RU2669913C1 - Топливная система летательного аппарата - Google Patents
Топливная система летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2669913C1 RU2669913C1 RU2017140029A RU2017140029A RU2669913C1 RU 2669913 C1 RU2669913 C1 RU 2669913C1 RU 2017140029 A RU2017140029 A RU 2017140029A RU 2017140029 A RU2017140029 A RU 2017140029A RU 2669913 C1 RU2669913 C1 RU 2669913C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- compartment
- aircraft
- flow
- tank
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 68
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 11
- 238000005192 partition Methods 0.000 abstract description 6
- 238000005070 sampling Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 4
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 4
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 238000007872 degassing Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B64D37/02—Tanks
- B64D37/14—Filling or emptying
- B64D37/20—Emptying systems
- B64D37/22—Emptying systems facilitating emptying in any position of tank
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
- F04F5/00—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow
-
- 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
- F16K17/00—Safety valves; Equalising valves, e.g. pressure relief valves
- F16K17/36—Safety valves; Equalising valves, e.g. pressure relief valves actuated in consequence of extraneous circumstances, e.g. shock, change of position
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система состоит из бака, инерционного клапана, расходного отсека с перегородкой, трубопроводов забора топлива из бака. Инерционный клапан представляет собой цилиндрический груз (6), расположенный вдоль оси по направлению полета и перемещающийся в осевом направлении по шарикам (7), размещенным в сепараторе (8), установленном на внутренней обойме (9), напрессованной на груз (6). Груз (6) содержит на торцах уплотнения (10, 11), взаимодействующие с седлами (12), оппозитно расположенными на фланцах (14, 15) корпуса (16) клапана. Фланцы (14, 15) соединены между собой с упором по наружной обойме (17) перемещения груза (6) по шарикам (7), наружная обойма (17) с каждого торца содержит отверстия (18), сообщающие трубопроводы (4, 5) забора топлива из бака с расходным отсеком. Изобретение обеспечивает непрерывное питание двигателя топливом в любых положениях летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к устройствам летательных аппаратов (ЛА) и может найти применение в конструкции топливной системы двигателя беспилотного ЛА в схеме заборных устройств топлива при любых положениях ЛА, в том числе и отрицательных перегрузках.
В связи с тем, что в системе недопустимо образование воздушных пробок, в конструкцию бака как обязательная составляющая входят системы дренажа и наддува топливного бака, а также расходный бак для непрерывного питания двигателя топливом на всех режимах. Кроме того, для распределения выработки топлива и управления этим процессом применяются сложные системы автоматики, перегородки и приспособления, предусматривающие повышенные требования к эксплуатации.
Известны силовые установки ЛА [1. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М.: Оборонгиз, 1952. - С. 54-60, фиг. 28-32; с. 71-72, фиг. 42, 44; с. 157-160, фиг. 108-111.] с системами питания двигателя топливом из бака, содержащего расходный отсек, перегородки, качающиеся клапаны, поплавки или инерционные грузы, воздухоотделители, а также дренажные системы в атмосферу или полость наддува; также в системах ЛА применяются эжекторы [1. С. 133-134, фиг. 90]. Перечисленные устройства целесообразно применять в упрощенном варианте с учетом конкретного назначения ЛА.
Известна упрощенная схема топливной системы [2. Поликовский В.И. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями / В.И. Поликовский, Д.Н. Сурнов. - М.: Машиностроение, 1965. - с. 20-22; 30-55, рис. 10, 38, 40], где на рис. 10 в топливную систему введен расходный бак с мешком выдавливания топлива, обеспечивающий бесперебойную работу двигателя на любых режимах, но в зависимости от компоновки ЛА часто не удается использовать указанное устройство. На рис. 38 [2.] показана схема с длинным баком, разбитым на три отсека, где топливо вырабатывается последовательно переливом через отсек, расположенный в центре масс бака. Данная схема применяется при сравнительно небольших баках с повышенным давлением наддува, что также не может оптимально применяться при разных системах и компоновках ЛА. На рис. 40 [2.] показаны схемы работы инерционных клапанов, действие и надежность которых значительно зависит от перегрузки, воспринимаемой ЛА.
Известна топливная система беспилотного ЛА [3. Пат. RU 2523729 С1, МПК В64С 29/00. Топливная система беспилотного летательного аппарата / Косткин М.Д., Попович A.M. Опубл. 20.07.2014. Бюл. №20], где решена задача центровки ЛА и расхода топлива, но для обеспечения надежной работы топливной системы при любых положениях ЛА, в том числе и при отрицательных перегрузках, в ней отсутствуют специальные устройства, исключающие поступление газа в топливо.
Известно применение эжекторов в устройствах [4. Гидросистемы высоких давлений / Под ред. Ю.Н. Лаптева. - М.: Машиностроение, 1973. - С. 117-119 рис. 58, 59], или [5. Пат. RU 2016266 С1, МПК F04F 5/54. Насосно-эжекторная установка / Городивский А.В., Рошак И.И., Городивский Л.В. - Опубл. 15.07.1994], или [6. Пат. RU 2366840 С1, МПК F04F 5/30. Эжектор / Панченко В.И., Панченко О.В., Раскин А.И., Рукавишников А.И., Сыченков В.А., Шарапов Л.Е. Опубл. 10.09.2008. Бюл. №25], в предлагаемой топливной системе эжектор применен в качестве воздухоотделителя и устройства для дренажа расходного отсека.
Устройства [1-6] рассматриваются как аналоги предлагаемого изобретения, но в них принципиально не решена проблема дегазации топлива, поступающего в двигатель, что не исключает кавитационные процессы в системе подачи топлива. Устройства воздухоотделения не обеспечивают надежного удаления газа из топлива. Эжекторные системы в данных устройствах не могут быть использованы в указанном исполнении для дегазации топлива в топливной системе ЛА.
Наиболее близкими по технической сущности и достигаемому результату являются конструкции топливных баков и заборных устройств в топливных баках [1. с. 56-58, фиг. 28, 29.], содержащих расходный отсек с перегородкой и инерционным клапаном, обеспечивающие непрерывное питание двигателя топливом на всех режимах. Но указанные устройства не обеспечивают мгновенного перекрытия магистралей подачи топлива в связи с инерционностью рычажной системы закрытия клапана и свободного перемещения шаровых затворов.
Задачей изобретения является:
- создание простой и надежной топливной системы ЛА с заборным устройством, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом на всех режимах работы двигателя и при любых положениях ЛА;
- удаление газа из расходного отсека;
- улучшение заполнения топливом трубопроводов забора топлива и расходного отсека;
- компенсация потерь, связанных с сопротивлением тракта трубопроводов;
- создание устройства, чувствительного к минимальным изменениям положения ЛА.
Технический результат достигается тем, что в топливной системе, содержащей бак, инерционный клапан, расходный отсек с перегородкой и трубопроводы забора топлива из бака, инерционный клапан представляет собой цилиндрический груз, расположенный вдоль оси по направлению полета и перемещающийся в осевом направлении по шарикам, размещенным в сепараторе, установленном на внутренней обойме, напрессованной на груз, содержащий на торцах уплотнения, взаимодействующие с седлами, оппозитно расположенными на фланцах корпуса клапана. Фланцы соединены между собой с упором по наружной обойме перемещения груза по шарикам. Наружная обойма с каждого торца содержит отверстия, сообщающие трубопроводы забора топлива из бака с расходным отсеком. В расходном отсеке в качестве воздухоотделителя и устройства для дренажа расходного отсека применяется эжектор, в котором кольцевая камера низконапорного потока посредством трубопроводов дренажа выведена в верхние крайние зоны расходного отсека по направлению полета (НП), а сопло высоконапорного потока соединено со сливом рабочей жидкости из гидросистемы ЛА в расходный отсек. На выходе трубы слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА в расходный отсек установлена диафрагма.
Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1; 2; 3; 4 представлена топливная система ЛА.
Топливная система по предлагаемому изобретению, показанная на фиг. 1, состоит из бака 1, инерционного клапана 2, расходного отсека 3 и трубопроводов 4, 5 забора топлива из бака. Состояние гидросистемы показано в положении пикирования ЛА, обозначено НП.
Инерционный клапан 2, представленный на фиг. 2, содержит цилиндрический груз 6, шарики 7, размещенные в сепараторе 8, установленном на внутренней обойме 9, напрессованной на груз 6, содержащий на торцах уплотнения 10, 11, взаимодействующие с седлами 12, 13, оппозитно расположенными на фланцах 14, 15 корпуса 16. Фланцы 14, 15 соединены между собой с упором по наружной обойме 17 перемещения груза 6 по шарикам 7. Наружная обойма 17 с каждого торца содержит отверстия 18, сообщающие трубопроводы 4, 5 с расходным отсеком, изображенным на фиг. 3.
Расходный отсек, показанный на фиг. 3, содержит эжектор 19 с трубопроводами 20 для дренажа расходного отсека, трубопровод 21 слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, трубопровод 22 сообщения с инерционным клапаном, трубопровод 23 забора топлива из расходного отсека к двигателю, перегородку 24.
Эжектор 19, изображенный на фиг. 4, содержит кольцевую камеру 25 низконапорного потока с трубопроводами 20 для дренажа расходного отсека 3, выведенными в верхние крайние зоны расходного отсека 3 по НП, сопло 26 высоконапорного потока как элемент трубопровода 21 слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА в расходный отсек 3, сопло 27, формирующее сечение низконапорного потока по концентрическому зазору 28 между соплом 26, гайку 29, прижимающую сопло 27 через регулировочную прокладку 30. На выходе трубопровода 21 слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА в расходный отсек установлена диафрагма 31, изображенная на фиг. 3, определяющая расход рабочей жидкости потребляемой эжектором.
Кроме того, в баке создается избыточное давление газа для снижения естественного выделения воздуха из топлива и как средство против кавитации, а также в бак сливается отработанная жидкость из гидросистемы ЛА (данные процессы в заявке не рассматриваются).
Принцип работы топливной системы изложен с учетом положений ЛА в полете.
Полет с кабрированием: топливо в силу гравитации и перегрузки смещается в заднюю часть бака с уровнем угла подъема ЛА, оставляя при этом открытым, без топлива, трубопровод 4 забора топлива. Непрерывное питание двигателя топливом как обязательное требование обеспечивается в указанном положении следующей работой устройств топливной системы:
- груз 6 инерционного клапана 2 также в силу гравитации и перегрузки мгновенно перемещается по шарикам 7 и наружной обойме 17 в направлении против полета, перекрывая уплотнением 11 по седлу 13 доступ газа из трубопровода 4 через трубопровод 22 в расходный отсек 3, открывая поступление топлива по трубопроводу 5 через трубопровод 22 в расходный отсек 3 и далее по трубопроводу 23 - к двигателю.
При полете с пикированием функционирование топливной системы аналогично изложенному: груз 6 инерционного клапана 2 перемещается в направлении по полету, перекрывая уплотнением 10 по седлу 12 доступ газа из трубопровода 5 через трубопровод 22 в расходный отсек 3, открывая поступление топлива по трубопроводу 4 через трубопровод 22 в расходный отсек 3 и далее также по трубопроводу 23 - к двигателю.
При отрицательной и боковых перегрузках непрерывное поступление топлива к двигателю обеспечивается постоянным наполнением расходного отсека топливом вследствие попеременного перекрытия доступа газа в систему, как описано выше, гарантированным удалением газа из расходного отсека 3 эжектором 19; наличием в расходном отсеке 3 перегородки 24, ограничивающей вертикальное перемещение топлива в расходном отсеке и улучшением заполняемости полости расходного отсека, расположенной ниже перегородки 24, за счет слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА. Объем расходного отсека полностью обеспечивает условие непрерывной подачи топлива к двигателю.
Для эффективного применения эжектора 19 по удалению газа из расходного отсека 3 и для улучшения заполняемости топливом расходного отсека 3 и трубопровода 23, а также снижению потерь, связанных с сопротивлением тракта трубопроводов, для высоконапорного потока эжектора используется не более 15% сливаемой рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, что обеспечивается диафрагмой 31, через которую в заборную полость расходного отсека поступает остальная часть, улучшая заполняемость расходного отсека. Концентрический зазор 28 выбирается таким, чтобы скорость высоконапорного потока эжектора не превышала скорость низконапорного потока на 10-15%. Принцип работы дренажного устройства расходного отсека с применением эжектора 19: высоконапорный поток слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, выходящий из сопла 26 с высокой скоростью, увлекает с собой низконапорный поток и через концентрический зазор 28, кольцевую камеру 25 с трубопроводами 20 удаляет газ из расходного отсека 3, поступающий в него вследствие допустимой течи по уплотнениям 10, 11 и переходных процессов при перемещениях груза 6 инерционного клапана 2.
Произведен расчет дренажного устройства расходного отсека с применением эжектора на основании расчетов по книге [7. Волков Е.Б. Жидкостные ракетные двигатели: Основы теории агрегатов ЖРД и двигательных установок / Е.Б. Волков, Л.Г. Головков, Т.А. Сырицын. - М: Воениздат, 1970. - § 6.9. Струйные насосы. - С. 297-305. Рис. 6.38, 6.39.].
Исходные данные:
Минимальные расход - 0,4 л/с (400 см3/с), давление - 15 кгс/см2 потока в линии слива из гидросистемы ЛА (используется для организации высоконапорного потока).
Внутренний диаметр трубопровода линии слива из гидросистемы -14 мм.
Негерметичность распределителя с учетом переходных процессов его работы составляет 300 см3/мин (5 см3/с). Для гарантированного удаления газа принят расход низконапорного потока Gн=10 см3/с.
Давление в баке - 7 кгс/см2.
Давление в отсеке расходном - 6,5 кгс/см2.
1. Определение потребного расхода высоконапорного потока:
Для устойчивой работы эжектора давление потока на выходе из него (за диффузором) принято РС=8 кгс/см2. В этом случае перепады давлений и их отношение составят:
где PH - давление низконапорного потока;
PP - давление высоконапорного потока;
ΔPH - изменение давления между низконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора;
ΔPP - изменение давления между высоконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора.
В соответствии с графиком [7. рис. 6.39] по соотношению ΔPH/ΔPP определен коэффициент инжекции: υ=1,2. Данный коэффициент представляет собой отношение расходов низконапорного потока GH к высоконапорному потоку Gp:
Учитывая, что данный график составлен для струйного насоса с потоками одинаковой жидкости (в рассчитываемом эжекторе в низконапорном потоке присутствуют сжимаемые пузыри газа) и с учетом того, что потери в рассчитываемом эжекторе будут выше (конструктивно выполнена короткая камера смешения), принят понижающий коэффициент 0,5. Тогда коэффициент инжекции составит 1,2×0,5=0,6. Следовательно, расход высоконапорного потока:
Учитывая, что система эжектирования кроме основной задачи (удаление газа) улучшает заполняемость расходного отсека и компенсирует гидравлические потери магистралей подачи топлива в расходный отсек, а также в целях улучшения топливоподачи принято: GP=40 см3/с.
Данный расход обеспечен установкой в линии слива из гидросистемы в нижнюю часть расходного отсека диафрагмы с отверстием диаметром 7 мм, обеспечивающим расход через нее 360 см3/с (0,36 л/с или 21,6 л/мин) с минимальным перепадом давления. Указанный диаметр определен на основании номограммы для определения расхода жидкости через дроссельную шайбу, представленной в книге [8. Абрамов Е.И. Элементы гидропривода: Справочник / Абрамов, Е.И., Колесниченко, К.А., Маслов, В.Т. - Киев: Техника. - 1969. - С. 46-50, 145-148.]
2. Определение геометрических характеристик:
Диаметр сопла высоконапорного потока D принят 14 мм (1,4 см), т.е. равным внутреннему диаметру трубопровода слива из гидросистемы. Площадь проходного сечения fp высоконапорного потока:
Скорость высоконапорного потока ωp:
Концентрический зазор, формирующий сечение низконапорного потока, принят 1 мм (допустимо от 0,8 до 1 мм). Минимальная площадь проходного сечения fH низконапорного потока:
Скорость низконапорного потока ωн:
что чуть меньше скорости высоконапорного потока. При этом скорости должны выровняться в камере смешения.
Суммарная площадь проходного сечения трубопроводов дренажной системы внутренним диаметром 6 мм составляет , что несколько больше площади проходного сечения низконапорного потока (0,42 см2).
Обозначения:
GH - расход низконапорного потока;
PH - давление низконапорного потока;
ωH - скорость низконапорного потока;
fH - площадь проходного сечения низконапорного потока;
GP - расход высоконапорного потока;
PP - давление высоконапорного потока;
ωp - скорость высоконапорного потока;
fp - площадь проходного сечения высоконапорного потока;
PC - давление на выходе из эжектора;
ΔPH - изменение давления между низконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора;
ΔPP - изменение давления между высоконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора.
υ - коэффициент инжекции.
Технический результат:
- топливная система обеспечивает непрерывное питание двигателя топливом на всех режимах работы двигателя и в любых положениях ЛА;
- удаление газа из расходного отсека;
- улучшение заполнения топливом трубопроводов забора топлива и расходного отсека;
- компенсация потерь, связанных с сопротивлением тракта трубопроводов;
- устройство чувствительно к минимальным изменениям положения ЛА.
Топливная система ЛА может быть выполнена с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства, что соответствует критерию «промышленная применимость».
Источники информации
1. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки. - М.: Оборонгиз, 1952. - 600 с. (С. 54-60, фиг. 28-32; с. 71-72, фиг. 42,44; с. 133-134, фиг. 90; с. 157-160, фиг. 108-111).
2. Поликовский В.И. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями / В.И. Поликовский, Д.Н. Сурнов. - М.: Машиностроение, 1965. - 261 с. (С. 20-22; 30-55, рис. 10, 38, 40).
3. Пат. RU 2523729 С1, МПК В64С 29/00. Топливная система беспилотного летательного аппарата / Косткин М.Д., Попович A.M. - Опубл. 20.07.2014. Бюл. №20.
4. Гидросистемы высоких давлений / Под ред. Ю.Н. Лаптева. - М.: Машиностроение, 1973. - 153 с.
5. Пат. RU 2016266 С1, МПК F04 F5/54. Насосно-эжекторная установка / Городивский А.В., Рошак И.И., Городивский Л.В. - Опубл. 15.07.1994.
6. Пат. RU 2366840 С1, МПК F04F 5/30. Эжектор / Панченко В.И., Панченко О.В., Раскин А.И., Рукавишников А.И., Сыченков В.А., Шарапов Л.Е. Опубл. 10.09.2008. Бюл. №25.
7. Волков Е.Б. Жидкостные ракетные двигатели: Основы теории агрегатов ЖРД и двигательных установок / Е.Б. Волков, Л.Г. Головков, Т.А. Сырицын. - М.: Воениздат, 1970. - 592 с.
8. Абрамов Е.И. Элементы гидропривода: Справочник / Абрамов, Е.И., Колесниченко, К.А., Маслов, В.Т. - Киев: Техника. - 1969. - С. 46-50, 145-148.
9. Пат. RU 2209350 С1, МПК F04F 5/14; B01F 3/04; В05В 7/04. Эжектор и способ его работы / Косс А.В., Пензин Р.А. Опубл. 27.07.2003. Бюл. №21.
Claims (2)
1. Топливная система летательного аппарата, содержащая бак, инерционный клапан, расходный отсек с перегородкой и трубопроводы забора топлива из бака, отличающаяся тем, что инерционный клапан представляет собой цилиндрический груз, расположенный вдоль оси по направлению полета и перемещающийся в осевом направлении по шарикам, размещенным в сепараторе, установленном на внутренней обойме, напрессованной на груз, содержащий на торцах уплотнения, взаимодействующие с седлами, оппозитно расположенными на фланцах корпуса клапана, фланцы соединены между собой с упором по наружной обойме перемещения груза по шарикам, наружная обойма с каждого торца содержит отверстия, сообщающие трубопроводы забора топлива из бака с расходным отсеком.
2. Топливная система по п. 1, отличающаяся тем, что в расходном отсеке в качестве воздухоотделителя и устройства для дренажа расходного отсека применяется эжектор, в котором кольцевая камера низконапорного потока посредством трубопроводов дренажа выведена в верхние крайние зоны расходного отсека по направлению полета, а сопло высоконапорного потока соединено со сливом рабочей жидкости из гидросистемы летательного аппарата в расходный отсек, на выходе трубы слива рабочей жидкости из гидросистемы летательного аппарата в расходный отсек установлена диафрагма.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017140029A RU2669913C9 (ru) | 2017-11-16 | 2017-11-16 | Топливная система летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017140029A RU2669913C9 (ru) | 2017-11-16 | 2017-11-16 | Топливная система летательного аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2669913C1 true RU2669913C1 (ru) | 2018-10-16 |
RU2669913C9 RU2669913C9 (ru) | 2018-12-24 |
Family
ID=63862373
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017140029A RU2669913C9 (ru) | 2017-11-16 | 2017-11-16 | Топливная система летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2669913C9 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP4296168A1 (fr) * | 2022-06-24 | 2023-12-27 | Airbus | Système de réservoir avec une vanne sous forme d'un système pendulaire |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU190663U1 (ru) * | 2019-04-02 | 2019-07-08 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Топливная система летательного аппарата |
RU2738283C1 (ru) * | 2020-03-04 | 2020-12-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Топливная система летательного аппарата |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4813445A (en) * | 1987-06-04 | 1989-03-21 | Parker-Hannifin Corporation | Apparatus for supplying fuel under negative gravity conditions |
SU1723750A1 (ru) * | 1990-07-30 | 2005-02-20 | Московский машиностроительный завод им. С.В.Ильюшина | Топливная система летательного аппарата |
SU526126A1 (ru) * | 1975-04-25 | 2005-05-20 | Г.В. Новожилов | Топливная система самолета |
US7648103B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-01-19 | EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. | Aircraft fuel tanks, systems and methods for increasing an aircraft's on-board fuel capacity |
-
2017
- 2017-11-16 RU RU2017140029A patent/RU2669913C9/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU526126A1 (ru) * | 1975-04-25 | 2005-05-20 | Г.В. Новожилов | Топливная система самолета |
US4813445A (en) * | 1987-06-04 | 1989-03-21 | Parker-Hannifin Corporation | Apparatus for supplying fuel under negative gravity conditions |
SU1723750A1 (ru) * | 1990-07-30 | 2005-02-20 | Московский машиностроительный завод им. С.В.Ильюшина | Топливная система летательного аппарата |
US7648103B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-01-19 | EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. | Aircraft fuel tanks, systems and methods for increasing an aircraft's on-board fuel capacity |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP4296168A1 (fr) * | 2022-06-24 | 2023-12-27 | Airbus | Système de réservoir avec une vanne sous forme d'un système pendulaire |
FR3137067A1 (fr) * | 2022-06-24 | 2023-12-29 | Airbus | Système de réservoir avec une vanne sous forme d’un système pendulaire |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2669913C9 (ru) | 2018-12-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2669913C1 (ru) | Топливная система летательного аппарата | |
CN100476191C (zh) | 一种具有旁线路的船用蒸汽分离器 | |
RU2670711C9 (ru) | Патрубок для отвода дренажных жидкостей для силовой установки | |
US10961880B2 (en) | Lubrication circuit, particularly in an aircraft engine | |
CN105109700B (zh) | 一种应急放油总管余油排放***及排油方法 | |
US5176174A (en) | Flow metering and distribution devices | |
CN104879526B (zh) | 一种阀门和供油*** | |
CN112762222B (zh) | 一种浮球式排水阀 | |
US2961130A (en) | Fuel booster pumps | |
EP2864614B1 (en) | Valve and method for controlling flow of a turbomachine fluid | |
CN103085653A (zh) | 燃料*** | |
CN104989531A (zh) | 一种轴承腔通风*** | |
US20160252051A1 (en) | Bubble collector for suction fuel system | |
EP3677326A1 (en) | Gas and liquid separation passage arrangement | |
RU2709965C1 (ru) | Топливная система летательного аппарата | |
CN212535863U (zh) | 航空发动机滑油箱 | |
CN104648679A (zh) | 一种小型飞机的集油箱布置构型 | |
RU2709641C1 (ru) | Топливный отсек летательного аппарата с деформируемым расходным баком | |
CN110559692B (zh) | 一种流体机械测试***除气装置 | |
EP2666982B1 (en) | Lubrication system | |
CN207064099U (zh) | 一种汽油机化油器的供油机构及汽油机 | |
RU190663U1 (ru) | Топливная система летательного аппарата | |
KR20190079398A (ko) | 기액분리기 | |
RU2662106C1 (ru) | Топливозаборник | |
RU2798205C1 (ru) | Топливная система летательного аппарата |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL 29-2018 FOR INID CODE(S) (72) |
|
TH4A | Reissue of patent specification |