RU2027641C1

RU2027641C1 - Топливная система вертолета

Info

Publication number: RU2027641C1
Application number: SU925059658A
Authority: RU
Inventors: А.П. Белов
Original assignee: Московский вертолетный завод им.М.Л.Миля
Priority date: 1992-06-29
Filing date: 1992-06-29
Publication date: 1995-01-27

Abstract

Изобретение относится к машиностроению, а именно к топливным системам вертолета. Цель - снижение веса, улучшение компоновки системы на вертолете. В расходном баке 1 топливной системы установлен эжектор 4. Сопло 17 и вход 18 эжектора 4 гидравлически связаны соответственно с электроприводным насосом 2 и верхней точкой аккумулятора 3. Внутри аккумулятора 3 установлена эластичная подпружиненная диафрагма 9, разделяющая аккумулятор 3 на верхнюю 10 и нижнюю 11 камеры, соединенные между собой дроссельным отверстием 12. Трубопровод 6 подачи топлива к двигателю подсоединен к нижней камере 11 аккумулятора 3. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности к системам летательных аппаратов, и может быть использовано при разработке топливных систем маневренных вертолетов и самолетов.

Известна топливная система вертолета, включающая в себя расходный бак с расположенным в нем электроприводным насосом и топливный аккумулятор, внутренняя полость которого разделена эластичной диафрагмой на верхнюю и нижнюю камеры, вход в последнюю из которых соединен через обратный клапан с расходным баком, а выход - с трубопроводом подачи топлива к двигателю [1].

Известная система имеет повышенный вес и сложную компоновку.

Целью изобретения является снижение веса системы и улучшение условий ее компоновки на вертолете.

Цель достигается тем, что в топливной системе вертолета, включающей в себя расходный бак с расположенным в нем электроприводным насосом и топливным аккумулятором, внутренняя полость которого разделена эластичной диафрагмой на верхнюю и нижнюю камеры, вход в последнюю из которых соединен через обратный клапан с расходным баком, а выход - с трубопроводом подачи топлива к двигателю, в расходном баке установлен эжектор, сопло и вход которого гидравлически связаны соответственно с электроприводным насосом и верхней точкой верхней камеры топливного аккумулятора, эластичная диафрагма которого подпружинена, и в ее верхней точке выполнено дроссельное отверстие.

При этом электроприводной насос связан с нижней камерой топливного аккумулятора через перекрывной кран.

На фиг. 1 представлена конструктивная схема предлагаемой системы при работающем электроприводном насосе; на фиг. 2 - то же, при выключенном электроприводном насосе.

Топливная система вертолета содержит расходный бак 1 с расположенными в нем электроприводным насосом 2, топливным аккумулятором 3, эжектором 4.

В нижней части аккумулятора 3 установлен обратный клапан 5 и подсоединен трубопровод 6 подачи топлива к двигателю. Внутренняя полость аккумулятора 3 через обратный клапан 5 соединена посредством топливозаборника 7 с нижней частью бака 1, а через топливозаборник 8 - с трубопроводом 6. Внутри аккумулятора 3 установлена эластичная диафрагма 9, разделяющая внутреннюю полость аккумулятора 3 на верхнюю 10 и нижнюю 11 камеры, сообщающиеся между собой через дроссельное отверстие 12, выполненное в верхней точке диафрагмы 9, пружинами 13 связанной с днищем 14 аккумулятора 3.

Целесообразно из соображений повышения надежности и обеспечения равномерности нагружения диафрагмы 9 устанавливать минимум три пружины 13, характеристики которых необходимо выбирать исходя из условий, оговоренных техтребованиями к топливной системе, такими, как возможные величины положительных нулевых и отрицательных перегрузок, время их воздействия, расходы топлива на двигатель при различных условиях полета вертолета.

К насосу 2, в качестве которого может быть использован электро- или гидроприводной центробежный насос, подсоединена магистраль 15, по которой может осуществляться перекачка топлива в другие баки или подача топлива к топливным агрегатам типа кранов, клапанов, струйных насосов и т.д. Магистраль 15 трубопроводом 16 соединена с соплом 17 эжектора 4, вход 18 которого трубопроводом 19 соединен с верхней камерой 10, а трубопроводом 20 магистраль 15 связана через перекрывной кран 21 с нижней камерой 11 аккумулятора 3.

Система работает следующим образом.

В пустом баке 1 элементы системы занимают положение, показанное на фиг. 2, при этом все полости, в том числе камеры 10, 11, заполнены воздухом.

При заправке бака 1 топливом, например, до уровня У3 происходит заполнение топливом через клапан камеры 11, дренирование которой осуществляется через дроссельное отверстие 12, камеры 10 через трубопровод 19 и эжектор 4. В верхней части камеры 10 после первой заправки выше точки подсоединения трубопровода 19 остается воздух.

При запуске двигателя включают насос 2 и открывают кран 21. При этом топливо от насоса 2 по магистрали 15, трубопроводу 20 поступает в камеру 11 аккумулятора 3, а также по трубопроводу 16 к соплу 17 эжектора 4, который включается в работу и начинает отсос воздуха из камеры 10, а через отверстие 12 из камеры 11 аккумулятора 3. Под действием давления в камере 11 и разрежения в камере 10 диафрагма 9, преодолевая сопротивление пружин 13, перемещается в положение, показанное на фиг. 1. Кран 21 закрывают, и подача топлива к двигателю осуществляется за счет работающего двигательного подкачивающего насоса (не показан). Все полости аккумулятора 3 заполнены топливом, а через клапан 5 и полость 3 осуществляется постоянный проток топлива, величина которого равна суммарному расходу топлива на двигатель (по трубопроводу 6) и через дроссельное отверстие 12 к эжектору 4.

При любых положительных перегрузках и уровнях топлива в баке 1 при работающем насосе 2 аккумулятор 3 постоянно заполнен топливом. В случае эволюций вертолета и малом количестве топлива в баке 1 возможно попадание воздуха через клапан 5 в камеру 11, из которой он отсасывается через отверстие 12 эжектором 4, т.е. в данном случае аккумулятор 3 является противоотливным топливным отсеком расходного бака 1.

При воздействии на вертолет нулевых перегрузок насос 2 начинает работать неустойчиво, следовательно возможно прекращение работы эжектора 4 отсоса топлива из камеры 10, давление топлива в которой возрастает до окружающего. В камере 11 аккумулятора 3 под действием пружин 13 создается избыточное давление, под действием которого обратный клапан 5 закрывается и поступает в двигатель и через отверстие 12 в камеру 10 и даже через трубопровод 19 и эжектор 4 в бак 1.

При воздействии на вертолет отрицательных перегрузок или перевернутом полете топливо в баке 1 перемещается в его верхнюю часть, насос 2 прекращает подачу топлива к соплу 17 эжектора 4. Аккумулятор 3 работает аналогично описанному выше (при воздействии нулевой перегрузки) и выполняет роль отсека отрицательных перегрузок.

После прекращения отрицательной или нулевой перегрузки насос 2 вступает в работу и с помощью эжектора 4 отсасывает воздух из аккумулятора 3, возвращая диафрагму 9 в исходное (фиг. 1) рабочее положение.

Диаметр отверстия 12 выбирается с учетом обеспечения своевременной эвакуации воздуха из камеры 11 при ее заполнении топливом и допускаемыми расчетными перетоками топлива через него при различной работе аккумулятора 3.

Claims

1. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТА, включающая в себя расходный бак с расположенным в нем электроприводным насосом и топливным аккумулятором, внутренняя полость которого разделена эластичной диафрагмой и нижнюю на верхнюю камеры, вход в последнюю из которых соединен через обратный клапан с расходным баком, а выход - с трубопроводом подачи топлива к двигателю, отличающаяся тем, что в расходном баке установлен эжектор, сопло и вход которого гидравлически связаны соответственно с электроприводным насосом и "верхней" точкой верхней камеры топливного аккумулятора, эластичная диафрагма которого подпружинена и в ее "верхней" точке выполнено дроссельное отверстие.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что электроприводной насос связан с нижней камерой топливного аккумулятора через перекрывной кран.