RU2502644C2 - Fuel tank supercharge system - Google Patents

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft and space engineering, particularly to fuel tank superchargers. Proposed system comprises pressure accumulator composed by several, more than two, compressed gas cylinders equipped with fill and drain assemblies, pipelines and control and shutoff valves. Note here that cylinders are filled to the extend defined by claimed ratio: $$M_g=\frac{PV}{RT}$$

where M_g -is supercharging gas weight; P is supercharging pressure; V is fuel tank volume; R is gas constant; T is supercharging gas temperature at termination of supersonic aircraft flight.

EFFECT: optimised configuration and alignment, decreased weight of supercharging gas.

1 dwg

Description

Предлагаемое техническое решение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к топливным системам высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА), в которых для подачи топлива в двигатель применяется вытеснительная система наддува бака, имеющая в своем составе баллон со сжатым газом.The proposed technical solution relates to aviation and rocket technology, namely to the fuel systems of high-speed aircraft (LA), in which a fuel pressurization system of the tank is used to supply fuel to the engine, which has a compressed gas cylinder.

Улучшение массогабаритных характеристик ЛА может быть выполнено его компоновкой, при которой значительная часть внешних аэродинамических поверхностей образуется непосредственно поверхностями топливных баков. Увеличение скорости и дальности полета ЛА приводит к повышенному аэродинамическому нагреву конструкции топливного бака и входящих в его состав систем и агрегатов. Поэтому становится актуальной задача оптимальной компоновки топливного бака ЛА и определения параметров тепломассообменных процессов различных систем двигательной установки.Improving the mass and size characteristics of an aircraft can be done by its layout, in which a significant part of the external aerodynamic surfaces is formed directly by the surfaces of the fuel tanks. An increase in the speed and range of the aircraft leads to increased aerodynamic heating of the fuel tank structure and its systems and assemblies. Therefore, the task of optimizing the layout of the aircraft fuel tank and determining the parameters of heat and mass transfer processes of various propulsion system systems becomes relevant.

Известны вытеснительные системы подачи топлива с газобаллонной системой наддува (Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М., Машиностроение, 1976 г., с.17, рис.1.5-1.8), содержащие баки с компонентами топлива, воздушный аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводов, регулирующей, запорной и др. арматуры.Known displacement fuel supply systems with gas cylinder boost system (Belyaev N.M. Systems for boosting rocket fuel tanks. M., Mechanical Engineering, 1976, p.17, Fig. 1.5-1.8) containing tanks with fuel components, pressure air accumulator , consisting of a cylinder of compressed gas equipped with filling and drainage units, pipelines, control, shut-off and other valves.

В известном источнике приведены зависимости для определения расхода массы газа на наддув, но они могут быть использованы только расчета массы газа наддува вытеснительных систем подачи топлива баллистических ракет (последние ступени) и космических аппаратов.The well-known source shows the dependencies for determining the gas mass flow rate for boosting, but they can only be used to calculate the mass of the gas of the boosting propellant delivery systems for ballistic missiles (last stages) and spacecraft.

Известна также система наддува топливного бака (патент РФ №2311318, 2006 г.), содержащая топливный бак, газовый баллон, трубопроводы, запорно-регулирующую арматуру и дополнительный твердотопливный газогенератор. Такое изобретение решает задачу уменьшения объема и массы газового баллона и системы наддува недостаточно эффективно, т.к. применение дополнительного агрегата - твердотопливного газогенератора увеличивает массу системы и одновременно снижает ее надежность.A fuel tank pressurization system is also known (RF patent No. 2311318, 2006), comprising a fuel tank, a gas bottle, pipelines, shut-off and control valves and an additional solid fuel gas generator. Such an invention solves the problem of reducing the volume and mass of a gas cylinder and pressurization system is not effective enough, because the use of an additional unit - a solid fuel gas generator increases the mass of the system and at the same time reduces its reliability.

Недостатком известной системы наддува также является использование одного газового баллона, что усложняет компоновку и центровку ЛА.A disadvantage of the known pressurization system is also the use of a single gas cylinder, which complicates the layout and alignment of the aircraft.

Целью предлагаемого технического решения является ограничение габаритов топливного бака ЛА путем выполнения оптимальной компоновки и центровки, а также снижение массы газа наддува, заправленного в баллоны высокого давления.The aim of the proposed technical solution is to limit the dimensions of the aircraft’s fuel tank by performing optimal layout and alignment, as well as reducing the mass of boost gas charged to high-pressure cylinders.

Указанная цель достигается тем, что в системе наддува топливного бака ЛА, содержащей аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру, аккумулятор давления состоит из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, при этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из соотношения:This goal is achieved by the fact that in an aircraft fuel tank pressurization system containing a pressure accumulator consisting of a compressed gas cylinder equipped with filling and drainage units, pipelines, control valves and stop valves, the pressure accumulator consists of several, more than two, compressed gas cylinders, at this cylinder filled with compressed gas mass determined from the ratio:

$$M_{Г}=\frac{PV}{RT},\left(1\right)$$

$$M_G=\frac{PV}{RT},\left(\mathrm{one}\right)$$

где M_Г - масса газа наддува в баллонах;where M _G is the mass of boost gas in cylinders;

P - давление наддува топливного бака;P - boost pressure of the fuel tank;

V - объем топливного бака;V is the volume of the fuel tank;

R - газовая постоянная газа наддува;R is the gas constant of the boost gas;

Т - температура газа надува в топливном баке в конце полета сверхзвукового ЛА.T is the temperature of the gas in the fuel tank at the end of the flight of a supersonic aircraft.

Выполнение аккумулятора давления из нескольких баллонов сжатого газа (меньшего объема, но содержащих необходимую для наддува топливного бака суммарную массу газа) позволяет рационально разместить их в топливном баке с учетом массоинерционных параметров. При этом уменьшается масса и объем непроизводительных балансировочных грузов, предназначенных для обеспечения требуемой центровки ЛА, и увеличивается полезный объем под топливо при сохранении внешних габаритов топливного бака.The implementation of the pressure accumulator from several cylinders of compressed gas (smaller volume, but containing the total mass of gas necessary for boosting the fuel tank) allows you to rationally place them in the fuel tank, taking into account the mass inertia parameters. At the same time, the mass and volume of unproductive balancing weights designed to provide the required alignment of the aircraft decreases, and the usable volume for fuel increases while maintaining the external dimensions of the fuel tank.

Для высокоскоростных сверхзвуковых ЛА, выполняющих длительный полет в атмосфере со скоростями М≥3, аэродинамический нагрев приводит к значительному повышению температур корпуса топливного бака и, соответственно, топлива и газовой «подушки» наддува.For high-speed supersonic aircraft performing a long flight in the atmosphere with speeds of M≥3, aerodynamic heating leads to a significant increase in the temperature of the fuel tank casing and, accordingly, of the fuel and gas “boost” cushion.

Поэтому предложенное соотношение (1), в котором определяющей является температура газа наддува в конце полета сверхзвукового ЛА, позволяет точнее определить массу газа наддува с помощью реальных термодинамических параметров состояния газового объема наддува топливного бака.Therefore, the proposed relation (1), in which the temperature of the boost gas at the end of the flight of a supersonic aircraft, is decisive, allows us to more accurately determine the mass of the boost gas using real thermodynamic parameters of the state of the gas volume of the boost of the fuel tank.

В сверхзвуковых ЛА с воздушно-реактивными двигателями, работающими на жидком углеводородном топливе, происходит значительный нагрев как конструкции топливного бака, так и содержащегося в нем топлива. Динамика полета такова, что после непродолжительного времени (20-30 сек) ЛА уже двигается с заданной скоростью. При этом высокая интенсивность теплообмена корпуса бака с топливом и газовой «подушкой» и постоянно увеличившаяся площадь теплообмена «газ - «сухой» корпус бака» приводят к быстрому нагреву газа наддува. По данным стендовых и натурных испытаний изделий, разработанных на предприятии-заявителе, температура газа наддува в установившемся режиме составляет более 150°С.In supersonic aircraft with jet engines operating on liquid hydrocarbon fuel, there is significant heating of both the design of the fuel tank and the fuel contained in it. The flight dynamics is such that after a short time (20-30 seconds) the aircraft is already moving at a given speed. At the same time, the high heat exchange rate of the tank body with fuel and a gas “cushion” and the constantly increased heat exchange area “gas -“ dry ”tank body” lead to rapid heating of the boost gas. According to bench tests and full-scale tests of products developed at the applicant enterprise, the temperature of the boost gas in the steady state is more than 150 ° C.

Уменьшение массы газа, определенной по предложенному соотношению (1), составляет не менее 25-30%.The decrease in gas mass determined by the proposed ratio (1) is at least 25-30%.

Дополнительно, для уточнения массы заправленного в баллонах газа, выявлено соотношение:Additionally, to clarify the mass of gas charged in cylinders, the following ratio was revealed:

$$M_{Г}=\frac{P_C{V}_C}{R_{гн}{T}_{С}}-M_{п}\frac{R_{п}}{R_{гн}}\left(2\right)$$

$$M_G=\frac{P_C{V}_C}{R_{gn}{T}_{\mathrm{FROM}}}-M_P\frac{R_P}{R_{gn}}\left(2\right)$$

где M_г - масса газа наддува в баллоне;where M _g is the mass of boost gas in the cylinder;

Р_с - давление наддува газовой смеси (газ наддува+пары топлива) топливного бака;P _with - boost pressure of the gas mixture (boost gas + fuel vapor) of the fuel tank;

V_c - объем топливного бака (объем газовой смеси);V _c - fuel tank volume (gas mixture volume);

R_гн - газовая постоянная газа наддува;R _gn is the gas constant of the boost gas;

Т_c - температура газа наддува (газовой смеси) в конце полета сверхзвукового летательного аппарата;T _c is the temperature of the boost gas (gas mixture) at the end of the flight of a supersonic aircraft;

М_п - масса паров топлива в газовой смеси;M _p - mass of fuel vapor in the gas mixture;

R_п - газовая постоянная паров топлива.R _p - gas constant vapor fuel.

Предложенное соотношение (2) позволяет уточнить необходимую содержащуюся в баллонах высокого давления массу газа наддува топливного бака. Расчет по данной формуле допустим для условий длительного полета сверхзвукового ЛА (10²-10³ сек), в течение которого постоянно происходит не только нагрев поступающего газа из баллонов, но и образование паров испаряющегося углеводородного топлива. В конце полета за счет высоких удельных тепловых потоков на внутренней поверхности корпуса топливного бака остатки топлива и топливная пленка практически полностью испаряются и парциальное давление топливных паров может достигать существенной величины - 20-40% от давления образующейся газовой смеси.The proposed relation (2) allows us to clarify the necessary mass of gas to pressurize the fuel tank contained in high-pressure cylinders. Calculation according to this formula is acceptable for conditions of long-term flight of a supersonic aircraft (10 ² -10 ³ sec), during which not only heating of the incoming gas from the cylinders occurs, but also the formation of vapor of evaporating hydrocarbon fuel. At the end of the flight, due to the high specific heat fluxes on the inner surface of the fuel tank casing, the remaining fuel and the fuel film almost completely evaporate and the partial pressure of the fuel vapor can reach a significant value - 20-40% of the pressure of the resulting gas mixture.

Предложенное техническое решение поясняется чертежом, на котором система наддува топливного бака содержит газовые баллоны 1 с заправочным клапаном 2, соединенные через пусковой клапан 3 и регулятор давления 4 с топливным баком 5, топливная полость которого сообщена с линией 6 подачи топлива в двигатель ЛА.The proposed technical solution is illustrated by the drawing, in which the system of pressurizing the fuel tank contains gas cylinders 1 with a filling valve 2 connected through a start valve 3 and a pressure regulator 4 to the fuel tank 5, the fuel cavity of which is connected to the line 6 for supplying fuel to the aircraft engine.

Предложенное устройство функционирует следующим образом. Перед запуском двигателя ЛА срабатывает клапан 3 и находящийся в баллонах высокого давления 1 газ через регулятор давления 4 начинает поступать в бак 5, обеспечивая подачу топлива в двигатель по трубопроводу 6.The proposed device operates as follows. Before starting the engine of the aircraft, valve 3 is activated and the gas in the high-pressure cylinders 1 through the pressure regulator 4 starts to flow into the tank 5, providing fuel to the engine through pipeline 6.

Во время полета сверхзвукового ЛА за счет воздействия внешних аэродинамических потоков корпус топливного бака нагревается до высоких температур. При этом газ наддува в топливном баке также интенсивно нагревается и одновременно происходит испарение углеводородного топлива.During the flight of a supersonic aircraft due to the influence of external aerodynamic flows, the fuel tank body is heated to high temperatures. At the same time, the boost gas in the fuel tank also heats up intensively and at the same time the hydrocarbon fuel evaporates.

Основной положительный эффект предложенного технического решения, а именно достижение оптимальной компоновки и центровки топливного бака и ЛА, а также снижение массы газа наддува, обеспечивается выполнением аккумулятора давления из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа и определением массы заправленного в баллонах газа по предложенным соотношениям (1) и (2).The main positive effect of the proposed technical solution, namely, achieving the optimal layout and alignment of the fuel tank and aircraft, as well as reducing the mass of the boost gas, is achieved by performing a pressure accumulator from several, more than two, compressed gas cylinders and determining the mass of gas charged in the cylinders according to the proposed relations ( 1) and (2).

Claims (1)

Система наддува топливного бака, включающая аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру, отличающаяся тем, что аккумулятор давления состоит из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, при этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из соотношения:
$${М}_{г}=\frac{P_c{V}_c}{R_{гн}{Т}_{с}}-{М}_{п}\frac{R_{п}}{R_{гн}}\left(2\right)$$

где М_г - масса газа наддува в баллонах;
P_c - давление наддува газовой смеси (газ наддува + пары топлива) топливного бака;
V_c - объем топливного бака (объем газовой смеси);
R_гн - газовая постоянная газа наддува;
Т_с - температура газа наддува (газовой смеси) в конце полета сверхзвукового летательного аппарата;
М_п - масса паров топлива в газовой смеси;
R_п - газовая постоянная паров топлива. The system of pressurization of the fuel tank, including a pressure accumulator, consisting of a compressed gas cylinder equipped with filling and drainage units, pipelines, control and shutoff valves, characterized in that the pressure accumulator consists of several, more than two, cylinders of compressed gas, while the cylinders are filled with compressed gas mass determined from the ratio:
$$M_g=\frac{P_c{V}_c}{R_{gn}{T}_{\mathrm{from}}}-M_P\frac{R_P}{R_{gn}}\left(2\right)$$

where M _g is the mass of boost gas in cylinders;
P _c - boost pressure of the gas mixture (boost gas + fuel vapor) of the fuel tank;
V _c - fuel tank volume (gas mixture volume);
R _gn is the gas constant of the boost gas;
T _c is the temperature of the boost gas (gas mixture) at the end of the flight of a supersonic aircraft;
M _p - mass of fuel vapor in the gas mixture;
R _p - gas constant vapor fuel.