазора между стенками отсеков 2 и 3 позволяет за счет наличия зазоров уменьшить тепловой поток энергии через стенки отсека 3 к находящемуся в его объеме топливу, конечную температуру топлива и рабочее давление в отсеке 3, соответственно, уменьшается масса отсека 3 топливного бака 1 в целом. Кроме того, благодаря размещению, по крайней мере, второго отсека 3 в объеме предыдущего отсека 2 даже при сложной форме поперечного сечения отсека 2, вызванной формой наружной поверхности фюзеляжа ЛА 7, форма отсека 3 может быть цилиндрической или сферической, что позволяет минимизировать его массу при рабочем давлении, определяемом настройкой устройства 15 ограничения расхода газа. Наряду с уменьшением массы топливного бака 1 в связи с уменьшением рабочего давления в отсеке 2 уменьшаются и расход газа для его наддува, что позволяет уменьшить массу системы 9 подачи газа избыточного давления.

Источники информации

[1] Поликовский В.И., Сурнов Д.Н. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. - М.: Машиностроение, 1965 г.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива в двигатель летательного аппарата. Способ подачи топлива в двигатель летательного аппарата заключается в наддуве полости отсека газом избыточного давления до определенной величины избыточного давления с последующим переливом топлива через магистрали в последний отсек топливного бака. Величину избыточного давления в первом отсеке выбирают с определенным запасом исходя из обеспечения давления на входе в двигатель. По мере расхода и нагрева топлива обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления, превышающего изначально выбранное давление. Обеспечивается перекрытие магистралей предыдущего выработанного отсека бака. Достигается уменьшение рабочего давления в отсеках топливного бака. 1 ил.

Способ подачи топлива из многоотсечного топливного бака в двигатель летательного аппарата, заключающийся в наддуве полости первого вырабатываемого отсека газом избыточного давления над давлением окружающей среды до определенной величины избыточного давления с последующим последовательным переливом топлива по магистралям сообщения через отсеки топливного бака в последний отсек и из него в двигатель летательного аппарата, при этом величину избыточного давления в первом отсеке выбирают исходя из обеспечения давления на входе в двигатель, превышающего потребное значение с определенным запасом, по формуле
ΔP_зап=P_вх-P_потр; P_потр=P_окр+P_S+ΔP_кав, где
ΔP_зап - запас давления топлива на входе в двигатель;
P_вх - давление топлива на входе в двигатель;
P_потр - потребное давление топлива на входе в двигатель;
P_окр - давление окружающей среды;
P_S - давление насыщенных паров топлива;
ΔP_кав - антикавитационный запас давления,
отличающийся тем, что при полете с большой скоростью после частичной выработки топлива из топливного бака и уменьшения запаса давления топлива на входе в двигатель в связи с увеличением температуры топлива вследствие аэродинамического нагрева обеспечивают наддув очередного вырабатываемого отсека газом избыточного давления до значения, превышающего величину давления наддува первого отсека, и перекрытие магистрали перелива топлива из предыдущего выработанного отсека топливного бака.