RU2070530C1 - Топливная система летательного аппарата - Google Patents
Топливная система летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2070530C1 RU2070530C1 SU4883924A RU2070530C1 RU 2070530 C1 RU2070530 C1 RU 2070530C1 SU 4883924 A SU4883924 A SU 4883924A RU 2070530 C1 RU2070530 C1 RU 2070530C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- command
- piston
- cavity
- fuel
- chamber
- Prior art date
Links
Landscapes
- Loading And Unloading Of Fuel Tanks Or Ships (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам летательных аппаратов с дозаправкой топливом в полете. Целью изобретения является повышение надежности топливной системы путем обеспечения ее дозаправки с привлечением резервного источника питания при отказе бортовых генераторов. Топливная система содержит баки 1 и 2, дренажно-отсечные агрегаты 4 и 5, переключатель командного топлива, заправочную телескопическую штангу 7 и трубопроводы. Система снабжена гидравлическим преобразователем 9, установленным параллельно заправочной штанге 7. Управляющая надпоршневая полость 10 преобразователя соединена с полостью выпуска штанги, а подпоршневая полость 11 - с полостью уборки штанги. Вход подводящей исполнительной полости 13 преобразователя соединен с линией подвода командного давления, а его сигнальная исполнительная полость 14 соединена с надпоршневой командной полостью 16 переключателя и через дроссель с расходным баком 1. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации, а именно к топливным системам летательных аппаратов с дозаправкой топливом в полете.
Известна топливная система летательного аппарата (см. а.с. N 749041, В64Д 37/20, 1979г.), содержащая расходный бак с поплавковым клапаном уровня топлива, центровочный бак с магистралью управления агрегатом наддува от поплавкового клапана и подвесной бак с сигнализаторами уровня и агрегатом наддува, в линии командного слива которого установлен электромагнитный клапан, в котором параллельно магистрали управления агрегатом наддува центровочного бака введена линия слива с блокировочным клапаном, управляющая полость которого соединена с линией слива командного топлива из агрегата наддува подвесного бака перед электромагнитным клапаном.
Топливная система по а.с. N 749041 обладает повышенной надежностью, но не обеспечивает возможности применения ее на летательных аппаратах с дозаправкой топливом в полете, т. е. топливная система обладает ограниченными функциональными возможностями.
Известна топливная система летательного аппарата по а.с. N 1605679 с дозаправкой топлива в полете, содержащая крыльевые, подвесные и фюзеляжные баки, дренажно-отсечные агрегаты крыльевых и подвесных баков, агрегаты наддува крыльевых и подвесных баков, первый переключатель командного давления, подключенный к редуктору агрегата наддува крыльевых баков, первый электромагнитный клапан, соединенный с агрегатом наддува подвесных топливных баков, трубопроводы заправки, дренажа и командного давления, отличающаяся тем, что, с целью расширения функциональных возможностей топливной системы путем обеспечения возможности дозаправки в полете, она снабжена вторым переключателем командного давления, электромагнитным клапаном прерывания командного давления, сигнализатором порогового значения давления в трубопроводе заправки и концевым выключателем "Выпуск штанги", при этом управляющая камера второго переключателя командного давления соединена с управляющей камерой агрегата наддува подвесных топливных баков, вход второго переключателя командного давления через дроссель соединен с трубопроводом командного давления и с управляющими камерами дренажно-отсечного агрегата подвесных топливных баков, выход второго переключателя командного давления соединен со сливом, вход электромагнитного клапана прерывания командного давления соединен с трубопроводом командного давления, выход электромагнитного клапана прерывания командного давления соединен с управляющими камерами дренажно-отсечного агрегата крыльевых баков, дренажного узла агрегата наддува крыльевых баков, первого переключателя командного давления и через дроссель со сливом, выход концевого выключателя "Выпуск штанги" соединен электроцепями с первым электромагнитным клапаном и входом сигнализатора порогового значения давления в трубопроводе заправки, а выход сигнализатора электроцепью связан с электромагнитным клапаном прерывания давления.
Недостатками известной топливной системы являются:
1. Недостаточная надежность и живучесть из-за наличия в системе большого числа промежуточных преобразователей гидравлических сигналов давления в электрическую форму, наличия электроавтоматики, выполняющей логические операции, а также наличия устройств, преобразующих результаты логических операций из электрической формы в гидравлические сигналы давления. Не исключена вероятность перетирания изоляции электропроводки, а из-за накапливания в многочисленных разъемах и в кабелях влаги это может служить причиной коротких замыканий, отказов бортовой аппаратуры и т.д.
1. Недостаточная надежность и живучесть из-за наличия в системе большого числа промежуточных преобразователей гидравлических сигналов давления в электрическую форму, наличия электроавтоматики, выполняющей логические операции, а также наличия устройств, преобразующих результаты логических операций из электрической формы в гидравлические сигналы давления. Не исключена вероятность перетирания изоляции электропроводки, а из-за накапливания в многочисленных разъемах и в кабелях влаги это может служить причиной коротких замыканий, отказов бортовой аппаратуры и т.д.
2. Невозможность обеспечить дозаправку топливом при отказе генераторов электроэнергии и обеспечить работу системы с большим количеством электрических агрегатов за счет аварийного источника. Топливная система по заявке N 4635536/40-23, как наиболее близкое по технической сущности решение, принято нами за прототип.
Целью изобретения является повышение надежности топливной системы путем обеспечения ее дозаправки с привлечением резервного источника питания при отказе бортовых генераторов.
Поставленная цель реализуется за счет того, что топливная система, содержащая подвесные и расходные топливные баки, дренажно-отсечные агрегаты, переключатель командного топлива, заправочную телескопическую штангу с полостями выпуска и уборки и трубопроводы, снабжена установленными параллельно заправочной штанге гидравлическим преобразователем с управляющей надпоршневой, подпоршневой, подводящей исполнительной и сигнальной исполнительной полостями, при этом управляющая надпоршневая полость преобразователя соединена с полостью выпуска штанги, а подпоршневая полость с полостью уборки штанги, вход исполнительной полости преобразователя соединен с линией подвода командного давления, а его сигнальная исполнительная полость соединена с надпоршневой командной полостью переключателя и через дроссель с расходным баком.
На фиг. 1 представлена принципиальная схема топливной системы.
Топливная система летательного аппарата состоит из расходного бака 1, подвесных баков 2 узла 3 дренажа и наддува с клапанами 4, 5 левого и правого подвесных баков 2, приводимых в действие командным давлением топлива, заправочной головки 6, установленной на гидравлическом сервомеханизме в виде выдвижной штанги 7, управляемой электрогидрокраном 8 гидравлического преобразователя 9 с управляющими полостями: надпоршневой 10, подпоршневой 11, дренажной 12, а также подводящей исполнительной полостью 13 и сигнальной исполнительной полостью 14. Система содержит переключатель командного топлива 15 с командной подпоршневой полостью 16, исполнительными полостями подводящей 17 и сливной 18, а также дроссели 19-23, командные трубопроводы 24-30, трубопроводы слива командного топлива 31-34, трубопровод дозаправки 35, трубопровод дренажа баков 36, трубопровод 37 подводящего воздух от агрегата наддува (на фиг.1 не показан) к дренажному узлу 3, отводящий трубопровод 38 дренажа и наддува баков 2, переключатель 39 положения штанги ("убрана", " выпущена"), клапан заправки 40. Работа предложенной системы в штатном режиме без дозаправки в полете происходит нижеследующим образом.
После запуска двигателя (на фиг.1 не показан) в подводящих трубопроводах командного топлива 25, 28, 29 появляется давление, которое по трубопроводу 25 поступает на вход в исполнительную полость 13 преобразователя 9 и через дроссель 20 и трубопроводы 28 в управляющие камеры дренажно-отсечных клапанов 4, 5 узла 3, а через трубопровод 29 на вход в исполнительную полость 17 переключателя 15.
Часть топлива из командного трубопровода 28 перепускается через дроссель 21 и сливной трубопровод 30 в расходный бак 1. Соотношения площадей проходного сечения дросселей 20, 21 выбирается из условия:
f20 > 3,5 f21,
где f20 площадь проходного сечения дросселя 20,
f21, площадь проходного сечения дросселя 21.
f20 > 3,5 f21,
где f20 площадь проходного сечения дросселя 20,
f21, площадь проходного сечения дросселя 21.
Поэтому перепуск топлива через дроссель 21 не снижает давления в трубопроводах 28, 29 до тех пор, пока есть поступление командного давления топлива от двигателя.
Таким образом, после запуска двигателя дренажно-отсечные клапаны 4, 5 закрываются, отсоединяя подвесные баки 2 от дренажного трубопровода 36. По трубопроводам 37 и 38 при этом происходит подача воздуха под давлением, обеспечивающим вытеснение топлива из баков 2 в бак 1 (магистраль перекачки из бака 2 в бак 1 на фиг.1 не показана) до их полной выработки.
При полетах без дозаправки в воздухе переключатель 39 положения штанги 7 находится в положении "убрана". Поэтому электрогидрокран 8 находится в положении, при котором давление гидравлики подведено по трубопроводам 30, 26 в подпоршневую полость 11 преобразователя 9, а трубопроводами 24 надпоршневая полость 10 преобразователя 9 через электрогидрокран 8 соединена со сливом гидравлики в гидробак (на фиг.1 не показан). Вследствие этого исполнительные подводящая 13 и сигнальная 14 полости преобразователя 9 разобщены. В трубопроводах 27, 34, 31, 32 и командной подпоршневой полости 16 переключателя 15 устанавливается давление, равное давлению в расходном баке 1. Переключатель 15 находится в закрытом состоянии, и дренажно-отсечные клапаны 4, 5 также закрыты до конца полета.
После окончания полета и выключения двигателей командное давление в трубопровод 25 поступать перестает.
Остаточное давление из управляющих полостей дренажно-отсечных клапанов 4, 5, со входов преобразователей 9 и переключателя 15 стравливается через дроссель 21 и сливную линию 33 в расходный бак 1.
Дренажно-отсечные клапаны 4, 5 открываются, обеспечивая стравливание из баков 2 избыточного давления в дренажный трубопровод 36 и далее в атмосферу.
Работа системы при полетах с дозаправкой до момента выпуска заправочной штанги 7 происходит также, как описано ранее.
Для выпуска штанги 7 перед ее стыковкой с раздаточным устройством танкера переключатель 39 из положения "уборка" переводится в положение "выпуск". Электрогидрокран 8 переключается так, что в трубопроводах 24 появляется давление гидравлики, а трубопроводы 26, 30 через кран 8 оказываются соединенными со сливом в гидробак. Под действием давления гидравлики, поступившего в надпоршневую полость 10, преобразователь 9 открывается, соединяя подводящую исполнительную полость 13 с сигнальной исполнительной полостью 14. В результате этого командное давление топлива из трубопровода 25 по трубопроводу 27 через дроссель 19 поступает в надпоршневую управляющую полость 16 переключателя 15.
Проходное сечение дросселя 23 задается значительно меньше проходного сечения трубопроводов 25, 27 и условного проходного сечения запорного органа исполнительной полости преобразователя 9.
Например fтр > 10 f23, где f23 площадь проходного сечения дросселя 23; fтр площадь проходного сечения трубопроводов 25, 27.
Поэтому в тупиковой полости 16 давление практически равно давлению в трубопроводе 25.
Под действием этого давления переключатель 15 открывается, сообщая трубопроводы 28, 29 и управляющие полости дренажно-отсечных клапанов 4, 5 узла 3 со сливом в расходный бак 1 по трубопроводам 31, 32. При этом приток командного топлива из трубопровода 25 через дроссель 20 не может компенсировать падение давления в трубопроводах 28, 29 из-за того, что площади проходных сечений трубопроводов 28, 29, 31, 32 выбираются в 5-10 раз больше площади проходного сечения дросселя 20.
В результате этого дренажно-отсечные клапаны 4, 5 открываются, обеспечивая стравливание избыточного давления воздуха из подвесных баков 2 в дренажный трубопровод 36 и далее в атмосферу, подготавливая тем самым баки 2 к приему топлива из трубопровода дозаправки 35 через клапан заправки 40.
После состыковки летательного аппарата с танкером через приемную головку 6, штангу 7, трубопровод 35 и клапан заправки 40 происходит заполнение баков 2 с последующей расстыковкой аппарата и танкера.
После завершения расстыковки переключатель 39 переключается в положение "уборка" и электрогидрокран 8 возвращает переключатель 9 в состояние, предшествующее дозаправке. Переключатель 15 закрывается, дренажно-отсечные клапаны 4, 5, отсоединяют баки 2 от дренажного трубопровода 36, по линиям 37, 38 восстанавливается наддув баков 2 и возобновляется их выработка, как это было ранее до выполнения дозаправки.
Claims (1)
- Топливная система летательного аппарата, содержащая подвесные и расходные топливные баки, дренажно-отсечные агрегаты, переключатель командного топлива с надпоршневой командной полостью, заправочную телескопическую штангу с полостями выпуска и уборки и трубопроводы, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности топливной системы путем обеспечения ее дозаправки от резервного источника питания при отказе бортовых генераторов, она снабжена установленным параллельно заправочной штанге гидравлическим преобразователем с управляющей надпоршневой, подпоршневой, подводящей исполнительной и сигнальной исполнительной полостями, при этом управляющая надпоршневая полость преобразователя соединена с полостью выпуска штанги, вход подводящей исполнительной полости преобразователя соединен с трубопроводом подвода командного давления, а его сигнальная исполнительная полость соединена с надпоршневой командной полостью переключателя и через дроссель с расходным баком.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4883924 RU2070530C1 (ru) | 1990-08-06 | 1990-08-06 | Топливная система летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4883924 RU2070530C1 (ru) | 1990-08-06 | 1990-08-06 | Топливная система летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2070530C1 true RU2070530C1 (ru) | 1996-12-20 |
Family
ID=21546030
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4883924 RU2070530C1 (ru) | 1990-08-06 | 1990-08-06 | Топливная система летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2070530C1 (ru) |
-
1990
- 1990-08-06 RU SU4883924 patent/RU2070530C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Авторское свидетельство СССР N 749041, кл. B 64 D 37/20, 1979. 2. Авторское свительство СССР N 1605679, кл. B 64 D 37/00, 1989. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6966614B2 (en) | Architecture for a hydraulic circuit | |
CN100588592C (zh) | 用于操作飞机起落架的液压系统的系统 | |
CN111137462A (zh) | 一种大型货运无人机燃油系统及其控制方法 | |
US4704865A (en) | Hydraulic reserve system for aircraft | |
CN109322752A (zh) | 一种船舶燃油智能控制系统及控制方法 | |
US4711089A (en) | Hydraulic system for aircraft | |
RU2070530C1 (ru) | Топливная система летательного аппарата | |
CN219428367U (zh) | 一种无人机动力安全供油装置 | |
CN114715366A (zh) | 一种水下无人航行器用的应急上浮装置 | |
CN204543364U (zh) | 基于灭火剂压力启动的多模式控制型气体灭火装置 | |
CN211314292U (zh) | 一种汽轮机主汽阀电液控制系统 | |
US11433993B2 (en) | Electromechanical actuator pump | |
RU2560645C1 (ru) | Система выдачи импульсов тяг | |
US2788063A (en) | Fluid flow controls | |
RU2021168C1 (ru) | Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата | |
EP4006360B1 (en) | Redundant hydraulic power pack architecture for aircraft main landing gear system | |
RU2339835C2 (ru) | Система наддува топливных баков | |
RU1766116C (ru) | Устройство для аварийного сброса топлива | |
RU2170840C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического летательного аппарата | |
GB2025875A (en) | Improvements in or Relating to Steering Gear for Ships | |
Zhang et al. | A new light weight and high reliability thrust vector control system based on liquid oxygen kerosene engine for the launch vehicle | |
RU2056333C1 (ru) | Система передачи топлива из магистралей заправки летательного аппарата | |
CN116163850B (zh) | 一种船舶模块一体化电动燃油泵控制装置及控制方法 | |
RU2726491C1 (ru) | Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя | |
SU1188390A1 (ru) | Гидропривод |