ТОПЛИВНЫЙ БАК В КОНСОЛИ КРЫЛА САМОЛЕТА Российский патент 2024 года по МПК B64C3/34 B64D37/06 

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано для проектированиия топливных баков, расположенных в отъемных частях крыла самолетов от нежелательных эффектов, вызванных быстрым перетеканием невырабатываемого остатка топлива.

Термин «Протектирование» образован от лат. protectio - букв. «Прикрытие», и, в целях настоящего описания, означает «исключение нежелательных эффектов».

При эксплуатации летательных аппаратов, в виду недостаточной технологичности топливных баков, образуется паразитный невырабатываемый остаток топлива. Максимально допустимый объем невырабатываемого остатка топлива оговаривается в технических требованиях при разработке конструкции, для каждого типа самолета, регламентируется требованиями авиационных правил и нормами летной годности самолетов и определяется на этапе предварительных испытаний.

В полете самолета при крейсерском режиме, невырабатываемый остаток топлива относительно статичен.

В случае выполнения взлета, или при стоянке на аэродроме, при котором в отсутствии подъемной силы концевые части крыла расположены ниже корневых (фиг. 1), возникает локализация невырабатываемого остатка топлива в объеме возле концевой части крыла

При возвращении в режим крейсерского полета, происходит быстрое перетекание локализованного невырабатываемого остатка по объему бака, при котором возможно возникновение зарядов статического электричества, а также гидравлического удара внутри бакового пространства и скачкообразное изменение показаний массы топлива, что отрицательно влияет на безопасность выполнения полета.

Кроме того, быстрое перемещение локализованного невырабатываемого объема топлива приводит к нарушениям показаний продольной центровки самолета, что приводит к нарушению алгоритмов в системе управления самолета и отрицательно влияет на управляемость воздушного судна.

Особенности конструкции и формы крыла делают невозможным монтаж дополнительных датчиков-топливомера для измерения количества невырабатываемого остатка топлива в концевой части крыла.

Отсутствие таких датчиков-топливомера может привести к тому, что показания массы топлива в стояночном положении самолета в незаправленном крыльевом баке будут составлять 0 кг при фактическом наличии топлива в баке, а в полетном положении иметь конечное значение, отличное от нуля. При занятии самолетом фиксированной высоты полета крыло деформируется под действием подъемной силы и его прогиб становится положительным, в результате этого невырабатываемый остаток топлива из консольной части крыльевых баков перетекает в сторону корневой части, где установлены датчики-топливомера. В этом случае, показания массы топлива в крыльевых баках принимают конечные значения, что указывает на фактическое наличие топлива в крыльевых баках в пределах заданной погрешности.

Изменение показаний массы топлива в крыльевых баках при отсутствии (по показаниям на приборной панели) в них топлива перед полетом приводит к скачкообразному изменению показаний продольной центровки, что при нахождении показаний в предельно заднем или предельно переднем диапазоне может быть критично, поскольку влияет на работу подсистемы балансировочной перекачки топлива и системы управления механизацией самолета, использующих в своих алгоритмах значения массы топлива на борту и продольной центровки самолета.

Решением этого негативного эффекта может служить постепенное высвобождение объема топлива из концевой части крыла, что исключит скачкообразное изменение показаний массы топлива в крыльевом баке. При этом изменение показаний имеет плавный характер, а работа подсистемы балансировочной перекачки топлива для выравнивания значений продольной центровки будет проходить в штатном режиме.

Из уровня техники известны улучшения конструкции топливной системы, направленные на минимизацию величины невырабатываемого остатка топлива, например, раскрытые в RU 21900U1, МПК B64D 37/32, опубликовано 27.02.2002 «Топливная система летательного аппарата с ограничением выработки топлива», US 2017129620 (А1), МПК B64D 37/02, B64D 37/04, B64D 37/20, опубликовано 11.05.2017 «Топливная система летательного аппарата» и т.п. Однако, такие технические решения ведут к увеличению массы крыла и требуют значительного изменения его конструкции, что проблемно выполнить при модернизации.

Известна конструкция топливного бака для транспортных средств RU №2090382 С1, B60K 15/03, B64D 37/02, опубликовано 20.09.1997 «Топливный бак и способ его изготовления», представляющая собой емкость, заполненная открыто-ячеистым эластичным наполнителем. Наличие наполнителя препятствует резкому перетеканию топлива и образованию паров горючего в топливном баке, но увеличивает массу летательного аппарата при полном заполнении внутреннего пространства в зависимости от конфигурации топливного бака, т.к. плотность таких наполнителей составляет от 27 до 32 кг/м³. Кроме того, указанный топливный бак имеет ряд других недостатков, в частности, потеря полезного объема бака составляет от 1% до 3% и увеличение невырабатываемого остатка топлива на величину до 1 % из-за его оседания в ячейках наполнителя.

Прототипом изобретения выбран топливный бак самолета оснащённый наполнителем, раскрытый в патенте RU № 2606419, МПК B64D 37/3, B64G 1/52, опубликовано 20.01.2015 «Система рассеяния электрического заряда для самолета», при котором, для исключения создания электрического заряда, вырабатываемого при перетекании топлива, в топливный бак в консоли крыла вставляют наполнитель, обеспечивающий рассеивание электрического заряда по поверхности. Недостатком прототипа, при использовании его для крыльевого топливного бака, является невозможность компенсации других вредных факторов, вызываемых быстрым перетеканием невырабатываемого остатка топлива от концевой части консоли к крыльевой.

При создании изобретения решалась техническая задача разработки конструкции крыльевого топливного бака самолета, при которой исключается быстрое перетекание невырабатываемого остатка топлива, локализованного у концевых частей крыла, при влете или завершении маневра.

Поставленная задача решается конструкцией топливного бака в консоли крыла самолета, оснащенного наполнителем, который выполнен из материала, обладающего возможностью адсорбции используемого топлива с последующей десорбцией, при этом наполнителем заполнена полностью часть внутреннего объема топливного бака со сторон концевой части крыла, непосредственно.

Технический результат, достигаемый при реализации изобретения, заключается в исключении быстрого перетекания локализованного невырабатываемого остатка топлива по объему бака, что предотвращает возникновение зарядов статического электричества, гидравлического удара внутри бакового пространства и скачкообразное изменение показаний массы топлива и продольной центровки самолета, обеспечивая работу подсистемы балансировочной перекачки топлива для выравнивания значений продольной центровки в штатном режиме и предотвращая ошибки в алгоритмах системы управления самолетом.

В частных случаях исполнения:

для повышения технологичности установки и создания удерживающих сил поверхностного натяжения при адсорбции, наполнитель может быть выполнен из пористого материала, при этом в качестве пористого материала может быть использован открыто-ячеистый пенополиуретан, с объемом ячейки не более одного кубического сантиметра;

для исключения увеличения массы самолета, вызванного излишней установкой наполнителя, внутренний объем топливного бака, заполненный наполнителем, может определяться по формуле:

V_нап= V_ост деленное на К_адс,

где: V_ост - объем невырабатываемого остатка топлива, определяемый при испытаниях топливной системы самолета;

К_адс - коэффициент адсорбирующей способности наполнителя,

устанавливается меньше 1 и определяется экспериментально, как отношение адсорбируемого объема остатка топлива к единице объема наполнителя, при

этом, объем невырабатываемого остатка топлива V_ост может быть принят

равным 1% от максимального количества топлива, заправляемого в бак консоли крыла;

для улучшения проникновения топлива по всему объему наполнителя 3, он может быть снабжен перфорированной воронкой 7, при этом, для сдерживания увеличения скорости истечения, контур широкой части воронки позиционирован (обращен) в сторону концевой части крыла.

Для пояснения сущности изобретения используются следующие графические материалы:

Фиг.1. Самолет с топливными баками в консоли крыла при стоянке на аэродроме (при отрицательном прогибе консолей крыла);

Фиг. 2. Фрагмент I Фиг. 1, размещение наполнителя в объеме топливного бака у концевой части крыла;

Фиг. 3. Самолет с топливными баками в консоли крыла при крейсерском режиме полета (при положительном прогибе консолей крыла);

Фиг. 4. Наполнитель, снабженный перфорированной воронкой.

По технической сущности настоящего изобретения, топливный бак 1 в консоли крыла 2 самолета оснащен наполнителем 3 (Фиг. 1, 2)

Наполнитель 3 выполнен из материала, обладающего возможностью адсорбции используемого авиационного топлива с последующей десорбцией.

Наполнитель 3 установлен в части внутреннего объема топливного бака 4 со сторон концевой части крыла 5, непосредственно.

Адсорбция заключается в поглощение и удерживание топлива наполнителем и происходит за счет сил поверхностного натяжения при смачивании топливом поверхностей наполнителя.

Десорбция происходит при преодолении сил поверхностного натяжения силами тяжести.

Для повышения технологичности при установке, наполнитель может быть выполнен из пористого материала и закреплен к внутренней части топливного бака, например посредством склеивания.

В качестве пористого материала может быть использован открыто-ячеистый пенополиуретан. Для создания необходимого поверхностного натяжения, при реализации способа, объем ячейки пенополиуретана должен быть не более одного кубического сантиметра, для создания удерживающих сил поверхностного натяжения при адсорбции.

Для исключения увеличения массы самолета, вызванной излишней установкой наполнителя, внутренний объем топливного бака, заполненный наполнителем, может определяться по формуле:

V_нап=V_ост деленное на K_адс,

где: V_ост - объем невырабатываемого остатка топлива;

K_адс - коэффициент адсорбирующей способности наполнителя.

Устанавливается меньше 1 и определяется экспериментально, как отношение объема используемого авиационного топлива, адсорбируемого (поглощаемого) единицей объема наполнителя.

Объем невырабатываемого остатка топлива может быть определен экспериментально, при испытаниях, для конкретного типа самолета. Однако, на этапе проектирования самолета, объем невырабатываемого остатка топлива V_ост может быть принят равным 1% от максимального количества топлива, заправляемого в крыльевой бак, что согласовано с требованиями авиационных правил и норм летной годности самолетов и позволяет учитывать установку наполнителя на этапе проектирования самолета, без дополнительной доработки конструкции топливного бака 1 по результатам экспериментального определения V_ост на этапе испытаний.

Для улучшения проникновения топлива по всему объему наполнителя 3, он может быть снабжен перфорированной воронкой 7, при этом, для сдерживания увеличения скорости истечения, контур широкой части воронки позиционирован (обращен) в сторону концевой части крыла (Фиг. 4).

Изобретение реализуется следующим образом

При крейсерском режиме полета, консоли крыла имеют положительный прогиб, характеризующийся тем, что под действием подъемной силы , концевая часть консоли 5 располагается выше ее корневой части 6 (Фиг. 3).

При совершении маневра, связанного с креном самолета, или при наборе высоты, под действием силы инерции , стремящейся сохранить предыдущее положение самолета, а также при стоянке на аэродроме, при отсутствии подъемной силы, концевая часть консоли крыла опускается ниже ее корневой части, крыло приобретает отрицательный прогиб (Фиг. 1)

После завершения маневра или набора высоты, происходит перевод полета самолета в режим прямолинейного равномерного движения - крейсерский режим, при котором крыло имеет положительный прогиб (Фиг. 3)

В случае выработки топлива из бака, в нем остается технически не вырабатываемый остаток топлива (НВр.Т), который обладает подвижностью - возможностью перетекания.

При крейсерском режиме, НВр.Т распределяется по нижней поверхности топливного бака, в зависимости от ее геометрии.

В случае проведения маневра, или при наборе высоты, за счет изменения прогиба консоли крыла, НВр.Т перетекает к части внутреннего объема топливного бака со сторон концевой части крыла (переход прогиба консоли из положительного в отрицательный), а при переходе в крейсерский режим снова распределяется по нижней поверхности топливного бака (переход прогиба консоли из отрицательного в положительный)

При отсутствии наполнителя, в части внутреннего объема топливного бака со сторон концевой части крыла, скорость перетекания НВр.Т при переходе прогиба консоли из отрицательного в положительный больше, чем из положительного в отрицательный, что связанно с меньшими поверхностями смачивания, создающими удерживающие силы.

Поэтому, большая опасность гидравлического удара и самопроизвольного возникновения электрического заряда возникает, когда НВр.Т перетекает в направлении от концевой к корневой части консоли крыла.

При реализации изобретения, устанавливают наполнитель в части внутреннего объема топливного бака со сторон концевой части крыла (Фиг. 2). В случае совершения маневра, связанного с креном самолета, или при наборе высоты, за счет силы инерции концевая часть консоли крыла опускается ниже ее корневой части. Крыло приобретает отрицательный прогиб (Фиг. 1), при этом невыработанный остаток топлива перетекает в часть внутреннего объема топливного бака 4 у концевой части консоли 2. Топливо входит в физический контакт с поверхностями наполнителя, и за счет силы смачивания адсорбируется (поглощается и удерживается) им, распределяясь в ячейках наполнителя.

После завершения маневра или при занятии самолетом заданной высоты крыло приобретает положительный прогиб под действием подъемной силы и при отсутствии сил инерции от вертикального ускорения.

В результате этого, за счет силы тяжести, преодолевающей силы поверхностного натяжения при смачивании, НВр.Т десорбируется с поверхности ячеек наполнителя и перетекает из концевой части крыльевых баков в направлении к корневой части. При этом процесс высвобождения невырабатываемого остатка топлива из ячеек происходит не мгновенно, а постепенно, что исключает быстрый рост скорости потока топлива во внутри баковом пространстве, что исключает возникновение зарядов статического электричества и гидравлического удара, а также скачкообразное изменение показаний массы топлива и продольной центровки самолета.

В случае снабжения наполнителя 3 перфорированной проходной воронкой 7, например конусной или пирамидальной формы, перетекающий остаток полива через перфорированные отверстия 8 распределяется для последующей адсорбции по всему объему наполнителя одновременно, что позволяет использовать его в полном объеме.

В случае перетекания топлива из наполнителя 3 к корневой части крыла, при позиционировании контура широкой части 9 воронки в сторону концевой части крыла, в узкой части воронки будет происходить замедление потока, связанное с уменьшением проходного сечения при условии постоянного давления.

При очередных маневрах самолета, связанных с отклонением от крейсерского режима полета или с набором высоты, цикл повторяется.

После посадки крыло под действием силы тяжести и при отсутствии подъемной силы приобретает отрицательный прогиб, а невырабатываемый остаток топлива находится в концевой части крыла и полностью адсорбирован в наполнителе.

Изобретение относится к авиации. Топливный бак (1) расположен в консоли крыла (2) самолета и оснащен наполнителем. Наполнитель выполняют из материала, обладающего возможностью адсорбции используемого авиационного топлива с последующей десорбцией. Наполнителем заполняют полностью часть внутреннего объема топливного бака (4) со сторон концевой части крыла (5), непосредственно. Достигается исключение возникновения зарядов статического электричества и гидравлического удара внутри бакового пространства. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Топливный бак в консоли крыла самолета, оснащенный наполнителем, отличающийся тем, что наполнитель выполнен из материала, обладающего возможностью адсорбции используемого авиационного топлива с последующей десорбцией, при этом наполнителем заполнена полностью часть внутреннего объема топливного бака со сторон концевой части крыла, непосредственно.

2. Топливный бак в консоли крыла самолета по п. 1, в котором наполнитель выполнен из пористого материала.

3. Топливный бак в консоли крыла самолета по п. 2, в котором в качестве пористого материала используется открыто-ячеистый пенополиуретан, с объемом ячейки не более одного кубического сантиметра.

4. Топливный бак в консоли крыла самолета по п. 1, в котором внутренний объем топливного бака, заполненный наполнителем, определяется по формуле:

V_нап=V_ост/K_адс,

где: V_ост - объем невырабатываемого остатка топлива, определяемый экспериментально для конкретного типа самолета;

K_адс - коэффициент адсорбирующей способности наполнителя,

устанавливается меньше 1 и определяется экспериментально.

5. Топливный бак в консоли крыла самолета по п. 4, в котором объем невырабатываемого остатка топлива V_ост принят равным 1% от максимального количества топлива, заправляемого в бак.

6. Топливный бак в консоли крыла самолета по п. 1, в котором наполнитель снабжен перфорированной воронкой.

7. Топливный бак в консоли крыла самолета по п. 6, в котором контур широкой части воронки позиционирован в сторону концевой части крыла.