RU2689821C1 - Fuel tank supercharging system - Google Patents

Fuel tank supercharging system Download PDF

Info

Publication number
RU2689821C1
RU2689821C1 RU2017144006A RU2017144006A RU2689821C1 RU 2689821 C1 RU2689821 C1 RU 2689821C1 RU 2017144006 A RU2017144006 A RU 2017144006A RU 2017144006 A RU2017144006 A RU 2017144006A RU 2689821 C1 RU2689821 C1 RU 2689821C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel tank
line
compressed gas
additional
fuel
Prior art date
Application number
RU2017144006A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Эрик Римович Байбурин
Анатолий Петрович Мищенко
Original Assignee
Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка"
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 "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" filed Critical Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка"
Priority to RU2017144006A priority Critical patent/RU2689821C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2689821C1 publication Critical patent/RU2689821C1/en

Links

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
    • B64D37/24—Emptying systems using gas pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular to the designs of fuel systems of aircraft. Proposed system comprises a fuel tank communicated with an engine fuel feed line, and a compressed gas source communicated with the fuel tank with a supercharging line equipped with a starting valve and a pack of identical throttles installed in series, with gaps. Compressed gas source is communicated with the fuel tank by an additional supercharging line equipped with own starting valve and a pack of identical throttles installed in series, with gaps. Supercharging system is equipped with an indicator of minimum working pressure in the fuel tank communicated with the starting line of the additional supercharging line. Throttle of the pack in the additional supercharging line is identical to the throttle of the pack in the supercharging line.EFFECT: reduced consumption of compressed gas, volume and weight of compressed gas source, fuel tank mass.3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательных аппаратов, преимущественно беспилотных, в которых для подачи топлива в двигатель применяется система наддува топливного бака, имеющая в своем составе источник сжатого газа.The invention relates to devices related to the supply of fuel to the power plant of aircraft, mainly unmanned, in which the system of pressurization of the fuel tank, which has a source of compressed gas, is used to supply fuel to the engine.

Известна система наддува топливного бака, патент RU №2311318 С2, принятая за прототип и содержащая топливный бак, топливная полость которого сообщена с линией подачи топлива в двигатель, и газовый баллон (источник сжатого газа) с заправочным клапаном, сообщенный с баком линией наддува, снабженной пусковым клапаном и регулятором давления. Система наддува оснащена твердотопливным газогенератором, сообщенным магистралью с газовым баллоном. Для работы системы наддува задействуется пусковой клапан и сжатый газ из газового баллона через пусковой клапан и регулятор давления поступает в полость топливного бака, обеспечивая вытеснение из нее топлива по линии подачи в двигатель. После уменьшения давления сжатого газа в газовом баллоне задействуется твердотопливный газогенератор, в процессе работы которого образующийся газ поступает по магистрали в газовый баллон, далее через пусковой клапан и регулятор давления продолжает поступать в полость топливного бака, обеспечивая поступление топлива в двигатель. Вместо регулятора давления линия наддува может содержать пакет идентичных дросселей, установленных последовательно с промежутками, (В.И. Поликовский, Д.Н. Сурнов "Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями", издательство "Машиностроение", Москва, 1965, стр. 116), который обеспечивает стабилизацию расхода газа за счет того, что гидравлическое сопротивление дросселей увеличивается или уменьшается пропорционально квадрату, соответственно, увеличения или уменьшения скорости течения газа, при этом расход газа изменяется в существенно меньшей степени, чем степень изменения давления в источнике газа (газовом баллоне).A known system of pressurization of the fuel tank, patent RU No. 2311318 C2, adopted for the prototype and containing a fuel tank, the fuel cavity of which is in communication with the fuel supply line to the engine, and a gas cylinder (source of compressed gas) with a charging valve, communicated with the tank by a charging line, fitted start valve and pressure regulator. The pressurization system is equipped with a solid propellant gas generator, which is connected to the main line with a gas cylinder. A starting valve and compressed gas from a gas cylinder are activated to operate the pressurization system through the starting valve and the pressure regulator enters the cavity of the fuel tank, ensuring that the fuel is expelled from it through the supply line to the engine. After reducing the pressure of the compressed gas in the gas cylinder, a solid fuel gas generator is used, during which the resulting gas flows through the gas line to the gas cylinder, then through the starting valve and the pressure regulator continues to flow into the fuel tank cavity, providing fuel to the engine. Instead of a pressure regulator, a pressurization line may contain a package of identical chokes installed in series with intervals (V.I. Polikovsky, D.N. Surnov "Powerplanes of aircraft with air-jet engines", Mashinostroenie publishing house, Moscow, 1965, p. 116), which ensures the stabilization of the gas flow rate due to the fact that the hydraulic resistance of the chokes increases or decreases in proportion to the square, respectively, increasing or decreasing the gas flow rate, while the gas flow rate is It is produced to a much lesser extent than the degree of pressure change in the gas source (gas cylinder).

Совпадающими признаками с известной системой наддува является то, что система наддува топливного бака содержит топливный бак, сообщенный с линией подачи топлива в двигатель, и источник сжатого газа, сообщенный с топливным баком линией наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками.Matching features with a known pressurization system is that the fuel tank pressurization system contains a fuel tank communicated with the fuel supply line to the engine, and a source of compressed gas, a pressure line supplied to the fuel tank, equipped with a starting valve and a package of identical inductors installed in series with by intervals.

В известной системе наддува топливного бака стабилизация расхода газа обеспечивается пакетом дросселей, не имеющим подвижных частей, что увеличивает надежность сохранения работоспособности системы наддува при длительном сроке службы. Однако, известная система наддува характеризуется увеличенным диапазоном расходов газа при изменении рабочего давления источника газа в широком диапазоне, что приводит к необходимости выбора проходных сечений дросселей исходя из минимального рабочего давления источника газа, а при повышенных давлениях в нем сбрасывать излишки газа из системы наддува в окружающую среду и, в результате этого, к нерациональному использованию источника сжатого газа и увеличению его массы, либо к увеличению рабочего давления и массы топливного бака, что также ухудшает характеристики летательного аппарата.In the known system of pressurization of the fuel tank, the stabilization of the gas flow rate is ensured by a package of chokes that have no moving parts, which increases the reliability of maintaining the operation of the pressurization system with a long service life. However, the known system of pressurization is characterized by an increased range of gas flow rates when the operating pressure of the gas source varies over a wide range, which leads to the need to select flow sections of chokes based on the minimum operating pressure of the gas source, and at elevated pressures in it to discharge excess gas from the pressurized system the environment and, as a result, the irrational use of a source of compressed gas and an increase in its mass, or an increase in the operating pressure and mass of the fuel tank, which is kzhe degrade the performance of the aircraft.

Целью изобретения является уменьшение разброса расхода сжатого газа, поддерживаемого системой наддува.The aim of the invention is to reduce the spread of the compressed gas flow, supported by the pressurization system.

Для достижения названного технического результата в системе наддува топливного бака, содержащей топливный бак, сообщенный с линией подачи топлива в двигатель, и источник сжатого газа, сообщенный с топливным баком линией наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками, источник сжатого газа сообщен с топливным баком дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных между собой дросселей, установленных последовательно, с промежутками.To achieve the above technical result in the system of pressurization of the fuel tank containing the fuel tank, communicated with the fuel supply line to the engine, and the source of compressed gas, communicated with the fuel tank by a boost line, equipped with a starting valve and a package of identical chokes installed in series with intervals, the source compressed gas is in communication with the fuel tank by an additional boost line, equipped with its own starting valve and a package of identical chokes installed in series with each other mezhutkami.

Для обеспечения возможности автоматического подключения дополнительной линии наддува, система наддува снабжена сигнализатором минимального рабочего давления в полости топливного бака, сообщенным с пусковым клапаном в дополнительной линии наддува.To enable automatic connection of an additional charging line, the charging system is equipped with a signaling device for the minimum working pressure in the fuel tank cavity, communicated with the starting valve in the additional charging line.

Для упрощения изготовления системы наддува, дроссель пакета в дополнительной линии наддува идентичен дросселю пакета в линии наддува.To simplify the manufacture of the pressurization system, the package choke in the additional line of pressurization is identical to the package choke in the line of boost.

Отличительными признаками изобретения является то, что источник сжатого газа сообщен с топливным баком дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных между собой дросселей, установленных последовательно, с промежутками; система наддува снабжена сигнализатором минимального рабочего давления в топливном баке, сообщенным с пусковым клапаном в дополнительной линии наддува; дроссель пакета в дополнительной линии наддува идентичен дросселю пакета в линии наддува.Distinctive features of the invention is that the source of compressed gas is connected to the fuel tank by an additional line of supercharging, equipped with its own starting valve and a package of identical chokes installed in series with intervals; the pressurization system is equipped with a signaling device for the minimum working pressure in the fuel tank, communicated with the starting valve in the additional charge line; The package choke in the additional supercharging line is identical to the package choke in the supercharging line.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, при широком диапазоне изменения рабочего давления в источнике сжатого газа, уменьшается разброс расхода газа избыточного давления, поддерживаемого системой, что обеспечивает уменьшение потребных объема и массы источника газа избыточного давления, или массы топливного бака, обеспечивается автоматизация при работе системы наддува.Due to the presence of these distinctive features in conjunction with the known, indicated in the restrictive part of the formula, with a wide range of changes in the working pressure in the source of compressed gas, the variation in the flow rate of excess pressure gas supported by the system is reduced, which reduces the required volume and mass of the source gas of excess pressure, or mass of the fuel tank, provides automation during operation of the pressurization system.

Предложенное техническое решение может найти применение в конструкциях топливных систем летательных аппаратов, преимущественно беспилотных, в которых для подачи топлива в двигатель используется источник давления сжатого газа.The proposed technical solution can be used in the construction of fuel systems of aircraft, mainly unmanned, in which a source of pressure of compressed gas is used to supply fuel to the engine.

Сущность предлагаемого решения поясняется системой наддува топливного бака, представленной на чертеже.The essence of the proposed solution is illustrated by the system of pressurization of the fuel tank shown in the drawing.

На чертеже представлена принципиальная схема системы наддува, содержащей топливный бак 1, источник 2 сжатого газа, сообщенный с топливным баком 1 линией 3 наддува, снабженной пусковым клапаном 4 и пакетом 5 идентичных дросселей 6, установленных последовательно с промежутками S1. В качестве источника 2 сжатого газа могут использоваться, например, баллон со сжатым газом или компрессор двигателя летательного аппарата (на чертежах не показаны). Источник 2 сжатого газа сообщен с топливным баком 1 дополнительной линией 7 наддува, благодаря подсоединению ее входа и выхода к линии 3 наддува, соответственно, перед и за ее пакетом 5 идентичных дросселей 6, и которая при этом снабжена собственными пусковым клапаном 8 и пакетом 9 идентичных между собой дросселей 10, установленных с промежутками S2. Дроссель 6 пакета 5 идентичен дросселю 10 пакета 9 в дополнительной линии 7 наддува. Система наддува снабжена сигнализатором 11 минимального рабочего давления в топливном баке 1, сообщенным с пусковым клапаном 8 дополнительной линии 7 наддува. Топливный бак 1 сообщен с линией 12 подачи топлива в двигатель (на чертеже показан).The drawing shows a schematic diagram of the pressurization system containing the fuel tank 1, the source 2 of compressed gas, communicated with the fuel tank 1 by a line 3 of the pressurization, equipped with a starting valve 4 and a package of 5 identical inductors 6 installed in series with intervals S 1 . As a source 2 of compressed gas can be used, for example, a cylinder with compressed gas or a compressor engine of an aircraft (not shown). The source 2 of compressed gas communicates with the fuel tank 1 by an additional line 7 of the pressurization, by connecting its inlet and outlet to the line 3 of the pressurization, respectively, in front of and behind its pack 5 identical chokes 6, and which is equipped with its own starting valve 8 and pack 9 identical among themselves chokes 10 installed at intervals of S 2 . The throttle 6 of the package 5 is identical to the throttle 10 of the package 9 in the additional line 7 of the supercharging. The pressurization system is equipped with a signaling device 11 of the minimum working pressure in the fuel tank 1, communicated with the starting valve 8 of the additional line 7 of the boost. The fuel tank 1 communicates with the line 12 of the fuel supply to the engine (shown on the drawing).

Система наддува топливного бака работает следующим образом. Широкий диапазон ΔРист изменения рабочего давления источника 2 сжатого газа от Рист макс до Рист мин разделяется на два поддиапазона: ΔP1 - диапазон повышенных давлений и ΔР2 - диапазон пониженных давлений.The system of pressurization of the fuel tank works as follows. A wide range of changes ist? P pressurized gas source 2 operating pressure from P to P max ist min ist divided into two sub-bands: ΔP 1 - range of elevated pressure and? P 2 - range of low pressures.

ΔP1=Рист макс-P1; ΔР2=P1-Рист мин, гдеΔP 1 = P east max -P 1 ; ΔP 2 = P 1 -P East min , where

P1 - давление газа в источнике 2 сжатого газа, при котором после включения клапана 4 по линии 3 через пакет 5 идентичных дросселей 6 в топливный бак 1 поступает минимальный расход газа, необходимый для подачи топлива по линии 12. Диапазон расходов газа избыточного давления определяется уменьшенным диапазоном давлений ΔP1 источника 2 сжатого газа, по сравнению с полным его широким диапазоном рабочих давлений ΔРист. После включения пускового клапана 4 и уменьшения расхода газа избыточного давления в топливный бак 1 до минимального при давлении Р1 в источнике 2 сжатого газа, включается пусковой клапан 8 в дополнительной линии 7 наддува, благодаря сообщению с пусковым клапаном 8 сигнализатора 11 минимального рабочего давления в топливном баке 1, при этом дополнительный расход газа из источника 2 сжатого газа по линиям 3 и 7 наддува через идентичные между собой дросселя 10 пакета 9 поступает в топливный бак 1. Включение пускового клапана 8 в дополнительной линии 7 наддува может быть реализовано и другим способом. Например, по времени, при известном законе изменения избыточного давления в источнике 2 сжатого газа, или по изменениям параметров двигателя летательного аппарата (его тяги или давления топлива). Подбором проходных сечений дросселей 10 и их количества величина этого дополнительного расхода устанавливается такой, чтобы дополнять минимальный расход газа через пакет 5 до максимальной величины расхода газа через него при давлении Рист макс в источнике 2 сжатого газа. Таким образом, диапазон расходов газа избыточного давления, обеспечиваемый системой наддува в широком диапазоне давлений ΔРист определяется его уменьшенным диапазоном ΔР1 и, благодаря этому соответственно уменьшен. Аналогично, для дополнительного уменьшения разброса расходов газа избыточного давления в топливный бак 1 широкий диапазон ΔРист рабочих давлений источника 2 сжатого газа может быть разбит на большее число поддиапазонов, а количество дополнительных линий наддува (на чертеже не показаны), соответственно, увеличено. Благодаря уменьшению диапазона расходов газа избыточного давления из источника 2 сжатого газа в топливный бак 1 максимальный расход газа избыточного давления по линии 3 наддува через пакет 5 при давлении Рист макс приближен к минимальному при давлении P1 в источнике 2 сжатого газа и, благодаря этому, может быть исключен сброс излишков расхода газа в окружающую среду или передув до большего рабочего давления топливного бака 1, что достигается подбором бака 1, что достигается подбором идентичных дросселей 6 пакета 5. Это позволяет уменьшить проходное сечение для газа в магистрали 3 наддува и пусковом клапане 4, и массу системы наддува. Уменьшение массы системы наддува с топливным баком 1 обеспечивает возможность повышения летно-технических характеристик летательного аппарата или размещения в нем дополнительной полезной нагрузки. Для обеспечения автоматического подключения пускового клапана 8 в дополнительной линии 7 используется сигнализатор 11 минимального рабочего давления Рбак мин в топливном баке 1. При наличии нескольких дополнительных линий наддува, при каждом последующем уменьшении давления до значения Рбак мин посредством сигнализатора 11 задействуется пусковой клапан очередной дополнительной линии наддува. Выполнение дросселя 10 пакета 9 идентичным дросселю 6 пакета 5 позволяет изготавливать пакеты 5 и 9 путем набора идентичных дросселей, что уменьшает номенклатуру деталей, входящих в систему наддува и упрощает ее изготовление, поскольку не требует дополнительных переустановок инструментов для изготовления дросселей различных размеров.P 1 is the gas pressure in the source 2 of compressed gas, which after switching on the valve 4 via line 3 through the package 5 identical chokes 6 to the fuel tank 1 receives the minimum gas flow required for supplying fuel through line 12. The range of the gas flow of overpressure is determined to be reduced the pressure range ΔP 1 of the source 2 of compressed gas, compared with its full wide range of operating pressures ΔР Sp . After starting the valve 4 and reducing the gas flow pressure in the fuel tank 1 to the minimum at a pressure of P 1 in the source 2 of compressed gas, the starting valve 8 is turned on in the additional boost line 7, due to communication with the starting valve 8 of the warning lamp 11 of the minimum operating pressure in the fuel the tank 1, while the additional gas flow from the source 2 of compressed gas through lines 3 and 7 of the boost through the identical throttle 10 of the package 9 enters the fuel tank 1. The inclusion of the starting valve 8 in the additional line 7, the boost may be implemented in another way. For example, by time, with a known law of changes in overpressure in the source 2 of compressed gas, or by changes in the parameters of the engine of an aircraft (its thrust or fuel pressure). By selecting the throttle passage section 10 and the magnitude of this additional amount of flow set so as to complement the minimum gas flow through the package 5 to a maximum gas flow therethrough at a pressure P ist max 2 in the pressurized gas source. Thus, the range of the overpressure gas flow provided by the boost system over a wide pressure range? P ist determined by its reduced range of? P 1 and thereby correspondingly reduced. Similarly, to further reduce the variation in gas flow rates of excess pressure in the fuel tank 1, the wide range ΔP ist of the operating pressures of the source 2 of compressed gas can be broken up into a larger number of subranges, and the number of additional boost lines (not shown) is increased accordingly. By reducing the range of flow rates of gas overpressure from the source 2 of compressed gas into the fuel tank 1, the maximum flow of gas overpressure through line 3 pressurized through the package 5 at a pressure P ist max is close to the minimum at pressure P 1 in the source 2 of compressed gas and, due to this, the discharge of excess gas flow into the environment or by blowing up to a higher operating pressure of the fuel tank 1 can be excluded, which is achieved by selecting the tank 1, which is achieved by selecting the identical chokes 6 of the bag 5. This reduces the pressure Khodnev sectional view of the gas in line 3, the turbocharging and the starting valve 4, and the mass supercharging system. The reduction of the mass of the boost system with the fuel tank 1 provides the possibility of increasing the aircraft performance and accommodating an additional payload. To ensure automatic connection of the starting valve 8 in the additional line 7, the alarm 11 of the minimum working pressure P tank min in the fuel tank 1 is used. If there are several additional charge lines, each subsequent pressure reduction to the value P tank min by the alarm 11 activates the next additional valve boost lines. Performing the throttle 10 of the package 9 identical to the throttle 6 of the package 5 allows you to make packages 5 and 9 by a set of identical chokes, which reduces the range of parts included in the pressurization system and simplifies its manufacture, because it does not require additional reinstallation of tools for manufacturing chokes of various sizes.

Claims (3)

1. Система наддува топливного бака содержащая топливный бак, сообщенный с линией подачи топлива в двигатель, и источник сжатого газа, сообщенный с топливным баком линией наддува, снабженной пусковым клапаном и пакетом идентичных дросселей, установленных последовательно, с промежутками, отличающаяся тем, что источник сжатого газа сообщен с топливным баком дополнительной линией наддува, снабженной собственными пусковым клапаном и пакетом идентичных между собой дросселей, установленных последовательно, с промежутками.1. A fuel tank pressurization system containing a fuel tank, communicated with a fuel supply line to the engine, and a source of compressed gas, a pressurization line connected to the fuel tank, equipped with a starting valve and a package of identical chokes arranged in series with intervals, characterized in that the source of compressed gas is connected to the fuel tank by an additional boost line, equipped with its own starting valve and a package of identical chokes installed in series with each other. 2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что снабжена сигнализатором минимального рабочего давления в топливном баке, сообщенным с пусковым клапаном в дополнительной линии наддува.2. The system under item 1, characterized in that it is equipped with a signaling device of the minimum operating pressure in the fuel tank, communicated with the starting valve in an additional line of supercharge. 3. Система по любому из пп. 1 или 2, отличающаяся тем, что дроссель пакета в дополнительной линии наддува идентичен дросселю пакета в линии наддува.3. System according to any one of paragraphs. 1 or 2, characterized in that the throttle package in the additional line of supercharging is identical to the throttle package in the line of supercharging.
RU2017144006A 2017-12-15 2017-12-15 Fuel tank supercharging system RU2689821C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017144006A RU2689821C1 (en) 2017-12-15 2017-12-15 Fuel tank supercharging system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017144006A RU2689821C1 (en) 2017-12-15 2017-12-15 Fuel tank supercharging system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2689821C1 true RU2689821C1 (en) 2019-05-29

Family

ID=67037596

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017144006A RU2689821C1 (en) 2017-12-15 2017-12-15 Fuel tank supercharging system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2689821C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2800927C1 (en) * 2022-07-18 2023-08-01 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Fuel tank pressure system

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU17167U1 (en) * 2000-11-17 2001-03-20 Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" FUEL AIRCRAFT SYSTEM
RU2311318C2 (en) * 2004-06-02 2007-11-27 Открытое акционерное общество"Государственное машиностроительное конструкторское бюро"Радуга" имени А.Я.Березняка" (ОАО "ГосМКБ "Радуга" им.А.Я.Березняка") System for pressure charging a fuel tank
EP2805888A1 (en) * 2013-05-22 2014-11-26 Hamilton Sundstrand Corporation Pressure monitoring system for a fuel tank and method
EP2744707B1 (en) * 2011-08-16 2016-09-28 Saab AB Split range control for pressurisation

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU17167U1 (en) * 2000-11-17 2001-03-20 Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Радуга" FUEL AIRCRAFT SYSTEM
RU2311318C2 (en) * 2004-06-02 2007-11-27 Открытое акционерное общество"Государственное машиностроительное конструкторское бюро"Радуга" имени А.Я.Березняка" (ОАО "ГосМКБ "Радуга" им.А.Я.Березняка") System for pressure charging a fuel tank
EP2744707B1 (en) * 2011-08-16 2016-09-28 Saab AB Split range control for pressurisation
EP2805888A1 (en) * 2013-05-22 2014-11-26 Hamilton Sundstrand Corporation Pressure monitoring system for a fuel tank and method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2800927C1 (en) * 2022-07-18 2023-08-01 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Fuel tank pressure system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6739359B2 (en) On-board inert gas generating system optimization by pressure scheduling
US7172156B1 (en) Increasing the performance of aircraft on-board inert gas generating systems by turbocharging
US8353306B2 (en) Fuel divider system for gas turbine engine
US4157012A (en) Gaseous fuel delivery system
US9678515B2 (en) Lightweight gas pressure regulator
CN105673209B (en) Fuel dispenser and aero-engine for aircraft engine fuel oil system
CN107850905A (en) Terminal is controlled to use the high-pressure fluid control system and method for the pressure divergence in equipment
CN102562362A (en) Oil supply device of high-frequency electromagnetic valve type pulse detonation engine
CN204532588U (en) A kind of active boost system of LNG Liquefied natural gas
CN104176262A (en) Pressure-maintaining oil tank of aircraft
CN204224646U (en) The annealing furnace nitrogen airing system improved
RU2689821C1 (en) Fuel tank supercharging system
US9850917B2 (en) Pump authority switching apparatus for a fluid distribution system
CN109441678B (en) Control method of piston power unmanned aerial vehicle power system
RU181739U1 (en) Fuel boost system
RU2668015C1 (en) Fuel tank supercharge method
CN105986948B (en) The fuel valve in combustion chamber for injecting fuel into internal combustion engine
CN101889142A (en) High-energy efficiency plant for automotive methane compression
CN203730188U (en) Fuel supply device of engine
CN113202632B (en) High-pressure hydrogen supply system suitable for hypersonic aircraft engine
RU2617539C1 (en) Automobile gas-filling compressor station
CN104235012A (en) Multi-joint variable-flow aerial gear oil pump
CN202853900U (en) Starting oil supply control system for engine ground test
CN103726963B (en) A kind of fuel area density high pressure co-rail system for spraying flame combustion
CN101122223B (en) Offshore platform rich natural gas re-injection system