Топливная система летательного аппарата Российский патент 2019 года по МПК B64D37/22 F16K11/10 F16K15/04 

Изобретение относится к устройствам летательных аппаратов (ЛА) и может найти применение в конструкции заборных устройств топливной системы двигателя беспилотного ЛА (БЛА) при любых условиях полета.

Обеспечение бесперебойной подачи топлива в двигатель вне зависимости от условий полета является одним из основных требований, предъявляемых к топливным системам. С этой целью в конструкцию бака как обязательные составляющие входят системы дренажа и наддува топливного бака, а также расходный бак для обеспечения двигателя топливом даже при кратковременных отрицательных перегрузках или маневрировании ЛА в полете [1. Лещинер Л.Б. Проектирование топливных систем самолетов / Л.Б. Лещинер, И.Е. Ульянов; под ред. Г.С. Скубачевского. - М.: Машиностроение, 1975. - С. 79-84; 2. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М.: Оборонгиз, 1952. - С. 54-58, фиг. 28, 29; с. 71-72, фиг. 42, 44].

Кроме того, в некоторых типах реактивных двигателей при попадании воздуха в топливную систему образуется воздушная пробка, приводящая к остановке двигателя. Это особенно критично для БЛА, так как в них затруднен повторный запуск двигателя.

Появлению воздушных пробок, нарушающих неразрывность потока топлива, способствует выделение растворенного в топливе воздуха или его попадание из устройств забора топлива при их переключении [3. Авиационные топливные системы: Учебник / С.В. Епифанов, А.И. Рыженко, Р.Ю. Цуканов. - Харьков: ХАИ, 2018. - С. 133.]. Для исключения попадания воздуха в топливную систему перед заборником устанавливают сетчатые воздухоотделители, отделяющие топливо от воздуха. Эффект задержки воздуха сеткой объясняется образованием пленки топлива между ячейками сетки вследствие молекулярного сцепления топлива по ячейкам.

Для увеличения времени работы расходного бака из него удаляют скопление воздуха, перепуская его в топливный бак, или применяют заборные устройства в топливных баках, исключающие поступление в расходный бак объема воздуха, больше допустимого значения.

Перепускные устройства являются конструктивно сложными и ненадежными. Предпочтительнее использовать, к примеру, заборные устройства с поплавковыми клапанами. Известны заборные устройства с поплавковыми клапанами со сдвоенными узлами питания [2. С. 55, 56, фиг. 28 г; с. 58, фиг. 29 в], отличающиеся нестабильностью в быстродействии, что приводит к нарушению герметичности в переходный момент посадки клапана на седло. В результате в расходном баке накапливается воздух, что неприемлемо для маневренных ЛА.

Известна топливная система ЛА [4. Пат. 2669913 RU, МПК⁶ В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 16.11.2017; опубл. 24.12.2018, Бюл. №36.], в которой устройство с инерционным клапаном переключения забора топлива, обеспечивающее быстродействие, чувствительное к минимальным изменениям положения ЛА, представляет собой цилиндрический груз, перемещающийся в обойме по шарикоподшипнику и содержащий на торцах уплотнения, взаимодействующие оппозитно по седлам, перекрывающим трубопроводы сдвоенных узлов питания топливной системы. Недостатки указанного клапана как переключателя забора топлива следующие:

- при малых углах атаки и пикирования ЛА осевая составляющая силы от веса груза, уплотняющая по седлу, чрезвычайно мала и обеспечивает герметичность только при малых расходах топлива и наддуве бака, что значительно сокращает диапазон использования и надежность, учитывая реальные параметры топливной системы ЛА;

- повышение массы груза как вариант решения проблемы также не приемлем, так как конструкция может повредиться до эксплуатации при транспортировке ЛА.

Наиболее близкими к заявляемому изобретению являются топливные баки и заборные устройства в топливных баках [2. С. 56, 58, фиг. 28, 29.], содержащие расходный отсек с перегородкой и клапанами, обеспечивающими непрерывное питание двигателя топливом во всех режимах.

Исследованием инерционных клапанов с соосным положением обратных клапанов [2. С. 56, фиг. 28 г.] определено, что высокой динамичностью и гарантированным обеспечением герметичности обладают коротко-ходовые клапаны, но при этом они отличаются серьезным недостатком: клапан, противоположный закрытому, в переходный момент открытия также прижимается к седлу силой эжекции потока жидкости, то есть распределитель запирается - прерывается подача топлива в двигатель.

Целью изобретения является создание простой и надежной топливной системы ЛА с заборным устройством топлива из бака, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом во всех режимах и в условиях любых положений ЛА.

Заявляемая топливная система ЛА содержит бак, инерционный клапан переключения забора топлива, расположенный вдоль оси по направлению полета, состоящий из двух обратных клапанов, оппозитно расположенных относительно единой полости забора топлива в двигатель, расходный отсек с перегородкой и трубопроводы забора топлива из бака. При этом обратные клапаны инерционного клапана переключения забора топлива в двигатель разделены между собой упором-качалкой, закрепленным в корпусе инерционного клапана.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1-5 представлена заявляемая топливная система ЛА.

На фиг. 1 изображены: бак 1, инерционный клапан 2, расходный отсек 3 и трубопроводы 4, 5 забора топлива из бака 1, перегородка 6, сетчатый воздухоотделитель 7 и трубопровод 8 забора топлива к двигателю, трубопровод 9. Инерционный клапан 2 сообщен с расходным отсеком 3 трубопроводом 9. Состояние гидросистемы показано в горизонтальном положении ЛА, обозначено направление полета (НП).

Инерционный клапан 2, изображенный на фиг. 2, состоит из обратных клапанов 10, 11, свободно перемещающихся по направляющим 12, 13, взаимодействующих с седлами 14, 15, оппозитно расположенными на фланцах 16, 17 корпуса 18 инерционного клапана 2. Фланцы 16, 17 соединены между собой в единую полость 19 забора топлива в двигатель. Клапаны 10, 11 разделены между собой упором-качалкой 20, шарнирно закрепленным на кронштейне 21 в корпусе 18 инерционного клапана 2 в полости 19 забора топлива. Направляющие 12, 13 с каждого торца содержат отверстия 22, сообщающие трубопроводы 4, 5 с расходным отсеком 3.

На фиг. 3, 4 поясняется принцип работы топливной системы с учетом положений ЛА в полете.

На фиг. 3 изображен инерционный клапан 2 при положении ЛА на кабрирование. Топливо в силу гравитации и перегрузки смещается в заднюю часть бака с уровнем угла подъема ЛА, оставляя при этом открытым, без топлива, трубопровод 4 забора топлива. При этом питание двигателя топливом остается непрерывным. Обратный клапан 10 инерционного клапана 2 также в силу гравитации и перегрузки, мгновенно перемещается по направляющей 12 в направлении против полета, перекрывая по седлу 14 доступ газа из трубопровода 4 через полость 19 и трубопровод 9 в расходный отсек 3. Клапан 11, перемещаясь на открытие, обеспечивает поступление топлива через полость 19, трубопровод 9, расходный отсек 3, сетчатый воздухоотделитель 7, далее по трубопроводу 8 - к двигателю. При этом упор-качалка 20, образуя единую кинематическую связь с клапанами 10, 11, препятствует клапану 11 сесть на седло 15, увлекаемому эжекцией потока жидкости в переходный момент открытия, предотвращая перекрытие поступления топлива в двигатель.

На фиг. 4 изображен инерционный клапан 2 при положении ЛА на пикирование. Функционирование топливной системы в данном положении ЛА аналогично изложенному выше: обратный клапан 11 инерционного клапана 2 перемещается в направлении по полету, перекрывая по седлу 15 доступ газа из трубопровода 5 в расходный отсек 3, открывая поступление топлива по трубопроводу 4 через полость 19 в расходный отсек 3 и далее - к двигателю.

При отрицательной и боковых перегрузках непрерывное поступление топлива к двигателю обеспечивается постоянным наполнением расходного отсека 3 топливом вследствие попеременного перекрытия доступа газа в систему, как описано выше, и наличием в расходном отсеке 3 перегородки 6 с сетчатым воздухоотделителем 7, отделяющим топливо от воздуха. Гарантированное обеспечение герметичности при различных положениях ЛА в полете достигается попеременным прижатием обратных клапанов 10, 11 к седлам 14, 15 инерционными силами, силой прижатия клапанов от перепада давлений на них, а также высокой динамичностью вследствие коротких ходов клапанов. Таким образом исключается попадание газа при переключениях инерционного клапана 2 до оголения заборников топлива трубопроводов 4, 5.

На фиг. 5 показан действующий инерционный клапан 2.

Технический результат заключается в создании надежной топливной системы с заборным устройством топлива из бака, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом в любых положениях ЛА за счет:

- чувствительности к минимальным изменениям положения ЛА;

- обеспечения герметичности при перекладке положения обратных клапанов;

- улучшения заполнения топливом трубопроводов забора топлива и расходного отсека.

Технический результат достигается тем, что в топливной системе ЛА обратные клапаны инерционного клапана переключения забора топлива в двигатель разделены между собой упором-качалкой. Это подтверждает Акт о выборе оптимального варианта распределителя забора топлива [5. Выбор оптимального варианта распределителя забора топлива в топливной системе (ТС) летательного аппарата (ЛА): Акт от 22.01.2019 г. - Оренбург: [АО «ПО «Стрела»], 2019. - 5 л.].

Топливная система ЛА может быть выполнена с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства, что соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники информации

1. Лещинер Л.Б. Проектирование топливных систем самолетов / Л.Б. Лещинер, И.Е. Ульянов; под ред. Г.С. Скубачевского. - М.: Машиностроение, 1975. - 344 с.

2. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М.: Оборонгиз, 1952. - 600 с.

3. Авиационные топливные системы: Учебник / С.В. Епифанов, А.И. Рыженко, Р.Ю. Цуканов. - Харьков: ХАИ, 2018. - 560 с.

4. Пат. 2669913 RU, МПК⁶ В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 16.11.2017; опубл. 24.12.2018, Бюл. №36.

5. Выбор оптимального варианта распределителя забора топлива в топливной системе (ТС) летательного аппарата (ЛА): Акт от 22.01.2019 г. - Оренбург: [АО «ПО «Стрела»], 2019. - 5 л.

6. Исследование капиллярных фазоразделителей для топливных баков жидкостных ракетных двигателей при испарении криогенных компонентов / Н.И. Авраамов, Ф.В. Пелевин, В.Б. Сапожников, А.Л. Синцов. - Известия высших учебных заведений. Машиностроение. Авиационная и ракетно-космическая техника. - 2015. - №10 (667). - С. 77-83.

Изобретение относится к топливной системе летательных аппаратов. Топливная система летательного аппарата содержит бак, инерционный клапан переключения забора топлива, расходный отсек с перегородкой и трубопроводы (4,5) забора топлива из бака. При этом, инерционный клапан переключения забора топлива расположен вдоль оси по направлению полета и состоит из двух обратных клапанов (10,11), оппозитно расположенных относительно единой полости (19) забора топлива в двигатель. Упомянутые обратные клапаны (10,11) разделены между собой упором-качалкой (14), закрепленным в корпусе (18) инерционного клапана. Изобретение обеспечивает непрерывное питание двигателя топливом в любых положениях летательного аппарата. 5 ил.

Топливная система летательного аппарата, содержащая бак, инерционный клапан переключения забора топлива, расположенный вдоль оси по направлению полета, состоящий из двух обратных клапанов, оппозитно расположенных относительно единой полости забора топлива в двигатель, расходный отсек с перегородкой и трубопроводы забора топлива из бака, отличающаяся тем, что обратные клапаны инерционного клапана переключения забора топлива в двигатель разделены между собой упором-качалкой, закрепленным в корпусе инерционного клапана.