Топливная система летательного аппарата - RU2738283C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к системам подачи топлива в летательных аппаратах (ЛА) и может найти применение в конструкции заборных устройств топливной системы (ТС) двигателя беспилотного ЛА (БЛА) при любых условиях полета.

Обеспечение бесперебойной подачи топлива в двигатель вне зависимости от условий полета является одним из основных требований, предъявляемых к ТС. С этой целью в конструкцию бака как обязательные составляющие входят системы дренажа и наддува топливного бака, расходный бак для обеспечения двигателя топливом даже при кратковременных отрицательных перегрузках или маневрировании ЛА в полете, а также различные системы автоматики, приспособления и сетчатые воздухоотделители [1. Лещинер Л.Б. Проектирование топливных систем самолетов / Л.Б. Лещинер, И.Е. Ульянов; под ред. Г.С. Скубачевского. - М.: Машиностроение, 1975. - С. 79-84; 2. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М: Оборонгиз, 1952. - С. 54-58, фиг. 28, 29; с. 71-72, фиг. 42, 44; 3. Авиационные топливные системы: Учебник / С.В. Епифанов, А.И. Рыженко, Р.Ю. Цуканов. - Харьков: ХАИ, 2018. - С. 133.].

Устройства [1., 2., 3.] предназначены для авиационных систем, но нецелесообразны для замкнутых ТС БЛА ввиду их сложности. Заборные устройства с поплавковыми клапанами со сдвоенными узлами питания [2. С. 55, 56, фиг. 28 г; с. 58, фиг. 29 в.] отличаются нестабильностью в быстродействии, что приводит к нарушению герметичности в переходный момент посадки клапана на седло. В результате в расходном баке накапливается воздух, что неприемлемо для маневренных ЛА: при попадании воздуха в ТС образуется воздушная пробка, приводящая к остановке двигателя, что особенно критично для БЛА, так как в них затруднен повторный запуск двигателя. Для увеличения времени работы расходного бака из него удаляют скопление воздуха, перепуская его в топливный бак, или применяют заборные устройства в топливных баках, исключающие поступление в расходный бак объема воздуха, больше допустимого значения. При этом перепускные устройства являются конструктивно сложными и ненадежными.

Основным фактором появления воздушных пробок является попадание воздуха из устройств забора топлива при их переключении, поэтому обеспечение эффективности устройства переключателя забора топлива, его быстродействие с минимальным пропуском воздуха в систему является актуальной задачей.

Наиболее близкой к заявляемому изобретению является ТС ЛА [4. Пат. 2 669 913 RU, МПК⁶ В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 16.11.2017; опубл. 24.12.2018, Бюл. №36.], в которой устройство с инерционным клапаном переключения забора топлива, обеспечивающее быстродействие, чувствительное к минимальным изменениям положения ЛА, представляет собой цилиндрический груз, перемещающийся в обойме по шарикоподшипнику и содержащий на торцах уплотнения, взаимодействующие оппозитно по седлам, перекрывающим трубопроводы сдвоенных узлов питания ТС. Недостатки указанного клапана как переключателя забора топлива следующие:

- уплотняющая осевая составляющая силы по седлу зависит от веса груза и противодействия давлений топлива на груз и чрезвычайно мала при малых углах атаки и пикирования ЛА, и обеспечивает герметичность только при малых расходах топлива и наддуве бака, что значительно сокращает диапазон ее использования;

- повышение массы груза как вариант решения проблемы также не приемлем, так как клапан при знакопеременном перемещении может повредиться еще при транспортировке ЛА.

Целью изобретения является создание надежной ТС ЛА с заборным устройством топлива из бака, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом при любом режиме работы и в условиях любых положений ЛА.

Заявляемая ТС ЛА содержит бак, клапан переключения забора топлива из бака в двигатель, расходный отсек с сетчатым воздухоотделителем, трубопроводы забора топлива из бака и систему слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА в расходный отсек с редукционным клапаном постоянного перепада давления. Клапан переключения забора топлива из бака в двигатель выполнен в виде трехходового золотника, уравновешенного в нейтральном положении посредством пружин и переключаемого управляющим давлением рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, равным настроенному давлению редукционного клапана. Подача управляющего давления к трехходовому золотнику обеспечивается перемещением четырехходового золотника, соединяющего гидравлически трехходовой золотник с коммуникациями управляющего давления рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, т.е. с трубопроводами слива из гидросистемы ЛА. Перемещение четырехходового золотника обеспечивается грузом в виде шарнирно закрепленного и расположенного вдоль оси по направлению полета маятника с рамкой, имеющей кинематическую связь с четырехходовым золотником.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1-5 представлена заявляемая ТС ЛА.

На фиг. 1 изображены: бак 1, клапан 2 переключения забора топлива из бака 1, расходный отсек 3 и трубопроводы 4, 5 забора топлива из бака 1, трубопровод 6 слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, редукционный клапан 7, сетчатый воздухоотделитель 8, трубопровод 9 забора топлива к двигателю и трубопровод 10, посредством которого клапан 2 сообщен с расходным отсеком 3. Состояние гидросистемы показано в горизонтальном положении ЛА. Обозначено направление полета (НП).

Клапан 2, изображенный на фиг. 2, состоит из золотника 11, расположенного в гильзе 12, содержащей окна 13, 14, 15, сообщающиеся с трубопроводами 4, 5, 10 соответственно. Золотник 11 уравновешен в нейтральном положении посредством пружин 16, 17 и содержит полости 18, 19, сообщающиеся с четырехходовым золотником 20. Четырехходовой золотник 20 предназначен для управления двусторонним движением золотника 11, содержащего трубопроводы 21, 22, 23, 24 подачи и слива рабочей жидкости из полостей 18, 19. Двустороннее перемещение четырехходового золотника 20 в гильзе 25 обеспечивается грузом 26 и рамкой 27. Груз 26 и рамка 27 имеют единое звено. Рамка 27 закреплена в шарнире 28 и имеет кинематическую связь с золотником 20. Двустороннее перемещение золотника 20 ограничено упорами 29.

На фиг. 3, 4 поясняется принцип работы ТС с учетом положений ЛА в полете.

На фиг. 3 изображен клапан 2 при положении ЛА на кабрирование. 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. Груз 26 клапана 2 также в силу гравитации и перегрузки мгновенно перемещается в направлении против полета и рамкой 27 перемещает золотник 20, обеспечивая сообщение трубопроводов 6 и 21, 22 и 23, а также подачу в полость 18 управляющего давления, соответствующего настроенному давлению редукционного клапана 7, под действием которого золотник 11 перемещается до полного перекрытия окна 13 и открытия окна 14. В исходном состоянии окна 13, 14 находятся открытыми наполовину, перекрывая доступ газа через трубопровод 4 и трубопровод 10 в расходный отсек 3. Из трубопровода 5 через окна 14, 15 и трубопровод 10 обеспечивается поступление топлива в расходный отсек 3, далее через сетчатый воздухоотделитель 8 по трубопроводу 9 - к двигателю. Сообщением трубопроводов 21 и 23 обеспечивается дренаж полости 19 через окно 15 и трубопровод 10 - в расходный отсек 3.

На фиг. 4 изображен клапан 2 при положении ЛА на пикирование. Функционирование ТС в данном положении ЛА аналогично изложенному выше: груз 26 клапана 2 перемещается в направлении по полету и рамкой 27 перемещает золотник 20, обеспечивая сообщение трубопроводов 6 и 21, 22 и 24, а также подачу управляющего давления в полость 19. Под действием управляющего давления золотник 11 перемещается до полного перекрытия окна 14 и открытия окна 13, перекрывая доступ газа через трубопровод 5 и трубопровод 10 в расходный отсек 3. При этом из трубопровода 4 через окна 13, 15 и трубопровод 10 обеспечивается поступление топлива в расходный отсек 3, далее через сетчатый воздухоотделитель 8 по трубопроводу 9 - к двигателю. Сообщением трубопроводов 22 и 24 обеспечивается дренаж полости 18 через окно 15 и трубопровод 10 - в расходный отсек 3.

На фиг. 5 представлен вид клапана 2 переключения забора топлива в двигатель, где упоры 29 и элементы 30, обеспечивающие положение груза 26 и золотника 20, выполнены в виде регулирующих винтов.

Гарантированное обеспечение надежности переключения клапана 2 при различных положениях ЛА в полете достигается быстродействием перемещения золотников 20 и 11 независимо от давления топлива, подаваемого в клапан 2, а также независимо от воздействия управляющего гидравлического давления. Ввиду малых усилий, требуемых для перемещения золотника 20, рычажная система переключения управляющего золотника 20 в заявляемом устройстве остается надежной даже при применении груза малого веса. Таким образом исключается попадание газа в ТС при переключениях клапана 2 и оголении заборников топлива трубопроводов 4, 5.

Техническим результатом является надежность ТС с устройством забора топлива из бака, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом в любых положениях ЛА за счет:

- чувствительности к минимальным изменениям положения ЛА;

- быстродействия клапана переключения забора топлива из бака в двигатель;

- надежности клапана переключения забора топлива из бака: работа клапана не зависит от давления топлива, подаваемого через него;

- улучшения условий заполнения топливом трубопроводов забора топлива из бака и расходного отсека.

Топливная система ЛА может быть выполнена с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства и соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники, принятые во внимание.

1. Лещинер Л.Б., Ульянов И.Е. Проектирование топливных систем самолетов / Л.Б. Лещинер, И.Е. Ульянов; под ред. Г.С. Скубачевского. - М.: Машиностроение, 1975. - 344 с.

2. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М.: Оборонгиз, 1952. - 600 с.

3. Авиационные топливные системы: Учебник / С.В. Епифанов, А.И. Рыженко, Р.Ю. Цуканов. - Харьков: ХАИ, 2018. - 560 с.

4. Пат. 2 669 913 RU, МПК⁶ В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 16.11.2017; опубл. 24.12.2018, Бюл. №36.

5. Гидравлические системы транспортных самолетов / Ж.С Черненко и др. - М.: Транспорт, 1975 - С. 3-4 [184 с.].

6. ПАТ. 190663 RU, МПК В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 02.04. 2019; опубл. 08.07.2019, Бюл. №19.

7. Машиностроительная гидравлика: справочное пособие / Т.М. Башта. -М.: Машиностроение, 1971. - С. 329-331, рис. 187-189 [672 с.].

8. Гамынин Н.С. Основы следящего гидравлического привода / Н.С. Гамынин. - М.: Оборонгиз, 1962. - 292 с.

9. Бекиров Я.А. Технология производства следящего гидропривода. / Я.А. Бекиров. - М.: Машиностроение, 1977. - 224 с.

Реферат

Изобретение относится к системам подачи топлива в летательных аппаратах. Топливная система летательного аппарата содержит бак, клапан переключения забора топлива из бака в двигатель, расходный отсек с сетчатым воздухоотделителем, трубопроводы (5) забора топлива из бака и систему слива рабочей жидкости из гидросистемы в расходный отсек с редукционным клапаном постоянного перепада давления. Клапан переключения забора топлива из бака в двигатель выполнен в виде трехходового золотника (11), уравновешенного в нейтральном положении посредством пружин (16,17) и переключаемого управляющим давлением рабочей жидкости из гидросистемы, равным настроенному давлению редукционного клапана. Подача управляющего давления к трехходовому золотнику обеспечивается перемещением четырехходового золотника (20), соединяющего гидравлически трехходовой золотник (11) с коммуникациями управляющего давления рабочей жидкости из гидросистемы ЛА. Перемещение четырехходового золотника (20) обеспечивается грузом (26) в виде шарнирно закрепленного и расположенного вдоль оси по направлению полета маятника с рамкой (27), имеющей кинематическую связь с четырехходовым золотником (20). Достигается повышение надежности топливной системы и непрерывное питание двигателя топливом в любых положениях летательного аппарата. 5 ил.

Формула