RU86171U1

RU86171U1 - FUEL AIRCRAFT SYSTEM

Info

Publication number: RU86171U1
Application number: RU2009116056/22U
Authority: RU
Inventors: Николай Григорьевич Кликодуев; Сергей Иванович Карпов; Юрий Стефанович Кучеренко; Анатолий Петрович Мищенко; Валерий Анатольевич Щеглов
Priority date: 2009-04-29
Filing date: 2009-04-29
Publication date: 2009-08-27

Abstract

1. Топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, магистраль подачи топлива с пусковым клапаном и систему наддува топливного бака сжатым газом с пусковым устройством, отличающаяся тем, что снабжена магистралью сброса газа из газовой полости топливного бака с клапаном сброса и устройством ограничения остаточного давления. ! 2. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде клапана перекрытия. ! 3. Топливная система летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде предохранительного клапана.1. Aircraft fuel system comprising a fuel tank, a fuel supply line with a start valve and a fuel tank pressurization system with a start device, characterized in that it is equipped with a gas discharge line from the gas cavity of the fuel tank with a pressure relief valve and a residual pressure limiting device. ! 2. The fuel system of the aircraft according to claim 1, characterized in that the residual pressure limiting device is made in the form of an overlap valve. ! 3. The fuel system of the aircraft according to claim 1, characterized in that the residual pressure limiting device is designed as a safety valve.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к устройствам, связанным с подачей топлива с использованием давления газа к силовой установке летательного аппарата (ЛА), преимущественно беспилотного, содержащего загерметизированный топливный бак (ТБ), хранящимся в широком диапазоне температур окружающей среды и исключающим при этом заброс давления в топливном баке при наддуве.The proposed utility model relates to devices associated with the supply of fuel using gas pressure to the power plant of an aircraft (LA), mainly unmanned, containing a sealed fuel tank (TB), stored in a wide range of ambient temperatures and thus eliminating pressure overload in the fuel tank when boosted.

Известна, принятая за прототип система подачи топлива (см. полезную модель РФ №71629) содержащая топливный бак, магистраль подачи топлива с пусковым клапаном, систему наддува с пусковым устройством, сообщенную с полостью топливного бака и источник сжатого газа, содержащим пусковое устройство и сообщенным с полостью топливного бака.Known adopted for the prototype fuel supply system (see utility model of the Russian Federation No. 71629) containing a fuel tank, a fuel supply line with a start valve, a boost system with a start device, connected to the cavity of the fuel tank and a source of compressed gas containing the starting device and communicated with the cavity of the fuel tank.

Существенными признаками предлагаемой топливной системы летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, является наличие топливного бака, магистрали подачи топлива с пусковым клапаном и системы наддува топливного бака сжатым газом с пусковым устройством.The essential features of the proposed aircraft fuel system, which coincides with the features of the prototype, is the presence of a fuel tank, a fuel supply line with a start valve and a system for pressurizing the fuel tank with compressed gas with a starting device.

В известном устройстве при нагреве топлива в процессе хранения в ТБ увеличивается давление за счет расширения топлива и сжатия газовой подушки и ТБ давлением, поэтому при работе конструкция ТБ подвергается воздействию дополнительного давления газа, поступающего из системы наддува, что может привести к забросу давления в ТБ и его разгерметизации. ТБ необходимо проектировать на повышенное давление, что приводит к увеличению его массы.In the known device, when the fuel is heated during storage in the TB, the pressure increases due to the expansion of the fuel and compression of the gas cushion and the TB pressure, therefore, during operation, the TB structure is exposed to additional gas pressure coming from the pressurization system, which can lead to pressure overload in the TB and its depressurization. TB must be designed for increased pressure, which leads to an increase in its mass.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое устройство, является исключение забросов давления в баке при наддуве.The technical result, the achievement of which the proposed device is aimed at, is the elimination of pressure spikes in the tank during boosting.

Для решения поставленной задачи топливная система летательного аппарата, содержащая ТБ, магистраль подачи топлива с пусковым клапаном, и систему наддува ТБ с пусковым устройством, снабжена магистралью сброса газа из газовой полости ТБ с клапаном сброса и устройством ограничения остаточного давления. Для обеспечения герметичности ТБ устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде клапана перекрытия. Для исключения забросов давления в ТБ при дальнейшем полете ЛА устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде предохранительного клапана.To solve the problem, the aircraft fuel system containing a safety valve, a fuel supply line with a start valve, and a TB pressurization system with a start device are equipped with a gas discharge line from the gas cavity of the safety valve with a relief valve and a residual pressure limiting device. To ensure the tightness of the safety device, the residual pressure limiting device is made in the form of a shutoff valve. To exclude pressure spikes in the TB during further flight of the aircraft, the residual pressure limiting device is made in the form of a safety valve.

Отличительными признаками предлагаемой топливной системы летательного аппарата является то, что топливная система летательного аппарата снабжена магистралью сброса газа из газовой полости топливного бака с клапаном сброса и устройством ограничения остаточного давления; устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде клапана перекрытия; устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде предохранительного клапана.The distinguishing features of the proposed aircraft fuel system is that the aircraft fuel system is equipped with a gas discharge line from the gas cavity of the fuel tank with a relief valve and a residual pressure limiting device; the residual pressure limiting device is made in the form of a shutoff valve; the residual pressure limiting device is designed as a safety valve.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, в топливной системе ЛА с загерметизированным ТБ, хранящейся в широком диапазоне температур окружающей среды, достигается следующий технический результат - исключаются забросы давления в ТБ при наддуве и обеспечивается возможность упрощения конструкции ТБ при проектировании, а также уменьшения его массы.Due to the presence of these distinctive features in conjunction with the well-known, in the fuel system of an aircraft with a sealed TB stored in a wide range of ambient temperatures, the following technical result is achieved - pressure overpressure in the TB during pressurization is excluded and it is possible to simplify the design of the TB during design, as well as reduce its mass.

Предложенное техническое решение может найти применение в топливных системах ЛА, преимущественно беспилотных, длительно хранящихся до применения в широком диапазоне температур окружающей среды, для уменьшения рабочего давления в ТБ и, как следствие, его массы.The proposed technical solution can be used in fuel systems of aircraft, mainly unmanned, stored for a long time before use in a wide range of ambient temperatures, to reduce the operating pressure in the TB and, as a consequence, its mass.

Сущность предлагаемого устройства поясняется чертежом.The essence of the proposed device is illustrated in the drawing.

Представленная на чертеже топливная система ЛА содержит ТБ 1, магистраль 2 подачи топлива в двигатель ЛА с пусковым клапаном 3, систему наддува 4 ТБ 1 с пусковым устройством 5, содержащую магистраль 6 подачи газа наддува, магистраль 7 сброса газа, сообщенную с газовой полостью ТБ 1 через магистраль 6 и содержащую клапан 8 сброса газа, и устройство ограничения остаточного давления в ТБ 1, выполненное в виде клапана перекрытия 9.The fuel system of the aircraft shown in the drawing comprises TB 1, a fuel supply line 2 to the aircraft engine with a start valve 3, a boost system 4 TB 1 with a start device 5, comprising a boost gas supply line 6, a gas discharge line 7 connected to the gas cavity TB 1 through line 6 and containing a gas discharge valve 8, and a device for limiting the residual pressure in TB 1, made in the form of a shutoff valve 9.

ТС ЛА работает следующим образом. Перед запуском двигателя ЛА задействуется клапан 8 в магистрали 7 сброса газа, при этом избыточное давление из газовой подушки ТБ 1, вызванное сжатием газа в загерметизированном ТБ при нагреве топлива в процессе хранения, стравливается в атмосферу. После чего, через определенный интервал времени, достаточный для стравливания избыточного давления из газовой полости ТБ 1, задействуется клапан перекрытия 9 и пусковое устройство 5, при этом газ из системы наддува 4 по магистрали 6 подачи газа поступает в полость бака 1, надувая газовую подушку избыточным рабочим давлением необходимым для вытеснения топлива. Задействуется клапан 3 в магистрали 2 подачи топлива и под действием избыточного давления газа в ТБ 1 осуществляется подача топлива в двигатель ЛА. Сброс избыточного рабочего давления из полости бака 1 в атмосферу исключает заброс давления в ТБ 1 при наддуве в процессе работы топливной системы и вероятность его разгерметизации, а также обеспечивает возможность проектировать конструкцию ТБ 1 на уменьшенное рабочее давление, что позволяет уменьшить массу проектируемых ТБ 1. Клапан перекрытия 9 может быть выполнен многократного включения, например, с электромагнитным приводом, чтобы обеспечивать возможность сброса избыточного давления паров топлива из газовой полости ТБ 1 в случае перегрева топлива в полете ЛА, с этой же целью устройство ограничения остаточного давления в ТБ 1 может быть выполнено в виде предохранительного клапана (на чертеже не показан).TS LA works as follows. Before starting the aircraft engine, the valve 8 is activated in the gas discharge line 7, and the excess pressure from the gas cushion TB 1 caused by gas compression in a sealed TB during fuel heating during storage is vented to the atmosphere. Then, after a certain period of time sufficient to vent excess pressure from the gas cavity of TB 1, the shutoff valve 9 and the starting device 5 are activated, while gas from the pressurization system 4 through the gas supply line 6 enters the cavity of the tank 1, inflating the gas cushion with excess working pressure necessary for fuel displacement. The valve 3 is activated in the fuel supply line 2 and under the influence of excessive gas pressure in TB 1, fuel is supplied to the aircraft engine. The discharge of excess working pressure from the cavity of the tank 1 into the atmosphere eliminates the pressure build-up in TB 1 due to pressurization during operation of the fuel system and the likelihood of its depressurization, and also provides the ability to design the TB 1 structure at a reduced working pressure, which reduces the weight of the designed TB 1. Valve overlap 9 can be made multiple inclusion, for example, with an electromagnetic drive, to provide the ability to relieve excess pressure of the fuel vapor from the gas cavity TB 1 in the case of overheating of fuel in aircraft flight, with the same end limit device residual pressure in TB 1 may be designed as a pressure relief valve (not shown in the drawing).

Claims

1. Aircraft fuel system comprising a fuel tank, a fuel supply line with a start valve and a fuel tank pressurization system with a start device, characterized in that it is equipped with a gas discharge line from the gas cavity of the fuel tank with a pressure relief valve and a residual pressure limiting device.

2. The fuel system of the aircraft according to claim 1, characterized in that the residual pressure limiting device is made in the form of an overlap valve.

3. The fuel system of the aircraft according to claim 1, characterized in that the device for limiting the residual pressure is made in the form of a safety valve.