RU17167U1 - FUEL AIRCRAFT SYSTEM - Google Patents
FUEL AIRCRAFT SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- RU17167U1 RU17167U1 RU2000128291/20U RU2000128291U RU17167U1 RU 17167 U1 RU17167 U1 RU 17167U1 RU 2000128291/20 U RU2000128291/20 U RU 2000128291/20U RU 2000128291 U RU2000128291 U RU 2000128291U RU 17167 U1 RU17167 U1 RU 17167U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- tank
- aircraft
- line
- main
- Prior art date
Links
Abstract
Полезная модель относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов, содержащих как основные топливные баки, так и дополнительные - навесные с возможностью сброса, в которых вытеснение топлива производится путем наддува газом.The utility model relates to the field of aviation, in particular to the fuel systems of aircraft, containing both main fuel tanks and additional - mounted with the possibility of discharge, in which the fuel is displaced by gas boost.
Целью предлагаемой полезной модели является повышение герметичности стыковки и надежности расстыковки (при отделении в случае сброса) навесного бака, упрощение конструкции узла стыковки, уменьщение его габаритов и массы, за счет отсутствия связи между летательным аппаратом и навесным баком по линии наддува. Кроме того, отсутствие отбора воздуха для наддува от летательного аппарата, в предлагаемой конструкции позволяет использовать навесные топливные баки на летательных аппаратах, на которых их использование ранее не предполагалось, при минимальном объеме доработок и испытаний летательного аппарата. Сутцественным положительным моментом является увеличение полезного объема и снижение собственного веса самого летательного аппарата (особенно в случае сброса навесного бака).The purpose of the proposed utility model is to increase the tightness of the docking and the reliability of the undocking (when separated in case of discharge) of the hinged tank, simplifying the design of the docking unit, reducing its dimensions and weight, due to the lack of communication between the aircraft and the hinged tank via a boost line. In addition, the lack of air sampling for pressurization from the aircraft in the proposed design allows the use of mounted fuel tanks on aircraft on which their use was not previously expected, with a minimum amount of modifications and tests of the aircraft. A significant positive point is an increase in the usable volume and a decrease in the dead weight of the aircraft itself (especially in the case of a dumped tank).
Указанная цель достигается тем, что топливная система летательного аннарата, содержит основной расходный топливный бак с системами наддува и расхода, навесной топливный бак, снабженный собственным автономным источником газа для наддува, магистралью наддува с пусковым клапаном и регулятором давления, магистралью перелива топлива в основной расходный бак с устройством перекрытия (обратным или отсечным) клапаном.This goal is achieved by the fact that the fuel system of the aircraft annata contains a main fuel tank with boost and flow systems, a mounted fuel tank equipped with its own autonomous gas source for boost, a boost line with a start valve and pressure regulator, and a fuel overflow line to the main supply tank with a shutoff device (check or shutoff) valve.
Description
2000128291 - lllililililiililiii ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО 2000128291 - lllililililiililiii FUEL AIRCRAFT SYSTEM
Полезная модель относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов, содержащих как основные топливные баки, так и дополнительные - навесные с возможностью сброса, в которых вытеснение топлива производится путем наддува газом.The utility model relates to the field of aviation, in particular to the fuel systems of aircraft, containing both main fuel tanks and additional - mounted with the possibility of discharge, in which the fuel is displaced by gas boost.
Известны топливные системы летательных аппаратов, например патент РФ № 2070530, топливная система, приведенная на рис. 35 стр. 51 1, содержащие основной расходный топливный бак, навесной топливный бак, расположенный на борту летательного аппарата источник сжатого газа с регулятором давления, магистрали наддува основного расходного и навесного баков, магистраль перелива топлива из навесного бака в основной.Known fuel systems of aircraft, for example, RF patent No. 2070530, the fuel system shown in Fig. 35 p. 51 1, containing the main fuel supply tank, mounted fuel tank, a compressed gas source with pressure regulator located on board the aircraft, pressurization lines of the main supply and mounted tanks, and a fuel overflow line from the mounted tank to the main one.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков аналогом (прототипом) предлагаемой полезной модели, является топливная система, приведенная на рис. 35 стр. 51 1. Топливная система содержит основной расходный топливный бак с системами наддува и расхода, навесной топливный бак с магистралью наддува, содержантей регулятор давления, и магистралью перелива топлива в основной расходный бак с устройством перекрытия (обратньш клапаном).The closest in the aggregate of essential features analogue (prototype) of the proposed utility model is the fuel system shown in Fig. 35 p. 51 1. The fuel system contains a main fuel tank with boost and flow systems, a hinged fuel tank with a charge line, a pressure regulator, and a fuel overflow line into the main fuel tank with a shut-off device (non-return valve).
Недостатком всех вышеуказанных систем является то, что узел стыковки навесного топливного бака с летательным аппаратом должен обеспечивать герметичную стыковку и надежную расстыковку (при отделении в сброса) топливной системы по двум магистралям - наддува и перелива, что усложняет конструкцию узла стыковки, увеличивает габариты и массу.The disadvantage of all the above systems is that the docking unit of the mounted fuel tank with the aircraft must provide a tight connection and reliable undocking (when separated into the discharge) of the fuel system along two highways - pressurization and overflow, which complicates the design of the docking unit, increases dimensions and weight.
Целью предлагаемой полезной модели является повынтение герметичности стыковки и надежности расстыковки (при отделений в случае сброса) навесного бака, упрощение конструкции узла стыковки, уменьщение его габаритов и массы, за счет отсутствия связи между летательным аппаратом и навесным баком по линии наддува. Кроме того, отсутствие отбора воздуха для от летательного аппарата, в предлагаемой конструкции позволяет использовать навесные топливные баки на летательных аппаратах, на которых их использование ранее не предполагалось, при минимальном объеме доработок и испытаний летательного аппарата. Существенным положительным моментом является увеличение полезного объема и снижение собственного веса самого летательного аппарата (особенно в случае сброса навесного бака).The purpose of the proposed utility model is to increase the tightness of the docking and the reliability of the undocking (at the compartments in case of discharge) of the hinged tank, simplifying the design of the docking unit, reducing its size and weight, due to the lack of communication between the aircraft and the hinged tank along the boost line. In addition, the lack of air sampling for the aircraft, in the proposed design allows the use of mounted fuel tanks on aircraft, on which their use was not previously expected, with a minimum amount of modifications and tests of the aircraft. A significant positive point is an increase in the usable volume and a decrease in the dead weight of the aircraft itself (especially in the case of a dumped tank).
Указанная цель достигается тем, что топливная система летательного аппарата содержит основной расходный топливный бак с системами наддува и расхода, навесной топливный бак, снабженный собственным автономным источником газа для наддува, магистралью наддува с пусковым клапаном и регулятором давления, магистралью перелива топлива в основной расходный бак с устройством перекрытия (обратным или отсечным клапаном).This goal is achieved in that the aircraft fuel system comprises a main fuel tank with boost and flow systems, a mounted fuel tank equipped with its own autonomous gas source for boost, a boost line with a start valve and pressure regulator, and a fuel overflow line into the main supply tank with shut-off device (non-return or shut-off valve).
Нри этом для упрощения конструкции регулятор давления магистрали наддува навесного топливного бака может быть выполнен в виде дросселя, сечение которого выбирается исходя из условия сохранения минимально донустимой (по условиям прочности бака) газовой подушки в основном расходном топливном баке, по соотношению ° ° « г 8 1 Объект - устройство МКИ: В 64 D 37/24 АННАРАТАIn addition, to simplify the design, the pressure regulator of the pressurization line of the outboard fuel tank can be made in the form of a throttle, the cross-section of which is selected on the basis of the condition of maintaining the minimum allowable (according to the tank strength) gas cushion in the main fuel tank, in the ratio ° ° "g 8 1 Object - MKI device: B 64 D 37/24 ANNARATA
- плотность топлива; - fuel density;
Г - текущее время;G - current time;
Т„ - время перелива топлива из навесного топливного бака; , р,) - текущий расход топлива при переливе; р- проходное сечение дросселя; Fn - проходное сечение магистрали перелива; д CT) - текущий расход топлива из основного расходного топливного бакаТ „- time of fuel overflow from the mounted fuel tank; , p,) - current fuel consumption during overflow; p is the orifice of the throttle; Fn - flow section of the overflow line; d CT) - current fuel consumption from the main fuel tank
в двигатель летательного аппарата; Д „ц - минимальный объем газовой подушки в основном расходномinto the engine of an aircraft; D „c - the minimum volume of the gas cushion in the main consumable
топливном баке по условиям прочности.fuel tank according to strength conditions.
С целью увеличения расхода газа в навесной бак при уменьщении давления, автономный источник газа может быть сообщен с навесным топливным баком дополнительной магистралью с пусковым клапаном и дросселем. Для удобства монтажа и обеспечения герметичности навесного бака, а также предотвращения попадания топлива в регулятор наддува навесного бака при хранении, предотвращения возможности частичного перетекания топлива в навесной бак из основного бака до задействования топливной системы, магистраль наддува навесного бака может дополнительно содержать клапан наддува, располагаемый на входе в бак, а магистраль перелива топлива в основной расходный бак может дополнительно содержать клапан перелива. Для упрощения конструкции и автоматического открытия магистрали перелива топлива в основной бак, магистраль наддува навесного топливного бака может быть сообщена трубопроводом с управляющей полостью клапана перелива магистрали перелива топлива в основной расходный бак.In order to increase the gas flow rate in the hinged tank while decreasing the pressure, the autonomous gas source can be connected with the hinged fuel tank by an additional line with a start valve and throttle. For ease of installation and ensuring the tightness of the hinged tank, as well as preventing the fuel from getting into the charge controller of the hinged tank during storage, preventing the possibility of partial overflow of fuel into the hinged tank from the main tank before the fuel system is activated, the supercharging line of the hinged tank may additionally contain a supercharging valve located on the entrance to the tank, and the fuel overflow line to the main supply tank may further comprise an overflow valve. To simplify the design and automatically open the fuel overflow line to the main tank, the supercharged trunk of the outboard fuel tank can be connected by a pipeline with the control cavity of the overflow valve of the fuel overflow line to the main supply tank.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характериз ющая предлагаемую топливную систему летательного аппарата, не была обнаружена. Таким образом, нредлагаемая полезная модель соответствует критерию охраноспособпости новое.As a result of a search by sources of patent and scientific and technical information, the totality of features characterizing the proposed fuel system of the aircraft was not found. Thus, the proposed utility model meets the eligibility criterion new.
Предложенная топливная система летательного аппарата может найти применение в конструкциях летательных аппаратов, в которых с целью увеличения дальности полета используются навесные баки, особенно сбрасываемые во время полета. Причем это могут быть как заново изготавливаемые, так и модернизируемые летательные аппараты. Таким образом, предлагаемая полезная модель соответствует критерию охраноспособности промышленно применима.The proposed fuel system of the aircraft can be used in aircraft designs, in which mounted tanks are especially used during flight to increase the flight range. Moreover, it can be both newly manufactured and modernized aircraft. Thus, the proposed utility model meets the eligibility criterion of industrial applicability.
Полезная модель поясняется фигурами.The utility model is illustrated by figures.
На фиг. 1 показана схема Тонливной системы летательного аппарата (ТС ЛА) по первому пункту формулы.In FIG. 1 shows a diagram of the Toning system of an aircraft (TS LA) according to the first paragraph of the formula.
На фиг. 2 показана схема ТС ЛА по второму пункту формулы - регулятор давления магистрали наддува навесного топливного бака выполнен в виде дросселя.In FIG. 2 shows a diagram of a vehicle aircraft according to the second paragraph of the formula — the pressure regulator of the boost line of the outboard fuel tank is made in the form of a throttle.
На фиг. 3 показана схема ТС ЛА по третьему пункту формулы - автономный источник газа сообщен с навесным топливным баком дополнительной магистралью с пусковым клапаном и дросселем.In FIG. Figure 3 shows a diagram of the aircraft in accordance with the third paragraph of the formula — an autonomous gas source is connected to the outboard fuel tank by an additional line with a start valve and a throttle.
На фиг. 4 ноказана схема ТС ЛА по четвертому пункту формулы - магистраль наддува навесного бака дополнительно содержит клапан наддзва, а магистраль перелива топлива в основной расходный бак донолнительно содержит клапан перелива.In FIG. 4, the aircraft’s TS scheme is shown according to the fourth paragraph of the formula — the supercharged tank supercharging line additionally contains a supercharging valve, and the fuel overflow line to the main supply tank additionally contains an overflow valve.
На фиг. 5 показана схема ТС ЛА по пятому пункт) формулы - магистраль наддува навесного бака сообщена с управляющей полостью клапана перелива магистрали перелива топлива.In FIG. Figure 5 shows a diagram of the aircraft in the fifth paragraph) of the formula — the supercharger line of the hinged tank is in communication with the control cavity of the overflow valve of the fuel overflow line.
расхода 7, навесной топливный бак 8, снабженный собственньм автономным источником газа для наддува 9, магистралью наддува 10 с пусковьш клананом 11 и регулятором давления 12, магистралью перелива топлива 13 в основной расходный бак 1 с устройством перекрытия (отсечным клапаном) 14. При этом регулятор давления 12 магистрали наддува 10 навесного топливного бака 8 может быть выполнен в виде дросселя 15 (фиг. 2), автономный источник газа 9 может быть сообщен с навесным топливным баком 8 дополнительной магистралью 16 с пусковым клапаном 17 и дросселем 18 (фиг. 3), магистраль наддува 10 навесного бака 8 может дополнительно содержать клапан наддува 19, располагаемый на входе в бак 8, а магистраль нерелива тонлива 13 в основной расходный бак 1 может дополнительно содержать клапан перелива 20 (фиг. 4), магистраль наддува 10 навесного топливного бака 8 может быть сообщена трубонроводом 21 с управляющей полостью клапана нерелива 20 магистрали перелива топлива 13 в основной расходный бак 1 (фиг. 5).7, a mounted fuel tank 8, equipped with its own autonomous gas source for pressurization 9, a pressurization line 10 with a clan 11 and a pressure regulator 12, a fuel overflow line 13 into the main supply tank 1 with a shut-off device (shut-off valve) 14. At the same time, the regulator the pressure 12 of the boost line 10 of the outboard fuel tank 8 can be made in the form of a throttle 15 (Fig. 2), an autonomous gas source 9 can be connected with the outboard fuel tank 8 by an additional line 16 with a start valve 17 and a throttle 18 (Fig. 3), the boost line 10 of the outboard tank 8 may further comprise a boost valve 19 located at the inlet of the tank 8, and the overflow line of the tonnel 13 into the main supply tank 1 may further comprise an overflow valve 20 (FIG. 4), the boost line 10 of the outboard fuel tank 8 may be communicated by a pipe 21 with a control cavity of the overflow valve 20 of the fuel overflow line 13 to the main supply tank 1 (Fig. 5).
Устройство по первому пункту формулы (фиг. 1) работает следующим образом. Задействуется нусковой клапан 4 и сжатый газ из источника 3 по магистрали наддува 2 через регулятор давления 5 начинает поступать в основной расходный топливный бак 1. Происходит наддув свободного объема в баке 1 до рабочего давления, которое определяется настройкой регулятора давления 5. После этого задействуется клапан расхода 7 в магистрали расхода 6, по которой топливо поступает в двигатель летательного аппарата. После запуска двигателя летательного аппарата задействуется клапан пуска 11 навесного тонливного бака 8, Сжатый газ из автономного источника 9 по магистрали наддува 10 через регулятор давления 12 постунает в навесной топливный бак 8, наддувая его свободный от топлива объем до рабочего давления, которое определяется настройкой регулятора давления 12 и выбирается больще давления настройки регулятора 5 на величину гидравлических потерь по магистрали перелива 13. Когда давление в навесном топливном баке 8 превысит давление в основном расходном баке 1, топливо из навесного бака 8 под действием перепада давлений по магистрали перелива 13 через устройство перекрытия (отсечной клапан) 14 начнет поступать в основной расходный бак 1, дополняя потребляемое двигателем летательного аппарата количество топлива. После окончания выработки навесного тонливного бака 8 происходит опорожнение основного бака 1. Павесной бак 8 может быть в любое время отделен от летательного аппарата, при этом топливо в зоне стыковки магистрали перелива 13 с баком 1 герметизируется устройством перекрьггия 14.The device according to the first paragraph of the formula (Fig. 1) works as follows. The start valve 4 is activated and the compressed gas from the source 3 through the boost line 2 through the pressure regulator 5 starts to flow into the main fuel tank 1. The free volume in the tank 1 is pressurized to the operating pressure, which is determined by the pressure regulator 5. After this, the flow valve is activated 7 in the flow line 6, through which fuel enters the aircraft engine. After starting the engine of the aircraft, the start valve 11 of the mounted hinged tank 8 is activated. Compressed gas from the stand-alone source 9 is charged through the pressure regulator 12 through the pressure regulator 12 to the hinged fuel tank 8, pressurizing its free fuel volume to the operating pressure, which is determined by the pressure regulator setting 12 and more than the pressure of adjusting the regulator 5 is selected for the amount of hydraulic losses along the overflow line 13. When the pressure in the outboard fuel tank 8 exceeds the pressure in the main supply Like 1, the fuel from the hinged tank 8 under the influence of the pressure drop across the overflow line 13 through the shutoff device (shut-off valve) 14 will begin to flow into the main supply tank 1, supplementing the amount of fuel consumed by the aircraft engine. After the development of the mounted hinged tank 8 is completed, the main tank 1 is emptied. The hinged tank 8 can be separated from the aircraft at any time, while the fuel in the docking zone of the overflow line 13 with the tank 1 is sealed by a cross-linking device 14.
Устройство по второму пункту формулы (фиг. 2) работает аналогично устройству по первому пункту формулы (фиг. 1), 1ю с упрощенным регулятором расхода газа наддува навесного бака 8 - дросселем 15. Отличием в работе устройства но второму пункту формулы является то, что при наддуве навесного бака 8 давление в нем определяется величиной проходного сечения дросселя 15. При наддуве навесного бака 8 в нем будет происходить рост давления в газовой полости до тех нор, нока объем газа, ностунающего в бак 8 не уравновесится объемом топлива переливаемого в основной топливный бак 1, что будет соответствовать максимальному давлению в навесном баке 8 и максимальному расходу топлива переливаемого из него. При этом максимальный расход переливаемого топлива может быть как больше расхода топлива, потребляемого двигателем летательного аппарата, так и меньще этого расхода. Если расход переливаемого в бак 1 топлива меньще расхода топлива, потребляемого двигателем летательного аппарата, то в основном расходном баке 1 свободный объем (газовая подущка) начнет увеличиваться, а давление останется постоянным, так как оно поддерживается регулятором давления 5. Если расход переливаемого из навесного бака 8 топлива больше расхода топлива, потребляемого двигателем, то в нем начнет уменьшается газовая подушка и, вследствие этого, увеличивается давлепие, при этом регулятор давления 5 закрывается. Для того, чтобы величина давления в баке 1 не превысила допустимое значение по условиям прочностиThe device according to the second paragraph of the formula (Fig. 2) works similarly to the device according to the first paragraph of the formula (Fig. 1), the 1st one with a simplified regulator of gas flow rate of the pressurized hinged tank 8 - throttle 15. The difference in the operation of the device but the second paragraph of the formula is that when pressurization of the hinged tank 8, the pressure in it is determined by the size of the orifice of the throttle 15. When pressurizing the hinged tank 8, the pressure in the gas cavity will increase to those holes, but the volume of gas flowing into the tank 8 will not be balanced by the volume of fuel poured into the base the obvious fuel tank 1, which will correspond to the maximum pressure in the hinged tank 8 and the maximum fuel consumption poured from it. In this case, the maximum flow rate of the transfused fuel can be either greater than the flow rate of fuel consumed by the aircraft engine, or less than this flow rate. If the flow rate of fuel poured into the tank 1 is less than the fuel consumption consumed by the aircraft engine, then in the main flow tank 1 the free volume (gas pad) will begin to increase, and the pressure will remain constant, as it is maintained by pressure regulator 5. If the flow rate poured from the hinged tank 8 of fuel is more than the fuel consumption consumed by the engine, the gas cushion will begin to decrease in it and, as a result, the pressure will increase, while the pressure regulator 5 closes. So that the pressure in the tank 1 does not exceed the allowable value according to the strength conditions
бака 1, производится подбор проходного сечения дросселя 15, чтобы выполнялось приведенное ранее в описании и во втором пункте формулы соотношение. После выработки топлива из навесного бака 8, и продолжения выработки топлива из расходного бака 1, в нем произойдет расширение газовой подушки и уменьшение давления до величины настройки регулятора 5, который будет поддерживать это давление до полного опорожнения.tank 1, the selection of the orifice of the throttle 15 is performed so that the ratio given above in the description and in the second paragraph of the formula is fulfilled. After generating fuel from the hinged tank 8, and continuing to generate fuel from the supply tank 1, it will expand the gas cushion and decrease the pressure to the setting of regulator 5, which will maintain this pressure until it is completely empty.
Устройство по третьему п нкту формулы (фиг. 3) работает аналогично устройству по первому пункту формулы (фиг. 1) или по второму пункту (фиг. 2). Отличия в работе данной топливной системы заключаются в следуюш;ем. Для ускорения опорожнения навесного тонливного бака 8, при снижении давления в автономном источнике 9, дополнительно к подаче газа в бак 8 по магистрали 10 через клапан 11 и регулятор давления 12 или дроссель 15, подключается подача газа по магистрали 16 через дроссель 18 путем задействования клапана пуска 17, что приведет к величению расхода газа в навесной бак 8, вследствие большего с -ммарного проходного сечения дросселей 15 и 18 и соответственному увеличению объема переливаемого в основной бак 1 тонлива.The device according to the third paragraph of the formula (Fig. 3) works similarly to the device according to the first paragraph of the formula (Fig. 1) or the second paragraph (Fig. 2). The differences in the operation of this fuel system are as follows; To accelerate the emptying of the mounted hinged tank 8, when the pressure in the stand-alone source 9 decreases, in addition to supplying gas to the tank 8 via line 10 through the valve 11 and pressure regulator 12 or throttle 15, the gas supply through line 16 through the throttle 18 is connected by activating the start valve 17, which will lead to a gas flow rate increase in the hinged tank 8, due to the larger s-maximum passage section of the chokes 15 and 18 and a corresponding increase in the volume of tonne poured into the main tank 1.
Устройство по четвертому пункту формулы (фиг. 4) работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-3 формулы (фиг. 1 - 3). Отличия в работе данной топливной системы заключаются в следующем. Для обеспечения нерелива топлива из навесного бака 8, одновременно с задействованием пускового клапана 11 в магистрали наддува 10 навесного бака 8, задействуется клапан наддува 19, а в магистрали перелива клапан перелива 20. Наличие клапана наддува 19 упрощает монтаж и безопасность работ с баком 8, предотвращает попадание топлива в магистраль наддува 10 и регуляторы давления 12, 16 до задействования топливной системы. Нсшичие клапана нерелива 20 обеспечивает герметичность навесного бака 8 при хранении и нредотврангает нерасчетное перетекание топлива из основного расходного топливного бака 1 в навесной бак 8 до задействования, что способствует стабилизации характеристик процесса наддува навесного бака 8 и, соответственно, нерелива из него топлива в бак 1.The device according to the fourth paragraph of the formula (Fig. 4) works similarly to the device according to any one of paragraphs 1-3 of the formula (Figs. 1-3). The differences in the operation of this fuel system are as follows. To ensure the fuel flow from the hinged tank 8, simultaneously with the activation of the start valve 11 in the boost line 10 of the hinged tank 8, the boost valve 19 is activated, and in the overflow line the overflow valve 20. The presence of the boost valve 19 simplifies installation and safety of work with the tank 8, prevents fuel entering the boost line 10 and pressure regulators 12, 16 before the fuel system is activated. The non-flood valve 20 ensures the tightness of the hinged tank 8 during storage and prevents the non-calculated flow of fuel from the main fuel tank 1 to the hinged tank 8 until it is activated, which helps to stabilize the characteristics of the process of pressurizing the hinged tank 8 and, accordingly, the fuel is not drained into the tank 1.
Устройство по пятому пункту формулы (фиг. 5) работает аналогично устройству по 4 пункту формулы (фиг. 4). Отличия в работе данной топливной системы заключаются в следующем. При задействовании перелива топлива из навесного бака 8 в основной расходный топливный бак 1 носле срабатывания пускового клапана 11, сжатый газ одновременно с наддувом бака 8 по магистрали 10 но дополнительному трубопроводу 21 поступает в управляющую полость клапана перелива 20, что обеспечивает срабатывание кланана перелива 20 и сообщает полости баков 1 и 8 через магистраль нерелива 13. Это упрощает конструкцию клапана перелива 20, поскольку для его срабатывания не потребуется специального привода, а срабатывание осуществляется автоматически от давления сжатого газа автономного источника 9.The device according to the fifth claim (Fig. 5) works similarly to the device according to 4 claims (Fig. 4). The differences in the operation of this fuel system are as follows. When a fuel overflow from the hinged tank 8 to the main fuel tank 1 is activated, after the start valve 11 is activated, the compressed gas simultaneously with the pressurization of the tank 8 along the line 10 but an additional pipe 21 enters the control cavity of the overflow valve 20, which ensures the operation of the overflow clan 20 and reports the cavities of the tanks 1 and 8 through the overflow line 13. This simplifies the design of the overflow valve 20, since it does not require a special drive to operate, and the operation is automatic from the pressure of the compressed gas of an autonomous source 9.
Claims (5)
где ρ - плотность топлива;
τ - текущее время;
τп - время перелива топлива из навесного топливного бака;
Gп(τ,Fдр,Fп) - текущий расход топлива при переливе;
Fдр - проходное сечение дросселя;
Fп - проходное сечение магистрали перелива;
Gд(τ) - текущий расход топлива из основного расходного топливного бака в двигатель летательного аппарата;
ΔVмин - минимальный объем газовой подушки в основном расходном топливном баке по условиям прочности.2. The aircraft fuel system according to claim 1, characterized in that the pressure regulator of the boost line of the outboard fuel tank is made in the form of a throttle, the cross-section of which is selected based on the conditions for maintaining the gas cushion in the main fuel tank, according to the ratio
where ρ is the density of the fuel;
τ is the current time;
τ p - the time of fuel overflow from the mounted fuel tank;
G p (τ, F dr , F p ) - current fuel consumption during overflow;
F dr - the flow area of the throttle;
F p - flow section of the overflow line;
G d (τ) is the current fuel consumption from the main fuel supply tank to the aircraft engine;
ΔV min - the minimum volume of the gas cushion in the main consumable fuel tank according to the strength conditions.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000128291/20U RU17167U1 (en) | 2000-11-17 | 2000-11-17 | FUEL AIRCRAFT SYSTEM |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000128291/20U RU17167U1 (en) | 2000-11-17 | 2000-11-17 | FUEL AIRCRAFT SYSTEM |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU17167U1 true RU17167U1 (en) | 2001-03-20 |
Family
ID=36051188
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000128291/20U RU17167U1 (en) | 2000-11-17 | 2000-11-17 | FUEL AIRCRAFT SYSTEM |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU17167U1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU181739U1 (en) * | 2017-12-15 | 2018-07-26 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Fuel boost system |
| RU2668015C1 (en) * | 2017-12-15 | 2018-09-25 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Fuel tank supercharge method |
| RU2689821C1 (en) * | 2017-12-15 | 2019-05-29 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Fuel tank supercharging system |
| RU2743312C1 (en) * | 2020-07-02 | 2021-02-17 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Shutoff valve of supercharging-drain line of suspended fuel tank |
-
2000
- 2000-11-17 RU RU2000128291/20U patent/RU17167U1/en active Protection Beyond IP Right Term
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU181739U1 (en) * | 2017-12-15 | 2018-07-26 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Fuel boost system |
| RU2668015C1 (en) * | 2017-12-15 | 2018-09-25 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Fuel tank supercharge method |
| RU2689821C1 (en) * | 2017-12-15 | 2019-05-29 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Fuel tank supercharging system |
| RU2743312C1 (en) * | 2020-07-02 | 2021-02-17 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Shutoff valve of supercharging-drain line of suspended fuel tank |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN201723971U (en) | Hydrogen optimizing refueling system of hydrogen refueling station based on temperature rise and energy consumption control | |
| CN107237703B (en) | Solid-liquid rocket electrodynamic pump transportation system | |
| CN206636665U (en) | A kind of Liquefied Natural Gas fuel mesolow stores up air supply system | |
| CN205532897U (en) | Quick switched systems of weight oil steady voltage | |
| CN205854462U (en) | Aerostatics | |
| RU17167U1 (en) | FUEL AIRCRAFT SYSTEM | |
| CN111137462A (en) | Large-scale freight unmanned aerial vehicle fuel system and control method thereof | |
| CN105121242A (en) | Method for operating a hybrid vehicle | |
| CN110667809B (en) | Flow accurate control's buoyancy governing system | |
| CN106121863A (en) | A kind of cryogen variable working condition pump pressure type induction system | |
| CN103958956A (en) | Portable gas pressure testing device and testing method using same | |
| CN113236966A (en) | Vehicle-mounted skid-mounted hydrogen filling station | |
| CN208803515U (en) | A kind of multimode peak regulation laminating water supply equipment | |
| CN114251327B (en) | Performance testing device of buoyancy adjusting system of underwater robot | |
| CN106051453A (en) | Splashing preventing device of liquefied natural gas (LNG) filling machine | |
| CN104929812A (en) | Gas engine assembly | |
| DE102010043815A1 (en) | Replacement tank for filling e.g. hydrogen in hydrogen fuel cell system of vehicle, has control unit for controlling filler valve, and communication interface exchanging data between control unit and controller of energy conversion system | |
| CN211738627U (en) | Carbon dioxide wagon balance filling unit | |
| CN103411129A (en) | Method for implementing self-pressurization of unpowered power supply at LNG (liquefied natural gas) skid-mounted station | |
| CN210483937U (en) | Oil pressure control device and common rail engine bench experimental system | |
| CN208588161U (en) | Superconduction fluid reservoir nitrogen recycling and utilize system | |
| CN216861720U (en) | Constant-pressure liquid level pressure water tank | |
| CN212900917U (en) | Oxygen cylinder fills and irritates cooling device | |
| CN111895267A (en) | Vehicle-mounted gas cylinder pressurization control system and control method thereof | |
| CN110220117B (en) | Liquid adding equipment |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ND1K | Extending utility model patent duration | ||
| PD1K | Correction of name of utility model owner |