Топливная система летательного аппарата - RU2669913C9

Чертежи

Описание

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 G_н=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 Р_С=8 кгс/см². В этом случае перепады давлений и их отношение составят:

где P_H - давление низконапорного потока;

P_P - давление высоконапорного потока;

ΔP_H - изменение давления между низконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора;

ΔP_P - изменение давления между высоконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора.

В соответствии с графиком [7. рис. 6.39] по соотношению ΔP_H/ΔP_P определен коэффициент инжекции: υ=1,2. Данный коэффициент представляет собой отношение расходов низконапорного потока G_H к высоконапорному потоку G_p:

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: G_P=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 ω_p:

Концентрический зазор, формирующий сечение низконапорного потока, принят 1 мм (допустимо от 0,8 до 1 мм). Минимальная площадь проходного сечения f_H низконапорного потока:

Скорость низконапорного потока ω_н:

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

Обозначения:

G_H - расход низконапорного потока;

P_H - давление низконапорного потока;

ω_H - скорость низконапорного потока;

f_H - площадь проходного сечения низконапорного потока;

G_P - расход высоконапорного потока;

P_P - давление высоконапорного потока;

ω_p - скорость высоконапорного потока;

fp - площадь проходного сечения высоконапорного потока;

P_C - давление на выходе из эжектора;

ΔP_H - изменение давления между низконапорным потоком и потоком, выходящим из эжектора;

ΔP_P - 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.

Реферат

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.

Формула