RU2662106C1

RU2662106C1 - Fuel intake device

Info

Publication number: RU2662106C1
Application number: RU2017123823A
Authority: RU
Inventors: Фёдор Юрьевич Калёнов
Original assignee: Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date: 2017-07-05
Filing date: 2017-07-05
Publication date: 2018-07-23

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular to the designs of fuel systems of aircraft. Capillary fuel intake device consists of capillary screens and an intake tube. Shape of the capillary screen follows the contour of the supply fuel compartment. Inlet of the intake tube is brought to the bottom of the supply fuel tank to a distance H=D/4, where D – diameter of the flow cross-section of the intake pipeline.

EFFECT: separation of gas and liquid phases, uninterrupted supply of fuel to the engine, complete use of fuel from the supply tank is provided.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к устройствам для забора топлива из топливного бака летательного аппарата и может быть использовано при проектировании и производстве новых образцов ракетной техники.The invention relates to a device for taking fuel from the fuel tank of an aircraft and can be used in the design and manufacture of new rocket technology.

В настоящее время для забора топлива в маршевый двигатель используются топливозаборные устройства различных конструкций. Известны следующие конструкции.Currently, fuel intake devices of various designs are used to take fuel into the main engine. The following constructions are known.

1. Патент RU 2120054 C1, МПК⁶ F02M 37/00, F02M 37/22. Система питания двигателя внутреннего сгорания / Куколев П.В., Горбунов В.В., Солдатов В.П. (20.05.1997).1. Patent RU 2120054 C1, IPC ⁶ F02M 37/00, F02M 37/22. The power system of the internal combustion engine / Kukolev P.V., Gorbunov V.V., Soldatov V.P. (05/20/1997).

Конструкция содержит полый корпус без дна с герметичной юбкой, нижняя кромка которой расположена вблизи дна бака, и крышку, имеющую отверстие, соединенное каналом с подающим топливопроводом, в корпусе с зазором к его внутренней стенке установлен фильтрующий элемент, внутренняя полость которого сообщается с отверстием в крышке корпуса, корме того, фильтрующий элемент выполнен из фильтровального картона, а крышка корпуса снабжена резьбовым наконечником, посредством которого он соединен с фланцем крепления топливозаборника к топливному баку.The design comprises a hollow housing without a bottom with a sealed skirt, the lower edge of which is located near the bottom of the tank, and a cover having an opening connected by a channel to the fuel supply pipe, a filter element is installed in the housing with a gap to its inner wall, the inner cavity of which communicates with the hole in the cover housing, furthermore, the filter element is made of filter paper, and the housing cover is equipped with a threaded tip, through which it is connected to the flange of the fuel inlet to the fuel Aku.

Недостатком данного изобретения является невозможность разделения газовой и жидкой фазы, т.е. вероятность попадания газа в топливную магистраль, питающую двигатель.The disadvantage of this invention is the inability to separate the gas and liquid phases, i.e. the likelihood of gas entering the fuel line supplying the engine.

2. Патент RU 2021168 С1, МПК⁶ B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П. Марфуненков К.А., Ацеров П.А.(10.04.1992). Опубл. 15.10.1994.2. Patent RU 2021168 C1, IPC ⁶ B64D 37/00. The method of generating fuel from the tanks of the aircraft and the fuel system of the aircraft / Belov A.P. Marfunenkov K.A., Atserov P.A. (04/10/1992). Publ. 10/15/1994.

Способ основан на перекачке топлива из каждого топливного бака автономными приводными насосами с соблюдением очередности расхода топлива из баков, при этом давление подачи топлива из каждой группы топливных баков последующей очереди расхода устанавливают ниже давления подачи топлива из топливных баков предыдущей очереди расхода. Топливная система для реализации способа содержит фюзеляжный расходный бак и группы топливных баков, соединенные через трубопровод подачи топлива и коллектор к расходному баку, при этом коллектор собран из сегментов, каждый из которых соединен с одним из топливных баков, а на торцах сегментов установлены присоединительные муфты, причем коллектор подачи топлива из топливных баков предыдущей очереди расхода подключен к трубопроводу подачи топлива в расходный бак за обратным клапаном топливного бака последующей очереди расхода.The method is based on pumping fuel from each fuel tank with autonomous drive pumps in compliance with the order of fuel consumption from the tanks, while the fuel supply pressure from each group of fuel tanks of the subsequent fuel line is set lower than the fuel supply pressure from the fuel tanks of the previous fuel line. The fuel system for implementing the method comprises a fuselage consumable tank and groups of fuel tanks connected through a fuel supply pipe and a collector to a consumable tank, the collector being assembled from segments, each of which is connected to one of the fuel tanks, and connecting couplings are installed at the ends of the segments, moreover, the fuel supply manifold from the fuel tanks of the previous flow line is connected to the fuel supply line to the flow tank behind the check valve of the fuel tank of the subsequent flow line.

Недостатком его является большая сложность и наличие специально установленных топливных насосов, а также невозможность разделения газовой и жидкой фазы, т.е. существует вероятность попадания газа в топливную магистраль, питающую двигатель.Its disadvantage is the great complexity and the presence of specially installed fuel pumps, as well as the inability to separate the gas and liquid phases, i.e. there is a possibility of gas entering the fuel line supplying the engine.

В качестве прототипа выбрано устройство по патенту: 3. Патент RU 2497724 C1, МПК⁶ B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. (09.04.2012).As a prototype, the device selected by patent: 3. Patent RU 2497724 C1, IPC ⁶ B64D 37/00. The method of generating fuel from the tanks of the aircraft and the fuel system of the aircraft / Nikitin V.I., Kuranov E.G., Resh G.F. (04/09/2012).

Топливный бак ЛА, расположенный вдоль фюзеляжа, снабженный перегородками, разделяющими полость бака на отсеки, и последним по выработке расходным отсеком, расположенным в нижней части бака, сообщенным с магистралью подачи топлива в двигатель и магистралями перелива топлива между отсеками в виде изогнутых трубопроводов. В расходном отсеке установлено подпружиненное капиллярное заборное устройство с проницаемыми стенками из мелкоячеистых сеток. Назначение его - разделение газовой и жидкостной фаз и бесперебойная (без газовых включений) подача топлива к двигателю. Внутренняя полость капиллярного заборного устройства соединена через сильфон с магистралью подачи топлива к двигателю. Расходный отсек расположен с зазорами по отношению к наружной и внутренней обечайкам бака и выполнен в виде автономной герметичной емкости с двумя днищами в виде кольцевых секторов, соединенных двумя криволинейными и двумя плоскими поверхностями, и оборудован тремя переливными клапанами, оснащенными инерционными массами, один из которых расположен в верхней части сечения отсека бака, предшествующего расходному, и сообщен с расходным отсеком двумя переливными магистралями, а два других - на его плоских правой и левой сторонах.A fuel tank of an aircraft located along the fuselage, equipped with baffles dividing the tank cavity into compartments, and the last by consumable compartment located in the lower part of the tank, connected to the fuel supply line to the engine and the fuel overflow lines between the compartments in the form of bent pipelines. A spring-loaded capillary intake device with permeable walls of fine mesh is installed in the consumable compartment. Its purpose is the separation of gas and liquid phases and uninterrupted (without gas inclusions) fuel supply to the engine. The internal cavity of the capillary intake device is connected via a bellows to the fuel supply line to the engine. The consumable compartment is located with gaps in relation to the outer and inner shells of the tank and is made in the form of an autonomous sealed container with two bottoms in the form of annular sectors connected by two curved and two flat surfaces, and is equipped with three overflow valves equipped with inertial masses, one of which is located in the upper part of the section of the tank compartment that precedes the consumable, and is connected with the consumable compartment by two overflow lines, and the other two on its flat right and left sides.

Недостатком данной системы топливоподачи является конструкция и расположение топливозаборника, обеспечивающие сравнительно большой невырабатываемый остаток топлива. Топливозаборник расположен в центре расходного отсека. Трубопровод забора топлива расположен горизонтально по оси симметрии во внутренней полости топливозаборника, высота верхней части трубопровода забора от нижней точка внутренней полости расходного отсека составляет до 80 мм. Подача топлива без газовых включений продолжается до момента обнажения из-под топлива мелкоячеистых сеток, после чего при уменьшении площади погруженной в топливо сетки до критического значения происходит прорыв сетки газовой фазой и попадание газа в топливную магистраль. При этом остаток топлива в расходном отсеке достигает 9,7 л.The disadvantage of this fuel supply system is the design and location of the fuel intake, providing a relatively large undeveloped fuel residue. The fuel intake is located in the center of the consumable compartment. The fuel intake pipe is located horizontally along the axis of symmetry in the internal cavity of the fuel intake, the height of the upper part of the intake pipe from the lower point of the internal cavity of the consumable compartment is up to 80 mm. Fuel supply without gas inclusions continues until the exposure of the fine mesh nets from under the fuel, after which, when the area of the mesh immersed in the fuel is reduced to a critical value, the network breaks through the gas phase and gas enters the fuel line. In this case, the remaining fuel in the consumable compartment reaches 9.7 liters.

Целью настоящего изобретения является увеличение забора топлива из расходного бака летательного аппарата топливозаборником.An object of the present invention is to increase the intake of fuel from an aircraft supply tank by a fuel intake.

Осуществление поставленной цели достигается применением капиллярного топливозаборника, обеспечивающего разделение газовой и жидкостной фаз и бесперебойную, без газовых включений, подачу топлива к двигателю. Топливозаборник имеет форму капиллярного экрана, повторяющего контур расходного отсека, и конструкцию заборной трубы с входом, подведенным ко дну расходного отсека на расстояние H=D/4.The achievement of this goal is achieved by the use of a capillary fuel intake, which ensures the separation of gas and liquid phases and uninterrupted, without gas inclusion, fuel supply to the engine. The fuel intake is in the form of a capillary screen, repeating the contour of the consumable compartment, and the design of the intake pipe with an input brought to the bottom of the consumable compartment at a distance H = D / 4.

В предлагаемом изобретении топливозаборник, имеющий верхнюю и нижнюю стенки, изготовленные из мелкоячеистой капиллярной сетки, расположен в непосредственной близости от дна топливного расходного бака и повторяет его контур, а вход заборной трубы находится вертикально на минимально возможном расстоянии от дна расходного отсека. Расстояние это должно обеспечивать кольцевой зазор площадью не менее проходного диаметра заборной трубы. Оно определяется как высота цилиндра Н с площадью боковой поверхности, равной площади входа заборного трубопровода. Площадь боковой поверхности цилиндраIn the present invention, a fuel intake having an upper and lower wall made of a fine mesh capillary grid is located in close proximity to the bottom of the fuel supply tank and repeats its contour, and the inlet of the intake pipe is vertically at the minimum possible distance from the bottom of the supply compartment. This distance should provide an annular gap of at least an opening diameter of the intake pipe. It is defined as the height of the cylinder H with a side surface area equal to the inlet area of the intake pipe. Cylinder lateral surface area

где D - диаметр проходного сечения заборного трубопровода,where D is the diameter of the bore of the intake pipe,

Н - высота цилиндра,H is the height of the cylinder,

Площадь входа заборного трубопроводаIntake Area

подставив Fd вместо Fц, определим величину необходимого минимального расстояния:substituting Fd instead of Fc, we determine the value of the required minimum distance:

Изобретение поясняется чертежами. Устройство, представленное на Фиг. 1, 2, содержит экран капиллярный нижний 1, расположенный в нижней части расходного отсека ЛА и повторяющий его внутренний контур, экран капиллярный верхний 2, заборную трубу 3, вход которой находится на минимально возможном расстоянии Н от дна расходного отсека, обеспечивающем достаточный расход топлива. Выход заборной трубы имеет гибкий сильфон 4, обеспечивающий компенсацию монтажных и температурных напряжений. В расходном отсеке 6 конструкция крепится на пружинных подвесах 5, обеспечивающих защиту от вибрационных нагрузок.The invention is illustrated by drawings. The device shown in FIG. 1, 2, contains a lower capillary screen 1, located in the lower part of the aircraft’s consumable compartment and repeating its inner contour, an upper capillary screen 2, an intake pipe 3, the inlet of which is at the minimum possible distance H from the bottom of the consumable compartment, providing sufficient fuel consumption. The outlet of the intake pipe has a flexible bellows 4, which provides compensation for mounting and temperature stresses. In the consumable compartment 6, the structure is mounted on spring suspensions 5, which provide protection against vibration loads.

При работе топливной системы происходит вытеснение топлива из бака в расходный отсек при помощи газовой подушки. Расход топлива из расходного отсека к двигателю осуществляется через капиллярное заборное устройство, которое за счет сил поверхностного натяжения на фильтровальных мелкоячеистых сетках на границе раздела газ-жидкость обеспечивает разделение газовой и жидкостной фаз и бесперебойную (без газовых включений) подачу топлива к двигателю.During operation of the fuel system, fuel is displaced from the tank into the consumable compartment using a gas cushion. The fuel consumption from the supply compartment to the engine is carried out through a capillary intake device, which, due to surface tension forces on the filter meshes at the gas-liquid interface, ensures the separation of the gas and liquid phases and uninterrupted (without gas inclusions) fuel supply to the engine.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение полноты выработки топлива до момента попадания газа в топливную магистраль. Предлагаемая конструкция позволит снизить невырабатываемый из расходного отсека объем до 0,511 л.The technical result of the invention is to increase the completeness of fuel production until gas enters the fuel line. The proposed design will reduce the volume not produced from the consumable compartment to 0.511 liters.

Технический результат обеспечивается тем, что топливозаборник имеет верхний и нижний экраны, изготовленные из мелкоячеистой капиллярной сетки, нижний экран расположен в непосредственной близости от дна топливного расходного бака и повторяет его контур, а вход заборной трубы находится вертикально на минимально возможном расстоянии (H=D/4), обеспечивающем достаточный расход, от дна расходного отсека.The technical result is ensured by the fact that the fuel intake has an upper and lower screens made of a fine-mesh capillary grid, the lower screen is located in close proximity to the bottom of the fuel supply tank and repeats its contour, and the inlet of the intake pipe is vertically at the minimum possible distance (H = D / 4), providing sufficient flow from the bottom of the consumable compartment.

Предлагаемое изобретение позволяет значительно, в данном случае на 94%, уменьшить невырабатываемый до момента попадания газа в топливную магистраль остаток топлива из расходного отсека.The present invention allows to significantly, in this case, by 94%, reduce the remaining fuel until the gas enters the fuel line from the consumable compartment.

Устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное изобретение соответствует критерию «промышленная применимость».The device can be made using standard equipment and materials of domestic production. Thus, the claimed invention meets the criterion of "industrial applicability".

Источники информацииInformation sources

1. Патент RU 2120054 С1, МПК⁶ F02M 37/00, F02M 37/22. Система питания двигателя внутреннего сгорания / Куколев П.В., Горбунов В.В., Солдатов В.П. (20.05.1997).1. Patent RU 2120054 C1, IPC ⁶ F02M 37/00, F02M 37/22. The power system of the internal combustion engine / Kukolev P.V., Gorbunov V.V., Soldatov V.P. (05/20/1997).

2. Патент RU 2021168 С1, МПК⁶ B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П., Марфуненков К.А., Ацеров П.А. (10.04.1992). Опубл. 15.10.1994.2. Patent RU 2021168 C1, IPC ⁶ B64D 37/00. The method of generating fuel from the tanks of the aircraft and the fuel system of the aircraft / Belov A.P., Marfunenkov K.A., Acerov P.A. (04/10/1992). Publ. 10/15/1994.

3. Патент RU 2497724 С1, МПК⁶ B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. (09.04.2012).3. Patent RU 2497724 C1, IPC ⁶ B64D 37/00. The method of generating fuel from the tanks of the aircraft and the fuel system of the aircraft / Nikitin V.I., Kuranov E.G., Resh G.F. (04/09/2012).

4. Патент RU 2295047 С2, МПК⁶ F02C 7/06. Газотурбинный двигатель / Сергеев В.Б., Кузменко М.Л., Маркин А.К. (23.05.2005). Опубл. 10.03.2007.4. Patent RU 2295047 C2, IPC ⁶ F02C 7/06. Gas turbine engine / Sergeev V.B., Kuzmenko M.L., Markin A.K. (May 23, 2005). Publ. 03/10/2007.

5. Патент SU 862537, МПК⁶ B64D 37/00. Система перекачки топлива / Шевцов В.Ф., Тверецкий В.А., Малышев В.В., Борисов В.Д., Попов А.А. (10.04.1992). Опубл. 15.10.1994.5. Patent SU 862537, IPC ⁶ B64D 37/00. Fuel transfer system / Shevtsov V.F., Tvertsky V.A., Malyshev V.V., Borisov V.D., Popov A.A. (04/10/1992). Publ. 10/15/1994.

6. Патент RU 2024419 С1, МПК⁶ B64D 1/02, B64D 37/00, F16L 37/02. Узел стыковки воздушных магистралей летательного аппарата / Котов Л.П., Орлов В.В., Титов Г.С., Киселев В.П. (03.07.1992). Опубл. 15.12.1994.6. Patent RU 2024419 C1, IPC ⁶ B64D 1/02, B64D 37/00, F16L 37/02. Knot of docking of air lines of an aircraft / Kotov L.P., Orlov V.V., Titov G.S., Kiselev V.P. (07/03/1992). Publ. 12/15/1994.

7. Патент RU 2030329 С1, МПК⁶ B64D 1/02, B64D 37/00, Устройство для стыковки трубопроводов / Котов Л.П., Орлов В.В., Дорохов Е.Т., Малой Б.С. (26.06.1992). Опубл. 10. 03.1994.7. Patent RU 2030329 C1, IPC ⁶ B64D 1/02, B64D 37/00, Device for docking pipelines / Kotov L.P., Orlov V.V., Dorokhov E.T., Maloy B.S. (06/26/1992). Publ. 10.03.1994.

8. Патент RU 2081793, МПК⁶ B64D 37/00. Система перекачки топлива летательного аппарата / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х. (01.07.1994). Опубл. 20.06.1997.8. Patent RU 2081793, IPC ⁶ B64D 37/00. Aircraft fuel transfer system / Belov A.P., Moiseev V.I., Syafukov A.Kh. (07/01/1994). Publ. 06/20/1997.

9. Патент RU 2309285 С2, МПК⁶ B64D 1/02, B64D 37/00. Система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания / Горячев Г.С., Кульбякин В.П., Хирнов А.В., Исакова Т.А. (16.12.2005). Опубл. 27.10.2007.9. Patent RU 2309285 C2, IPC ⁶ B64D 1/02, B64D 37/00. The fuel supply system for an aircraft internal combustion engine / Goryachev G.S., Kulbyakin V.P., Khirnov A.V., Isakova T.A. (December 16, 2005). Publ. 10/27/2007.

10. Патент RU 94024859 A1, МПК⁶ B64D 37/00. Система перекачки топлива / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х. (16.12.2005). Опубл. 27.10.2007.10. Patent RU 94024859 A1, IPC ⁶ B64D 37/00. Fuel transfer system / Belov A.P., Moiseev V.I., Syafukov A.Kh. (December 16, 2005). Publ. 10/27/2007.

11. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями: учеб. пособие / Поликовский В.И., Сурнов Д.Н. - М.: Машиностроение, 1965. - 256 с.11. Power plants of aircraft with jet engines: textbook. allowance / Polikovsky V.I., Surnov D.N. - M.: Mechanical Engineering, 1965. - 256 p.

12. Башта Т.М. Расчеты и конструкции самолетных гидравлических устройств: [Текст] / Т.М. Башта. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Оборонгиз, 1961. - 475 с.12. Bashta T.M. Calculations and designs of aircraft hydraulic devices: [Text] / T.M. Bashta. - 3rd ed., Revised. and add. - M .: Oborongiz, 1961 .-- 475 p.

14. Киселев П.Г. Справочник по гидравлическим расчетам. - М.-Л.: Госэнергоиздат, 1957. - 352 с.14. Kiselev P.G. Handbook of hydraulic calculations. - M.-L.: Gosenergoizdat, 1957.- 352 p.

Claims

The capillary fuel intake of the aircraft, consisting of capillary shields and an intake pipe, characterized in that the shape of the capillary screen follows the contour of the flow compartment, and the inlet of the intake pipe is brought to the bottom of the flow compartment at a distance H = D / 4, where D is the diameter of the passage section of the intake pipe .