RU2602027C1 - Aircraft water drain valve - Google Patents

Aircraft water drain valve Download PDF

Info

Publication number
RU2602027C1
RU2602027C1 RU2015124825/06A RU2015124825A RU2602027C1 RU 2602027 C1 RU2602027 C1 RU 2602027C1 RU 2015124825/06 A RU2015124825/06 A RU 2015124825/06A RU 2015124825 A RU2015124825 A RU 2015124825A RU 2602027 C1 RU2602027 C1 RU 2602027C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
fuel tank
valve
valve body
fuel
Prior art date
Application number
RU2015124825/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Михайлович Кузнецов
Александр Евгеньевич Ильин
Вадим Сергеевич Силин
Original Assignee
Акционерное общество "Технодинамика"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Технодинамика" filed Critical Акционерное общество "Технодинамика"
Priority to RU2015124825/06A priority Critical patent/RU2602027C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2602027C1 publication Critical patent/RU2602027C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K1/00—Lift valves or globe valves, i.e. cut-off apparatus with closure members having at least a component of their opening and closing motion perpendicular to the closing faces
    • F16K1/32—Details
    • F16K1/34—Cutting-off parts, e.g. valve members, seats
    • F16K1/44—Details of seats or valve members of double-seat valves
    • F16K1/443—Details of seats or valve members of double-seat valves the seats being in series
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/005—Accessories not provided for in the groups B64D37/02 - B64D37/28

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Self-Closing Valves And Venting Or Aerating Valves (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: group of inventions relates to aircraft engineering, namely, to aircraft water drain valve, and is intended to prevent fuel leakage in case of valve structures deformation and fuel tank in case of aircraft emergency crash landing. Aircraft water drain valve consists of fluid flow passage from aircraft fuel tank, stem, first sealing element and second sealing element arranged on said stem. Valve body is installed on fuel tank wall so that fuel tank wall external surface tightly adjoins aircraft skin inner surface. Valve is made with external lower ledge along the perimeter, tightly adjacent to aircraft skin external surface and having recess made along valve lower surface perimeter and creating weakened cross-section area. On the side of fuel tank inner space in parallel to fuel tank wall flat flexible membrane is tightly secured on valve body by means of main fixture. Membrane external perimeter is tightly secured on fuel tank wall inner surface, thus forming sealed cavity between valve body and aircraft fuel tank wall internal surface. There are also aircraft fuel tank with said valve and aircraft with such fuel tank.
EFFECT: group of inventions is aimed at improvement of drain valve operational characteristics during its operation in flight and landing emergency situations, aircraft fuel system increased reliability.
3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к клапану летательного аппарата для слива воды и может быть использовано в конструкции топливного бака летательного аппарата для предотвращения течи топлива при деформации конструкций клапана и топливного бака в случае нештатной жесткой посадки летательного аппарата.The invention relates to aircraft, in particular, to an aircraft valve for draining water and can be used in the aircraft fuel tank structure to prevent fuel leakage during deformation of valve and fuel tank structures in the event of an abnormal hard landing of an aircraft.

В настоящее время при жесткой посадке летательного аппарата нередки случаи возникновения пожара на борту вследствие разрушения и деформации конструкций топливных баков, в частности, в местах установки в них клапанов слива, а также вследствие разрушения и деформации самих клапанов слива. В этом случае процент травматизма и смертности значительно возрастает. Между тем, раздел «Топливная система», пункт 29.952 авиационных правил АП-29 гласит, что конструкция топливных баков не должна иметь таких разрушений, которые могли бы вызвать течь топлива на источник возгорания, а также должны быть установлены рассоединяющиеся самоуплотняемые соединители в местах топливной системы, где местные деформации могут привести к течи топлива. (Межгосударственный авиационный комитет. Авиационные правила, часть 29, 2003, 129 с.).Currently, during a hard landing of an aircraft, there are frequent cases of a fire on board due to the destruction and deformation of the fuel tank structures, in particular, at the places where the drain valves are installed, as well as due to the destruction and deformation of the drain valves themselves. In this case, the percentage of injuries and deaths increases significantly. Meanwhile, the “Fuel System” section, paragraph 29.952 of aviation rules AP-29 states that the design of fuel tanks should not have such damage that could cause fuel to leak to the ignition source, and disconnected self-sealing connectors should be installed in places of the fuel system where local deformations can lead to fuel leaks. (Interstate Aviation Committee. Aviation Rules, part 29, 2003, 129 pp.).

Известно техническое решение «Клапан летательного аппарата для слива воды, топливный бак летательного аппарата, летательный аппарат и способ слива воды из топливного бака летательного аппарата», защищенное патентом РФ №2429399, кл. F16K 1/44, B64D 37/00 опубл. 20.09.2011. Данный клапан содержит пропускной канал для протекания жидкости между внутренней и внешней сторонами топливного бака, шток, первый и второй элементы уплотнения. Шток может перемещаться между открытым положением, в котором расположение первого и второго элементов уплотнения позволяет жидкости свободно протекать через пропускной канал, и закрытым положением, в котором расположение первого и второго элементов уплотнения не позволяет жидкости протекать через пропускной канал, предотвращая тем самым попадание жидкости в пространство между первым и вторым элементами уплотнения. Данное техническое решение способствует улучшению эксплуатационных характеристик клапана для слива воды при его работе в условиях низких температур.The technical solution “Valve of an aircraft for draining water, a fuel tank of an aircraft, an aircraft and a method of draining water from a fuel tank of an aircraft” is known, protected by RF patent No. 2429399, cl. F16K 1/44, B64D 37/00 publ. 09/20/2011. This valve contains a passageway for fluid flow between the inner and outer sides of the fuel tank, a rod, the first and second seal elements. The stem can move between an open position in which the location of the first and second seal elements allows fluid to flow freely through the passageway and a closed position in which the location of the first and second seal elements prevents fluid from flowing through the passageway, thereby preventing fluid from entering the space between the first and second seal elements. This technical solution helps to improve the operational characteristics of the valve for draining water when it is operated at low temperatures.

Однако, при такой конструкции данного клапана, в момент нештатной жесткой посадки летательного аппарата, под воздействием внешней силы неизбежно происходят местные деформации топливного бака и обшивки летательного аппарата от выступающих частей клапана. Именно выступающие части данного клапана первыми принимают на себя воздействие негативной внешней силы. Местные деформации обшивки летательного аппарата и стенок топливного бака могут привести к течи топлива и, как следствие, к возникновению пожара.However, with this design of this valve, at the time of an abnormal hard landing of the aircraft, local deformations of the fuel tank and skin of the aircraft from the protruding parts of the valve inevitably occur under the influence of external force. It is the protruding parts of this valve that are the first to take on the effects of negative external forces. Local deformations of the skin of the aircraft and the walls of the fuel tank can lead to fuel leakage and, as a result, to a fire.

Цель изобретения - улучшение эксплуатационных характеристик клапана для слива при его работе в нештатных ситуациях полета и посадки, повышение надежности работы топливной системы летательного аппарата.The purpose of the invention is to improve the operational characteristics of the valve for discharge during its operation in emergency situations of flight and landing, increasing the reliability of the fuel system of the aircraft.

Поставленная цель достигается в клапане летательного аппарата для слива воды, состоящем из пропускного канала для протекания жидкости из топливного бака летательного аппарата, штока, первого элемента уплотнения и второго элемента уплотнения, установленных на упомянутом штоке. Корпус клапана установлен на стенке топливного бака таким образом, что внешняя поверхность стенки топливного бака плотно прилегает к внутренней поверхности обшивки летательного аппарата, при этом клапан изготовлен с внешним нижним выступом по периметру, плотно прилегающим ко внешней поверхности обшивки летательного аппарата, и имеющим проточку, выполненную с отступлением от края выступа по периметру нижней поверхности клапана и создающую область ослабленного сечения. Одновременно, со стороны внутреннего пространства топливного бака параллельно стенке топливного бака на корпусе клапана герметично закреплена с помощью основного элемента крепления плоская гибкая мембрана, внешний периметр которой герметично закреплен на внутренней поверхности стенки топливного бака, образуя тем самым герметичную полость между корпусом клапана и внутренней поверхностью стенки топливного бака летательного аппарата. Поставленная цель достигается также в топливном баке летательного аппарата, содержащем вышеназванный клапан для слива воды, и в летательном аппарате, включающем такой топливный бак.This goal is achieved in the valve of the aircraft for draining water, consisting of a passageway for fluid flow from the fuel tank of the aircraft, the rod, the first seal element and the second seal element mounted on the said rod. The valve body is mounted on the wall of the fuel tank so that the outer surface of the wall of the fuel tank fits snugly against the inner surface of the skin of the aircraft, while the valve is made with an external lower protrusion around the perimeter, tightly adjacent to the outer surface of the skin of the aircraft, and having a groove made with a deviation from the edge of the protrusion along the perimeter of the lower surface of the valve and creating a region of weakened section. At the same time, from the side of the internal space of the fuel tank parallel to the wall of the fuel tank, a flat flexible membrane is sealed on the valve body with the main fastening element, the outer perimeter of which is hermetically fixed on the inner surface of the wall of the fuel tank, thereby forming a sealed cavity between the valve body and the inner wall surface fuel tank of an aircraft. This goal is also achieved in the fuel tank of the aircraft, containing the above valve for draining water, and in the aircraft, including such a fuel tank.

В источниках информации не обнаружено сведений о создании такого клапана летательного аппарата для слива воды, гарантированно обеспечивающего предотвращение течи топлива при деформации конструкции клапана в случае нештатной жесткой посадки летательного аппарата, не обнаружено сведений о включении такого клапана, как элемента конструкции, в конструкцию топливного бака и об использовании такого топливного бака в конструкции летательного аппарата, что позволяет сделать вывод о соответствии данного технического решения критериям охраноспособности.No information was found in the information sources on the creation of such a valve of an aircraft for draining water, which guaranteed to prevent fuel leakage during deformation of the valve structure in the event of an abnormal hard landing of the aircraft; no information was found on the inclusion of such a valve as a structural element in the fuel tank structure and on the use of such a fuel tank in the design of the aircraft, which allows us to conclude that this technical solution meets the protection criteria disabilities.

На Фиг. 1 представлен клапан летательного аппарата для слива воды, который может быть использован также и для взятия проб топлива. Этот клапан устанавливается на стенке топливного бака летательного аппарата обычно в самой нижней точке бака. На Фиг. 2 представлен этот клапан при разрушении его корпуса под воздействием внешней силы по проточке, создающей область ослабленного сечения в корпусе клапана, где:In FIG. 1 shows a valve of an aircraft for draining water, which can also be used to take fuel samples. This valve is mounted on the wall of the aircraft fuel tank, usually at the lowest point of the tank. In FIG. 2 shows this valve when its body is destroyed under the influence of an external force along a groove creating a region of weakened section in the valve body, where:

1 - корпус клапана,1 - valve body,

2 - пропускной канал,2 - throughput channel,

3 - шток,3 - stock

4 - вода,4 - water

5 - топливо,5 - fuel

6 - первый элемент уплотнения,6 - the first element of the seal,

7 - второй элемент уплотнения,7 - the second element of the seal,

8 - стенка топливного бака.8 - wall of the fuel tank.

9 - обшивка летательного аппарата,9 - skin of the aircraft,

10 - нижний выступ корпуса клапана,10 - the lower protrusion of the valve body,

11 - проточка,11 - groove,

12 - нижняя поверхность клапана,12 - the bottom surface of the valve,

13 - посадочное место первого элемента уплотнения,13 - the seat of the first seal element,

14 - посадочное место второго элемента уплотнения,14 - the seat of the second sealing element,

15 - компоненты основного элемента крепления клапана,15 - components of the main valve mounting member,

16 - мембрана,16 - membrane

17 - элемент крепления мембраны к внутренней поверхности стенки топливного бака.17 - element for fastening the membrane to the inner surface of the wall of the fuel tank.

Клапан летательного аппарата для слива воды содержит корпус 1 с выполненным в нем пропускным каналом 2 для протекания воды 4 или топлива 5 из топливного бака летательного аппарата, шток 3, первый элемент уплотнения 6 с его посадочным местом 13 и второй элемент уплотнения 7 с его посадочным местом 14, установленные на штоке 3. Корпус 1 клапана установлен на стенке 8 топливного бака так, что внешняя поверхность стенки 8 топливного бака плотно прилегает к внутренней поверхности обшивки 9 летательного аппарата. Корпус 1 клапана изготовлен с внешним нижним выступом 10 по периметру, плотно прилегающим ко внешней поверхности обшивки 9 летательного аппарата. Внешний нижний выступ 10 имеет проточку 11, выполненную с отступлением от края выступа 10 по периметру нижней поверхности 12 клапана. Одновременно с этим, параллельно стенке 8 топливного бака на корпусе 1 клапана герметично закреплена с помощью основного элемента крепления, например, но не ограничиваясь этим, с помощью гайки или фланца, 15 плоская гибкая мембрана 16. Внешний периметр мембраны 16 герметично закреплен на внутренней поверхности стенки 8 топливного бака с помощью элемента крепления, например, но не ограничиваясь этим, с помощью фланца или кольца, 17.The valve of the aircraft for draining the water contains a housing 1 with a passage channel 2 made therein for the flow of water 4 or fuel 5 from the fuel tank of the aircraft, the rod 3, the first seal 6 with its seat 13 and the second seal 7 with its seat 14 mounted on the stem 3. The valve body 1 is mounted on the wall of the fuel tank 8 so that the outer surface of the wall of the fuel tank 8 fits snugly against the inner surface of the skin 9 of the aircraft. The valve body 1 is made with an outer lower protrusion 10 around the perimeter, tightly adjacent to the outer surface of the skin 9 of the aircraft. The external lower protrusion 10 has a groove 11, made with a deviation from the edge of the protrusion 10 around the perimeter of the lower surface 12 of the valve. At the same time, parallel to the wall of the fuel tank 8 on the valve body 1 is hermetically fixed using the main fastening element, for example, but not limited to, using a nut or flange, 15 a flat flexible membrane 16. The outer perimeter of the membrane 16 is hermetically fixed to the inner surface of the wall 8 of the fuel tank using a fastener, for example, but not limited to, using a flange or ring, 17.

Клапан летательного аппарата для слива воды и взятия проб топлива работает следующим образом.The valve of the aircraft for draining water and taking fuel samples works as follows.

Клапан устанавливается на стенке 8 топливного бака летательного аппарата в самой нижней точке бака. В топливном баке находятся вода 4 и топливо 5, при этом вода 4 находится на дне бака и, следовательно, может быть слита через клапан под действием силы тяжести до того, как потечет топливо. Пропускной канал 2 в корпусе 1 клапана обеспечивает вытекание жидкости из топливного бака летательного аппарата. Шток 3 устанавливается в корпусе 1 с возможностью скольжения. На нижнем конце штока 3 неподвижно закрепляется первый элемент уплотнения 6. Второй элемент уплотнения 7 устанавливается на штоке 3 с возможностью скольжения. В корпусе 1 клапана также устанавливаются две пружины (на рисунке не обозначены), первая из которых обеспечивает перемещение штока 3 вниз в положение, в котором первый элемент уплотнения 6 плотно садится на свое посадочное место 13, а вторая вызывает перемещение второго элемента уплотнения 7 вниз по направлению к положению, в котором он плотно садится на свое посадочное место 14. Во время полета шток 3 находится в закрытом положении, как показано на Фиг. 1, обеспечивая герметичность топливного бака, а когда летательный аппарат находится на земле, клапан может быть использован для слива жидкости из топливного бака, а также для взятия проб топлива.The valve is mounted on the wall 8 of the fuel tank of the aircraft at the lowest point of the tank. In the fuel tank there is water 4 and fuel 5, while water 4 is at the bottom of the tank and, therefore, can be drained through the valve under the influence of gravity before the fuel flows. The passage channel 2 in the valve body 1 allows fluid to flow out of the aircraft fuel tank. The rod 3 is mounted in the housing 1 with the possibility of sliding. At the lower end of the stem 3, the first seal member 6 is fixedly fixed. The second seal member 7 is slidably mounted on the stem 3. Two springs are also installed in the valve body 1 (not indicated in the figure), the first of which moves the stem 3 down to a position in which the first seal 6 fits tightly on its seat 13, and the second causes the second seal 7 to move down towards the position in which it sits firmly on its seat 14. During flight, the rod 3 is in the closed position, as shown in FIG. 1, ensuring the tightness of the fuel tank, and when the aircraft is on the ground, the valve can be used to drain the liquid from the fuel tank, as well as to take fuel samples.

Для того, чтобы слить воду 4, нужно надавить на первый элемент уплотнения 6 для его перемещения вверх из закрытого состояния в открытое. Одновременно с ним перемещается и шток 3. При дальнейшем движении штока 3 вверх элемент штока нажимает на второй элемент уплотнения 7, приподнимая его над посадочным местом 14. В этом случае шток находится в открытом положении и расположение элементов уплотнения 6 и 7 позволяет жидкости свободно проходить через пропускной канал, в результате чего вода начинает вытекать из топливного бака. Когда оператор клапана слива обнаружит, что вместо воды начинает вытекать топливо, он прекращает нажимать на шток, что требовалось для его перемещения вверх. Пружина (на рисунке не обозначена) будет сдвигать шток 3 вниз до тех пор, пока первый элемент уплотнения 6 не встанет на свое посадочное место 13. Второй элемент уплотнения 7 также будет двигаться вниз под действием связанной с ним пружины, в результате чего встанет на свое посадочное место 14.In order to drain the water 4, you need to press on the first element of the seal 6 to move it up from closed to open. At the same time, the rod 3 moves as well. With a further movement of the rod 3 upward, the rod element presses on the second seal element 7, lifting it above the seat 14. In this case, the rod is in the open position and the arrangement of the seal elements 6 and 7 allows fluid to pass freely through a passage channel, as a result of which water begins to flow out of the fuel tank. When the drain valve operator discovers that fuel is starting to flow instead of water, he stops pressing the stem, which was required to move it up. A spring (not shown in the figure) will move the rod 3 down until the first seal element 6 fits into its seat 13. The second seal element 7 will also move down under the action of its associated spring, as a result of which it will fall onto its seat 14.

Для достижения цели изобретения: улучшение эксплуатационных характеристик клапана при его работе в нештатных ситуациях полета и посадки летательного аппарата, корпус 1 клапана по периметру его нижней части изготовлен с внешним нижним выступом 10 и располагается на стенке 8 топливного бака особенным образом: так, что внешняя поверхность стенки 8 топливного бака плотно прилегает к внутренней поверхности обшивки 9 летательного аппарата и внешний нижний выступ 10 корпуса 1 клапана плотно прилегает ко внешней поверхности обшивки 9 летательного аппарата. На внешнем нижнем выступе 10 выполнена проточка 11, создающая область ослабленного сечения на корпусе 1 клапана. Под воздействием негативной внешней силы, например, в момент нештатной жесткой посадки летательного аппарата, неизбежное разрушение корпуса 1 клапана происходит именно по проточке 11, создавшей область ослабленного сечения, и он смещается внутрь топливного бака. Одновременно, герметично закрепленная на корпусе 1 клапана и на внутренней поверхности стенки 8 топливного бака плоская гибкая мембрана 16 препятствует течи топлива из топливного бака. Мембрана 16 обеспечивает герметичность топливного бака и удерживает частично разрушенный клапан внутри топливного бака, что не позволяет топливу вытекать из топливного бака.To achieve the objective of the invention: improving the valve’s performance during emergency and flight situations, the valve body 1 around the perimeter of its lower part is made with an external lower protrusion 10 and is located on the wall of the fuel tank 8 in a special way: so that the outer surface the wall of the fuel tank 8 is tightly attached to the inner surface of the skin 9 of the aircraft and the outer lower protrusion 10 of the valve body 1 is tightly adjacent to the external surface of the skin 9 of the aircraft apparatus. A groove 11 is made on the outer lower protrusion 10, creating a region of weakened section on the valve body 1. Under the influence of a negative external force, for example, at the time of an abnormal hard landing of an aircraft, the inevitable destruction of the valve body 1 occurs precisely through a groove 11, which creates a region of weakened cross-section, and it is shifted into the fuel tank. At the same time, a flat flexible membrane 16 which is hermetically fixed on the valve body 1 and on the inner surface of the wall of the fuel tank 8 prevents the leakage of fuel from the fuel tank. The membrane 16 ensures the tightness of the fuel tank and holds the partially destroyed valve inside the fuel tank, which prevents the fuel from flowing out of the fuel tank.

Такая конструкция клапана позволяет предотвратить местные деформации обшивки 9 летательного аппарата и стенок 8 топливного бака от выступающих частей корпуса 1 клапана, которые первыми подвергаются воздействию негативной внешней силы, а плоская гибкая мембрана 16 обеспечивает связь корпуса 1 клапана со стенкой 8 топливного бака, т.е. обеспечивает герметичность конструкции, гарантированно исключая течь топлива. Тем самым удовлетворяется требование авиационных правил АП29.952(с) об установке рассоединяющихся самоуплотняемых соединителей в местах топливной системы, где местные деформации могут привести к течи топлива и, следовательно, к пожару.This valve design allows you to prevent local deformation of the casing 9 of the aircraft and the walls 8 of the fuel tank from the protruding parts of the valve body 1, which are the first to be exposed to negative external force, and a flat flexible membrane 16 provides the connection of the valve body 1 with the wall of the fuel tank 8, i.e. . provides tightness of a design, guaranteed to exclude fuel leak. This satisfies the requirement of aviation rules AP29.952 (c) on the installation of disconnecting self-sealing connectors in places of the fuel system, where local deformations can lead to fuel leaks and, consequently, to a fire.

В соответствии с другой особенностью настоящего изобретения предложен топливный бак, содержащий описанный выше клапан для слива воды.According to another aspect of the present invention, there is provided a fuel tank comprising the above-described valve for draining water.

В соответствии с еще одной особенностью настоящего изобретения предложен летательный аппарат, содержащий описанный выше топливный бак.In accordance with another feature of the present invention, an aircraft comprising the fuel tank described above is provided.

Таким образом, располагая корпус клапана охватывающим и стенку топливного бака и обшивку летательного аппарата, выполняя корпус клапана с проточкой, создающей область ослабленного сечения, и, одновременно, устанавливая герметично закрепленную на корпусе клапана и на внешней поверхности стенки топливного бака мембрану, значительно улучшают эксплуатационные характеристики клапана при его работе в нештатных ситуациях полета и посадки летательного аппарата, повышают надежность работы в целом всей топливной системы, тем самым повышая безопасность полета летательного аппарата.Thus, by positioning the valve body covering both the wall of the fuel tank and the skin of the aircraft, performing the valve body with a groove creating a region of weakened cross-section, and at the same time, installing a membrane sealed on the valve body and on the outer surface of the wall of the fuel tank, they significantly improve operational characteristics valves during its operation in emergency situations of flight and landing of an aircraft, increase the reliability of the whole fuel system, thereby increasing risk of flight of the aircraft.

Claims (3)

1. Клапан летательного аппарата для слива воды, состоящий из пропускного канала для протекания жидкости из топливного бака летательного аппарата, штока, первого элемента уплотнения и второго элемента уплотнения, установленных на упомянутом штоке, отличающийся тем, что корпус клапана установлен на стенке топливного бака таким образом, что внешняя поверхность стенки топливного бака плотно прилегает к внутренней поверхности обшивки летательного аппарата, при этом клапан изготовлен с внешним нижним выступом по периметру, плотно прилегающим к внешней поверхности обшивки летательного аппарата и имеющим проточку, выполненную с отступлением от края выступа по периметру нижней поверхности клапана и создающую область ослабленного сечения, одновременно со стороны внутреннего пространства топливного бака параллельно стенке топливного бака на корпусе клапана герметично закреплена с помощью основного элемента крепления плоская гибкая мембрана, внешний периметр которой герметично закреплен на внутренней поверхности стенки топливного бака, образуя тем самым герметичную полость между корпусом клапана и внутренней поверхностью стенки топливного бака летательного аппарата.1. The valve of the aircraft to drain the water, consisting of a passageway for fluid flow from the fuel tank of the aircraft, the rod, the first sealing element and the second sealing element mounted on the said rod, characterized in that the valve body is mounted on the wall of the fuel tank in this way that the outer surface of the wall of the fuel tank fits snugly against the inner surface of the skin of the aircraft, while the valve is made with an outer lower protrusion around the perimeter, tightly fitting m to the outer surface of the skin of the aircraft and having a groove made with a deviation from the edge of the protrusion along the perimeter of the lower surface of the valve and creating a region of weakened cross section, simultaneously from the side of the inner space of the fuel tank parallel to the wall of the fuel tank on the valve body is hermetically fixed using the main mounting element flat flexible membrane, the outer perimeter of which is hermetically fixed on the inner surface of the wall of the fuel tank, thereby forming a sealed polo between the valve body and the inner surface of the wall of the fuel tank of the aircraft. 2. Топливный бак летательного аппарата, содержащий клапан для слива воды по п. 1.2. A fuel tank of an aircraft, comprising a valve for draining water according to claim 1. 3. Летательный аппарат, включающий топливный бак по п. 2. 3. Aircraft, including a fuel tank according to claim 2.
RU2015124825/06A 2015-06-25 2015-06-25 Aircraft water drain valve RU2602027C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015124825/06A RU2602027C1 (en) 2015-06-25 2015-06-25 Aircraft water drain valve

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015124825/06A RU2602027C1 (en) 2015-06-25 2015-06-25 Aircraft water drain valve

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2602027C1 true RU2602027C1 (en) 2016-11-10

Family

ID=57278220

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015124825/06A RU2602027C1 (en) 2015-06-25 2015-06-25 Aircraft water drain valve

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2602027C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109050945A (en) * 2018-10-17 2018-12-21 沈阳橡胶研究设计院有限公司 A kind of aircraft flexible tank adjustable hanging connector and suspension hanging method
RU197781U1 (en) * 2019-12-26 2020-05-28 Акционерное общество "Технодинамика" Electrically actuated drain valve for emergency fuel system
RU197892U1 (en) * 2019-12-26 2020-06-04 Акционерное общество "Технодинамика" Flameproof Drain Valve
CN113339519A (en) * 2020-03-02 2021-09-03 中航西飞民用飞机有限责任公司 Airplane water-proof and drainage device and method

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2587388A (en) * 1947-09-04 1952-02-26 Jr Thomas J Ryder Dispensing cap
GB790894A (en) * 1956-06-13 1958-02-19 Parker Appliance Co Closure device for tanks
RU2092397C1 (en) * 1993-01-11 1997-10-10 Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина" Drain cock
RU2429399C2 (en) * 2005-12-22 2011-09-20 Эебас ЮКей Лимитид Valve of aircraft for drainage of water, fuel tank of aircraft, aircraft and procedure for draining water from fuel tank of aircraft
RU150896U1 (en) * 2014-08-20 2015-03-10 Олег Всеволодович Дидковский OIL TANK EMERGENCY VALVE

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2587388A (en) * 1947-09-04 1952-02-26 Jr Thomas J Ryder Dispensing cap
GB790894A (en) * 1956-06-13 1958-02-19 Parker Appliance Co Closure device for tanks
RU2092397C1 (en) * 1993-01-11 1997-10-10 Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина" Drain cock
RU2429399C2 (en) * 2005-12-22 2011-09-20 Эебас ЮКей Лимитид Valve of aircraft for drainage of water, fuel tank of aircraft, aircraft and procedure for draining water from fuel tank of aircraft
RU150896U1 (en) * 2014-08-20 2015-03-10 Олег Всеволодович Дидковский OIL TANK EMERGENCY VALVE

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109050945A (en) * 2018-10-17 2018-12-21 沈阳橡胶研究设计院有限公司 A kind of aircraft flexible tank adjustable hanging connector and suspension hanging method
CN109050945B (en) * 2018-10-17 2024-04-26 沈阳橡胶研究设计院有限公司 Adjustable suspension connecting piece for aircraft flexible fuel tank and suspension hoisting method
RU197781U1 (en) * 2019-12-26 2020-05-28 Акционерное общество "Технодинамика" Electrically actuated drain valve for emergency fuel system
RU197892U1 (en) * 2019-12-26 2020-06-04 Акционерное общество "Технодинамика" Flameproof Drain Valve
CN113339519A (en) * 2020-03-02 2021-09-03 中航西飞民用飞机有限责任公司 Airplane water-proof and drainage device and method
CN113339519B (en) * 2020-03-02 2023-03-14 中航西飞民用飞机有限责任公司 Water-proof and drainage device and method for airplane

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2602027C1 (en) Aircraft water drain valve
US10529969B2 (en) Pressure relief mechanism, case, and pressure relief valve
EP1963183B1 (en) Aircraft water drain valve and method of draining water
CA2797946A1 (en) Floating ball valve seal with bellows and c-seal
US3155107A (en) Vacuum breaker
EA023540B1 (en) Hydraulic control valve for fluid flow
US20150276065A1 (en) Cage valve
BR112017010273B1 (en) Valve to seal and selectively open a flow path from a water-filled inlet to a dry outlet
EA031610B1 (en) High integrity pressure protecting system (hipps) for a fluid line
RU175696U1 (en) SECTION OF ALUMINUM HEATING RADIATOR
RU2662789C2 (en) Buckling pin valve
KR20170068250A (en) A Vent Valve Assembly for Drain Pipe of Sanitary Installations
US10311984B2 (en) Shaft sealing structure and reactor coolant pump
RU181953U1 (en) HEATING RADIATOR SECTION
EP3483693B1 (en) Pressure reducing valve
BR112016024656A2 (en) protective assembly for valve seat gasket and throttle
CL2019000767A1 (en) Tank level sensor
US9567092B2 (en) Flexible and fireproof APU drainage device
RU2311580C2 (en) Control valve
CN209084080U (en) Check-valves for vacuum pump
JP6558300B2 (en) Valve structure
JP2007107642A (en) Steam trap with piping joint
CN104455499A (en) Combined sealing stop valve
CN213575567U (en) Vacuum air release valve
CN110017399B (en) Leakage-proof water angle valve

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190626

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20210603