ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ПИТАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ НАЗЕМНОЙ АЭРОДРОМНОЙ УСТАНОВКИ Советский патент 1970 года по МПК B64D37/00 

Известны топливные системы для питания газотурбинного двигателя наземной аэродромной установки, содержащие топливный бак, подкачивающий насос и трубопроводы.

Однако в основных баках остается много топлива в виде донных остатков, что -приводит к увеличению объема бака и веса всей конструкции; близкое по дну баков размещение подкачивающих насосов ведет к захвату отстоя и подаче его в топливную аппаратуру двигателя и выходу ее из строя. Систематическая консервация топливной аппаратуры газотурбинного двигателя при перерывах в работе производится только после отсоединения подводящей топливной магистрали и -подсоединения к двигателю консервирующих устройств, что приводит к засорению и выходу из строя процезионной топливной аппаратуры двигателя, а также затрудняет и значительно увеличивает цикл обслуживания двигателя. Топливная система опасна в пожарном отношении, так как возможно воспламенение и взрыв паров топлива в баках от внешних открытых источников огня через открытые горловины баков.

Предлагаемая система отличается тем, что она снабжена дополнительным с герметичной заливной горловиной баком, размещенным ниже основного бака и соединенным с его нижней точкой через перерывной кран, а

верхние точки баков объединены дренал ньгм трубопроводом и сообщены с окружающей средой через пламезащитную сетку.

Это позволяет обеспечить полную выработку донных остатков топлива и возможность систематической консервации топливной аппаратуры двигателя при перерывах в работе без разъединения топливоподводящей к нему магистрали, а также повысить взрывобезопасность системы.

На чертел е изображена принципиальная схема предлагаемой системьк

Она состоит из основного бака / с заливной горловиной 2 и фильтром 3, гер.метично закрытых крышкой 4, датчика 5 уровня топлива, вспомогательного бака 6 с заливной горлозияой 7 и фильтром 8, закрытых герметичной крышкой 9, мерного стекла 10, лерекрывного крана 11, сливного крана 12, дренажных трубопроводов 13 с пламезащитной сеткой 14, подкачивающего насоса 15, противопожарного крана 16, фильтра /7, указателя давления 18, магистрали 19, нодводящей топливо или масло к двигателю 20.

Топливная система с двигателем аэродромной установки моитируется на подвнжно.м средстве.

МОЕМОЙ бак, постумает через лерекрывмои кран 11 во вспомогательный бак. Откуда подкачивающим насосом 15 оно лодается через пожарный кран 16, фильтр 17, по магистрали 19 к двигателю 20. Во вспомогательном баке происходит отстой топлива и отделение взвешенных примесей.

При консервации топливпой аппаратуры двигателя 20 кран 11 закрывается. Топливо с отстоем из бака 6 сливается через кран 12, после чего в бак 6 заливается консервационное масло через горловину 7. Горловина 7 герметично закрывается крышкой 9. Из бака 6 консервационное масло насосом 15 через кран 16, фильтр 17 по магистрали 19 подается на консервацию топливной аппаратуры двигателя.

При герметично закрытых горловинах 2 и 7 крышками 4 к 9 внутренние -полости баков сообщаются с атмоеферой дренажными трубопроводами через защитную сетку М.

Предмет изобретения

Топливная система д.тя питания газотурбинного двигателя наземной аэродромной установки, содержащая топливный бак, подкачивающий насос и трубопроводы, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения полной выработки донных остатков топлива и возможности систематической консервации топливной

аппаратуры двигателя при перерывах в работе без разъединения топливоиодводящей к нему магистрали, а также повышения взрывобезопасности системы, она снабжена дополнительным с герметичной заливной горловиной баком, размещенным ниже основного бака и соединенным с его нижней точкой через перекрывной кран, а верхние точки баков объединены дренажным трубопроводом и сообщены с окружающей средой через пламезащитную сетку.

20