RU2709641C1 - Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank - Google Patents

Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank Download PDF

Info

Publication number
RU2709641C1
RU2709641C1 RU2019109750A RU2019109750A RU2709641C1 RU 2709641 C1 RU2709641 C1 RU 2709641C1 RU 2019109750 A RU2019109750 A RU 2019109750A RU 2019109750 A RU2019109750 A RU 2019109750A RU 2709641 C1 RU2709641 C1 RU 2709641C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
tank
aircraft
compartment
cavity
Prior art date
Application number
RU2019109750A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Фёдор Юрьевич Калёнов
Original Assignee
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority to RU2019109750A priority Critical patent/RU2709641C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2709641C1 publication Critical patent/RU2709641C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C37/00—Convertible aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)

Abstract

FIELD: rocket equipment.
SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, and more specifically to fuel compartments. Fuel compartment of aircraft (AC) with displacing fuel supply system includes intake tube rigidly fixed in its cavity, flow tank, spring-loaded valve and fuel level sensor. Sensor is pivotally fixed with axis in cavity of fuel compartment on bracket. Flow rate is deformable. Its movable part is fixed by a valve retained by a stopper passing through the intake pipe and pivotally connected to the axis of the fuel level sensor. Fuel compartment can be made of corrugated rubber or aluminum foil resistant to fuel.
EFFECT: completeness of fuel production is achieved.
3 cl, 4 dwg

Description

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

В настоящее время для забора топлива в маршевый двигатель используют топливозаборные устройства различных конструкций.Currently, fuel intake devices of various designs are used to take fuel into the main engine.

Известен топливный бак [1. Пат. 2507129 RU, МПК6 B64D 37/10, F02K 9/50. Топливный бак двигательной установки летательного аппарата / Булаев А.А., Никитин В.И. - Заявл. 24.07.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5], содержащий корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, и две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака. Центральный участок каждой из диафрагм выполнен выпуклым в сторону днища бака с радиусом, равным радиусу днища бака. Периферийный участок каждой из диафрагм выполнен вогнутым по отношению к соответствующему днищу бака. Сумма площадей участков диафрагмы и площади отбортовки равна площади поверхности соответствующего днища бака. При этом диафрагмы с соответствующими днищами бака образуют топливные полости, а с фланцем - газовую полость.Known fuel tank [1. Pat. 2507129 RU, IPC 6 B64D 37/10, F02K 9/50. A fuel tank of an aircraft engine propulsion system / Bulaev A.A., Nikitin V.I. - Declared. 07/24/2012; publ. 02.20.2014, Bull. No. 5], comprising a housing consisting of an axisymmetric flange with two bottoms in the form of shells of rotation, fittings for supplying gas of boost and fuel selection, and two rigid, made in the form of shells of rotation of the diaphragm, in contact by flanging the end section with the tank flange. The central portion of each of the diaphragms is convex towards the bottom of the tank with a radius equal to the radius of the bottom of the tank. The peripheral section of each of the diaphragms is made concave with respect to the corresponding bottom of the tank. The sum of the areas of the diaphragm sections and the flanging area is equal to the surface area of the corresponding tank bottom. At the same time, diaphragms with corresponding tank bottoms form fuel cavities, and with a flange, a gas cavity.

Также известна конструкция топливного бака ЛА [2. Пат. 2507127 RU, МПК6 B64D 37/02. Топливный бак летательного аппарата / Кочнев И.А. и др. - Заявл. 11.05.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5.], которая содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная оболочка, в оболочке выполнены прорези напротив устройства забора топлива к двигателю и устройства ввода газа наддува. Зазор между оболочкой и корпусом бака заполняется топливом.Also known design of the fuel tank of the aircraft [2. Pat. 2507127 RU, IPC 6 B64D 37/02. Aircraft fuel tank / Kochnev I.A. et al. - Decl. 05/11/2012; publ. 02.20.2014, Bull. No. 5.], Which contains a housing with input devices for boost gas and fuel intake to the engine. An additional shell is installed in the tank with a gap relative to the housing; slots are made in the shell opposite the fuel intake device to the engine and the boost gas input device. The gap between the shell and the tank body is filled with fuel.

Недостатки указанных выше конструкций [1.; 2.]:The disadvantages of the above designs [1 .; 2.]:

- значительные габариты топливного бака, определяемые его формой, образованной сферической поверхностью;- significant dimensions of the fuel tank, determined by its shape formed by a spherical surface;

- малый объем баков при использовании в ЛА с небольшим, менее 0,5 м в диаметре, корпусом; объем баков в таком случае ограничен объемом сферы, диаметр которой не может превышать диаметр корпуса ЛА.- a small volume of tanks when used in aircraft with a small, less than 0.5 m in diameter, body; the volume of the tanks in this case is limited by the volume of the sphere whose diameter cannot exceed the diameter of the aircraft body.

Известен способ выработки топлива из баков ЛА и топливная система двигателя внутреннего сгорания [3. Пат. 2021168 RU, МПК (1990.01) B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П., Марфуненков К.А., Ацеров П.А. - Заявл. 10.04.1992; опубл. 15.10.1994]. Способ основан на перекачке топлива из каждого топливного бака автономными приводными насосами с соблюдением очередности расхода топлива из баков. При этом сравнение 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.A known method of generating fuel from aircraft tanks and the fuel system of an internal combustion engine [3. Pat. 2021168 RU, IPC (1990.01) 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. - Declared. 04/10/1992; publ. 10/15/1994]. The method is based on pumping fuel from each fuel tank with independent drive pumps in compliance with the order of fuel consumption from the tanks. In this case, a comparison of the fuel supply from each group of fuel tanks of the subsequent flow line is set below the pressure of the fuel supply from the fuel tanks of the previous flow line. A 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. In this case, the collector is 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, and the collector of fuel supply from the fuel tanks of the previous flow stage is connected to the pipeline for supplying fuel to the flow tank behind the check valve of the fuel tank of the next stage expense.

Недостатком изобретения является наличие автономных приводных топливных насосов, что усложняет конструкцию. В данном изобретении газовая и жидкая фазы не разделены, что может стать причиной попадания газа в топливную магистраль, питающую двигатель.The disadvantage of the invention is the availability of stand-alone drive fuel pumps, which complicates the design. In this invention, the gas and liquid phases are not separated, which can cause gas to enter the fuel line supplying the engine.

В качестве прототипа заявляемого изобретения выбран топливный бак ЛА [4. Пат. 2497724 RU, МПК6 B64D 37/00. Топливный бак летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. - Заявл. 09.04.2012; опубл. 10.11.2013, Бюл. №31], 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 оснащенными инерционными массами переливными клапанами, 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.As a prototype of the claimed invention selected fuel tank LA [4. Pat. 2497724 RU, IPC 6 B64D 37/00. Aircraft fuel tank / Nikitin V.I., Kuranov E.G., Resh G.F. - Declared. 04/09/2012; publ. 11/10/2013, Bull. No. 31], located along the fuselage, equipped with baffles dividing the tank cavity into compartments, and the last generation 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 preceding the consumable, and communicated with the consumable compartment by two overflow lines, and the other two on its flat right and left sides.

Недостатками данной системы топливоподачи являются ее сложность ввиду наличия агрегатов топливной системы - переливных клапанов с переключателями, а также конструкция топливозаборника, которая не обеспечивает полноту выработки топлива.The disadvantages of this fuel supply system are its complexity due to the presence of fuel system units - overflow valves with switches, as well as the design of the fuel intake, which does not ensure complete fuel production.

Целью заявляемого изобретения является увеличение в сравнении с аналогами объема забора топливозаборником топлива из расходного бака ЛА и предотвращение попадания газа из системы наддува в топливную магистраль, ведущую к двигателю.The aim of the invention is to increase, in comparison with analogues, the volume of intake of fuel from the supply tank of the aircraft and preventing gas from entering the boost system into the fuel line leading to the engine.

Заявляемый топливный отсек ЛА с вытеснительной системой подачи топлива состоит из жестко закрепленной в полости топливного отсека заборной трубы, расходного бака, нагруженного пружиной клапана, датчика уровня топлива, шарнирно закрепленного осью в полости топливного отсека на кронштейне. Расходный бак выполнен деформируемым. Его подвижная часть фиксируется клапаном, удерживаемым стопором, проходящим через заборную трубу и шарнирно соединенным осью с датчиком уровня топлива.The inventive fuel compartment of an aircraft with a fuel injection system consists of a intake pipe rigidly fixed in the cavity of the fuel compartment of the intake pipe, a fuel tank loaded with a valve spring, a fuel level sensor pivotally mounted by an axis in the fuel compartment cavity on the bracket. The supply tank is made deformable. Its movable part is fixed by a valve held by a stopper passing through the intake pipe and pivotally connected by an axis to the fuel level sensor.

Заявляемое устройство поясняется чертежами.The inventive device is illustrated by drawings.

На фиг. 1-2 показан топливный отсек ЛА с деформируемым расходным баком 1, расположенным в полости отсека 2, топливо в которую поступает из прочих отсеков через переливную трубу 3. Полости отсека 2 и подвижная часть расходного бака 1 герметично сообщаются через заборную трубу 4, жестко закрепленную в полости отсека 2 на кронштейне. Стопор 5 проходит через заборную трубу 4 и удерживает в ней от перемещения нагруженный пружиной 6 клапан 7, объединяющий в открытом положении полости деформируемого расходного бака 1 и топливного отсека 2 ЛА и удерживающий от перемещения подвижную часть деформируемого расходного бака 1. Стопор 5 имеет возможность вертикального перемещения в отверстии трубы 4 при перемещении датчика уровня 8, с которым он шарнирно соединен осью 9. Датчик уровня 8, работающий по принципу архимедовой силы, шарнирно закреплен на кронштейне 10 в полости отсека 2 и имеет возможность вращения на оси 11.In FIG. 1-2 shows the fuel compartment of the aircraft with a deformable feed tank 1 located in the cavity of compartment 2, the fuel into which comes from other compartments through the overflow pipe 3. The cavities of compartment 2 and the movable part of the supply tank 1 are hermetically communicated through the intake pipe 4, rigidly fixed to cavity cavity 2 on the bracket. The stopper 5 passes through the intake pipe 4 and holds in it the valve 7, loaded with a spring 6, which unites the cavities of the deformable feed tank 1 and the fuel compartment 2 of the aircraft in the open position and keeps the movable part of the deformable feed tank 1 from moving, the stopper 5 has the possibility of vertical movement in the hole of the pipe 4 when moving the level sensor 8, with which it is pivotally connected by the axis 9. The level sensor 8, which works on the principle of Archimedean force, is pivotally mounted on the bracket 10 in the cavity of the compartment 2 and it is rotatable on the axis 11.

На фиг. 3 представлен клапан 7, зафиксированный стопором 5 в трубе заборной 4.In FIG. 3 shows a valve 7 fixed by a stopper 5 in the intake pipe 4.

При работе топливной системы происходит вытеснение топлива из топливного отсека 2 в двигатель через деформируемый расходный бак 1 при помощи газовой подушки. Топливо поступает в полость 2 деформируемого расходного бака 1 через переливную трубу 3 из топливного отсека ЛА. Расход топлива из топливного отсека 2 к двигателю осуществляется беспрепятственно через заборную трубу 4 и деформируемый расходный бак 1 через открытый клапан 7, удерживаемый стопором 5.During operation of the fuel system, fuel is displaced from the fuel compartment 2 into the engine through a deformable feed tank 1 using a gas cushion. The fuel enters the cavity 2 of the deformable consumable tank 1 through the overflow pipe 3 from the fuel compartment of the aircraft. Fuel consumption from the fuel compartment 2 to the engine is unhindered through the intake pipe 4 and the deformable flow tank 1 through the open valve 7, held by the stopper 5.

На фиг. 4 изображено положение конструктивных элементов в процессе выработки топлива из предыдущих полостей топливного отсека. При понижении уровня топлива в районе установки датчика уровня 8 происходит вращение его на оси 10, перемещение датчика уровня 8 в нижнее положение и взаимодействие его через ось 9 со стопором 5. Стопор 5 перемещается вертикально вниз и более не удерживает клапан 7. Клапан 7 расфиксирует подвижную часть деформируемого расходного бака 1. Под воздействием пружины 6 клапан 7 закрывается и герметизирует деформируемый расходный бак 1. Создается перепад давления между внутренней полостью деформируемого расходного бака 1 и его наружной поверхностью, на которую воздействует давление наддува, и происходит перемещение подвижной части расходного бака 1 и выход ее из заборной трубы 4.In FIG. 4 shows the position of the structural elements in the process of generating fuel from the previous cavities of the fuel compartment. When the fuel level decreases in the area where the level sensor 8 is installed, it rotates on the axis 10, the level sensor 8 moves to the lower position and interacts through the axis 9 with the stop 5. Stop 5 moves vertically downward and no longer holds valve 7. Valve 7 unlocks the movable part of the deformable supply tank 1. Under the influence of the spring 6, the valve 7 closes and seals the deformable supply tank 1. A pressure differential is created between the internal cavity of the deformable supply tank 1 and its outer surface, which acts as the boost pressure, and there is movement of the moving part supply tank 1 and its exit from the suction pipe 4.

Деформируемый расходный бак 1, не фиксируемый более клапаном 7, деформируется от действия давления наддува, и топливо, находящееся в нем, вытесняется в двигатель ЛА до полного израсходования. При этом предотвращается попадание газа из системы наддува в топливную магистраль, ведущую к двигателю.A deformable supply tank 1, which is no longer fixed by valve 7, is deformed by the action of boost pressure, and the fuel in it is forced out into the aircraft engine until it is completely used up. This prevents the ingress of gas from the boost system into the fuel line leading to the engine.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение полноты выработки топлива и предотвращение попадания газа в топливную магистраль. Как следствие, увеличивается время работы двигателя и повышается надежность ЛА в целом.The technical result of the invention is to increase the completeness of fuel production and to prevent gas from entering the fuel line. As a result, the operating time of the engine increases and the reliability of the aircraft as a whole increases.

Деформируемый расходный бак может быть изготовлен из стойкой в среде топлива гофрированной резины или алюминиевой фольги.A deformable supply tank can be made of corrugated rubber or aluminum foil that is resistant to fuel.

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, принятые во вниманиеSources taken into account

1. Пат. 2507129 RU, МПК6 B64D 37/10, F02K 9/50. Топливный бак двигательной установки летательного аппарата / Булаев А.А., Никитин В.И. - Заявл. 24.07.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5.1. Pat. 2507129 RU, IPC 6 B64D 37/10, F02K 9/50. A fuel tank of an aircraft engine propulsion system / Bulaev AA, Nikitin V.I. - Declared. 07/24/2012; publ. 02.20.2014, Bull. No. 5.

2. Пат. 2507127 RU, МПК6 B64D 37/02. Топливный бак летательного аппарата / Кочнев И.А. и др. - Заявл. 11.05.2012; опубл. 20.02.2014, Бюл. №5.2. Pat. 2507127 RU, IPC 6 B64D 37/02. Aircraft fuel tank / Kochnev I.A. et al. - Decl. 05/11/2012; publ. 02.20.2014, Bull. No. 5.

3. Пат. 2021168 RU, МПК (1990.01) B64D 37/00. Способ выработки топлива из баков летательного аппарата и топливная система летательного аппарата / Белов А.П., Марфуненков К.А., Ацеров П.А. - Заявл. 10.04.1992; опубл. 15.10.1994.3. Pat. 2021168 RU, IPC (1990.01) 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. - Declared. 04/10/1992; publ. 10/15/1994.

4. Пат. 2497724 RU, МПК6 B64D 37/00. Топливный бак летательного аппарата / Никитин В.И., Куранов Е.Г., Реш Г.Ф. - Заявл. 09.04.2012; опубл. 10.11.2013, Бюл.№31.4. Pat. 2497724 RU, IPC 6 B64D 37/00. Aircraft fuel tank / Nikitin V.I., Kuranov E.G., Resh G.F. - Declared. 04/09/2012; publ. 11/10/2013, Bull.No. 31.

5. Пат. 2120054 RU, МПК (1995.01) F02M 37/00, F02M 37/22. Система питания двигателя внутреннего сгорания / Куколев П.В., Горбунов В.В., Солдатов В.П. - Заявл. 20.05.1997; опубл. 10.10.1998.5. Pat. 2120054 RU, IPC (1995.01) F02M 37/00, F02M 37/22. The power system of an internal combustion engine / Kukolev P.V., Gorbunov V.V., Soldatov V.P. - Declared. 05/20/1997; publ. 10/10/1998.

6. Пат. 2024419 RU, МПК (1990.01) B64D 1/02, B64D 37/00, F16L 37/02. Узел стыковки воздушных магистралей летательного аппарата / Котов Л.П. и др. - Заявл. 03.07.1992; опубл. 15.12.1994.6. Pat. 2024419 RU, IPC (1990.01) B64D 1/02, B64D 37/00, F16L 37/02. Docking assembly of air lines of an aircraft / Kotov L.P. et al. - Decl. 07/03/1992; publ. 12/15/1994.

7. Пат. 2030329 RU, МПК (1995.01) B64D 1/02, B64D 37/00. Устройство для стыковки трубопроводов / Котов Л.П. и др. - Заявл. 26.06.1992; опубл. 10. 03.1995.7. Pat. 2030329 RU, IPC (1995.01) B64D 1/02, B64D 37/00. Device for docking pipelines / Kotov L.P. et al. - Decl. 06/26/1992; publ. 10.03.1995.

8. Пат. 2081793 RU, МПК (1995.01) B64D 37/00. Система перекачки топлива летательного аппарата / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х., - Заявл. 01.07.1994.8. Pat. 2081793 RU, IPC (1995.01) B64D 37/00. Aircraft fuel transfer system / Belov A.P., Moiseev V.I., Syafukov A.Kh., - Decl. 07/01/1994.

9. Патент 2309285 RU, МПК6 F02M 5/02, B64D 37/00. Система подачи топлива в авиационный двигатель внутреннего сгорания / Горячев Г.С. и др. - Заявл. 16.12.2005; опубл. 27.06.2007, Бюл. №18.9. Patent 2309285 RU, IPC 6 F02M 5/02, B64D 37/00. The fuel supply system in an aircraft internal combustion engine / Goryachev G.S. et al. - Decl. 12/16/2005; publ. 06/27/2007, Bull. Number 18.

10. Пат. 2295047 RU, МПК6 F02C 7/06. Газотурбинный двигатель / Сергеев В.Б., Кузменко М.Л., Маркин А.К. - Заявл. 23.05.2005; опубл. 10.03.2007, Бюл. №7.10. Pat. 2295047 RU, IPC 6 F02C 7/06. Gas turbine engine / Sergeev V.B., Kuzmenko M.L., Markin A.K. - Declared. 05/23/2005; publ. 03/10/2007, Bull. Number 7.

11. Пат. 689538 RU, МПК (1990.01) B64D 37/00. Система перекачки топлива / Шевцов В.Ф. и др. - Заявл. 23.12.1977; опубл. 15.09.1994.11. Pat. 689538 RU, IPC (1990.01) B64D 37/00. Fuel Transfer System / Shevtsov V.F. et al. - Decl. 12/23/1977; publ. 09/15/1994.

12. Пат. 2107634 RU, МПК6 B60K 15/03. Транспортное средство / Лысенко Е.В. - Заявл. 30.01.1996; опубл. 27.03.1998.12. Pat. 2107634 RU, IPC 6 B60K 15/03. Vehicle / Lysenko E.V. - Declared. 01/30/1996; publ. 03/27/1998.

13. Пат. 2181326 RU, МПК6 B60K 15/03, B60K 15/035, B60K 15/077. Устройство для хранения топлива / Хиодо Й. и др. - Заявл. 31.08.1998; опубл. 20.04.2002.13. Pat. 2181326 RU, IPC 6 B60K 15/03, B60K 15/035, B60K 15/077. A device for storing fuel / Hyodo J. et al. - Decl. 08/31/1998; publ. 04/20/2002.

14. Пат. 2463176 RU, МПК6 B60K 15/03, B60K 15/077, B65D 88/62, B65D 90/04. Топливный бак / Березина Т.Н., Березин И.В. - Заявл. 13.01.2011; опубл. 10.10.2011.14. Pat. 2463176 RU, IPC 6 B60K 15/03, B60K 15/077, B65D 88/62, B65D 90/04. Fuel tank / Berezina T.N., Berezin I.V. - Declared. 01/13/2011; publ. 10/10/2011.

15. Пат. 2092396 RU, МПК6 B64D 37/00. Топливный бак / Яруллин З.Ш. - Заявл. 25.12.1991; опубл. 10.10.1997.15. Pat. 2092396 RU, IPC 6 B64D 37/00. Fuel tank / Yarullin Z.S. - Declared. 12/25/1991; publ. 10/10/1997.

16. Пат. 2666004 RU, МПК6 B64D 37/00. Устройство забора топлива из бака летательного аппарата / ДергачевА.А. и др. - Заявл. 01.08.2017; опубл. 05.09.2018.16. Pat. 2666004 RU, IPC 6 B64D 37/00. A device for taking fuel from an aircraft tank / Dergachev A.A. et al. - Decl. 08/01/2017; publ. 09/05/2018.

17. Пат. 2416657 RU, МПК6 С22С 21/06. Деформируемый термически неупрочняемый сплав на основе алюминия / Пименов Ю.П. и др. - Заявл. 20.04.2010; опубл. 20.04.2011.17. Pat. 2416657 RU, IPC 6 C22C 21/06. Wrought thermally unstrengthened alloy based on aluminum / Pimenov Yu.P. et al. - Decl. 04/20/2010; publ. 04/20/2011.

18. Заявка на Из. 94024859 RU, МПК (1995.01) B64D 37/00. Система перекачки топлива / Белов А.П., Моисеев В.И., Сяфуков А.Х. - Заявл. 01.07.1994; опубл. 10.07.1996.18. Application for Iz. 94024859 RU, IPC (1995.01) B64D 37/00. Fuel transfer system / Belov A.P., Moiseev V.I., Syafukov A.Kh. - Declared. 07/01/1994; publ. 07/10/1996.

19. Заявка на Из. 94045507 RU, МПК (1995.01) B60K 15/03, B64D 37/02. Топливный бак и способ его изготовления / Бакшинов В.М. и др. - Заявл. 29.12.1994; опубл. 27.10.1996.19. Application for Iz. 94045507 RU, IPC (1995.01) B60K 15/03, B64D 37/02. Fuel tank and method of its manufacture / Bakshinov V.M. et al. - Decl. 12/29/1994; publ. 10/27/1996.

20. А.с. 1768410 SU, МПК B60K 15/03. Бак для рабочей жидкости / Камчугов Н.В., Лепехин А.Т., Ломоносов Ю.Н. - Заявл. 17.08.1990; опубл. 15.10.1992, Бюл. №38.20. A.S. 1768410 SU, IPC B60K 15/03. Tank for working fluid / Kamchugov N.V., Lepekhin A.T., Lomonosov Yu.N. - Declared. 08/17/1990; publ. 10/15/1992, Bull. No. 38.

21. Пат. 2667126 FR, МПК B22D 1/00 и др. Connection device with automatic positioning / Claude Masse - Заявл. 26.09.1990; опубл. 27.03.1992.21. Pat. 2667126 FR, IPC B22D 1/00 et al. Connection device with automatic positioning / Claude Masse - Claim. 09/26/1990; publ. 03/27/1992.

22. Поликовский В.И. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями: Учеб. пособие [Текст] / В.И. Поликовский, Д.Н. Сурнов / МАИ им. С.Орджоникидзе. - М.: Машиностроение, 1965. - 261 с. 22. Polikovsky V.I. Power plants of aircraft with jet engines: Textbook. allowance [Text] / V.I. Polikovsky, D.N. Surnov / MAI im. S. Ordzhonikidze. - M.: Mechanical Engineering, 1965. - 261 p.

23. Башта Т.М. Машиностроительная гидравлика: Справ. пособие [Текст] / Т.М. Башта. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Машиностроение, 1971.- 672 с. 23. Bashta T.M. Engineering Hydraulics: Ref. allowance [Text] / T.M. Bashta. - 2nd ed., Revised. and additional.- M.: Mechanical Engineering, 1971.- 672 p.

24. Киселев П.Г. Справочник по гидравлическим расчетам: [Текст] / П.Г. Киселев. - 2-е изд. - М.-Л.: Госэнергоиздат, 1957. - 352 с. 24. Kiselev P.G. Handbook of hydraulic calculations: [Text] / P.G. Kiselev. - 2nd ed. - M.-L.: Gosenergoizdat, 1957.- 352 p.

Claims (3)

1. Топливный отсек летательного аппарата с вытеснительной системой подачи топлива, состоящий из жестко закрепленной в полости топливного отсека заборной трубы, расходного бака, нагруженного пружиной клапана, датчика уровня топлива, шарнирно закрепленного осью в полости топливного отсека на кронштейне, отличающийся тем, что расходный бак выполнен деформируемым, его подвижная часть фиксируется клапаном, удерживаемым стопором, проходящим через заборную трубу и шарнирно соединенным осью с датчиком уровня топлива.1. The fuel compartment of an aircraft with a fuel injection system, consisting of a rigidly fixed intake pipe in the cavity of the fuel compartment, a fuel tank loaded with a valve spring, a fuel level sensor articulated by an axis in the fuel compartment cavity on the bracket, characterized in that the fuel tank is made deformable, its movable part is fixed by a valve held by a stopper passing through the intake pipe and pivotally connected by an axis to the fuel level sensor. 2. Топливный отсек по п. 1, отличающийся тем, что выполнен из стойкой в среде топлива гофрированной резины.2. The fuel compartment according to claim 1, characterized in that it is made of corrugated rubber that is resistant to fuel. 3. Топливный отсек по п. 1, отличающийся тем, что выполнен из алюминиевой фольги.3. The fuel compartment according to claim 1, characterized in that it is made of aluminum foil.
RU2019109750A 2019-04-02 2019-04-02 Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank RU2709641C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019109750A RU2709641C1 (en) 2019-04-02 2019-04-02 Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019109750A RU2709641C1 (en) 2019-04-02 2019-04-02 Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2709641C1 true RU2709641C1 (en) 2019-12-19

Family

ID=69006682

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019109750A RU2709641C1 (en) 2019-04-02 2019-04-02 Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2709641C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2788537C1 (en) * 2022-05-05 2023-01-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Capillary device for taking fuel from an aircraft tank

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2049963C1 (en) * 1993-04-07 1995-12-10 Высоцкий Алексей Леонидович System for preparation and supply of liquid fuel
US20110209771A1 (en) * 2008-11-21 2011-09-01 Tin-Woo Yung Liquid Impact Pressure Control Methods and Systems
RU2497724C1 (en) * 2012-04-09 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Aircraft fuel tank
RU2541570C2 (en) * 2013-02-26 2015-02-20 Виталий Алексеевич Алтунин Artillery barrel cooling jacket control board

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2049963C1 (en) * 1993-04-07 1995-12-10 Высоцкий Алексей Леонидович System for preparation and supply of liquid fuel
US20110209771A1 (en) * 2008-11-21 2011-09-01 Tin-Woo Yung Liquid Impact Pressure Control Methods and Systems
RU2497724C1 (en) * 2012-04-09 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Aircraft fuel tank
RU2541570C2 (en) * 2013-02-26 2015-02-20 Виталий Алексеевич Алтунин Artillery barrel cooling jacket control board

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2788537C1 (en) * 2022-05-05 2023-01-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Capillary device for taking fuel from an aircraft tank

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1896762B1 (en) Integrated plastic liner for propellant tanks for micro g conditions
US6196258B1 (en) Pressure control valve and evaporation fuel discharge control device
JP5690332B2 (en) Two-phase hydrogen pump and method
RU2669913C1 (en) Aircraft fuel system
RU2709641C1 (en) Fuel compartment of aircraft with deformable flow tank
RU2507129C1 (en) Aircraft fuel tank
EP2864614B1 (en) Valve and method for controlling flow of a turbomachine fluid
RU2497724C1 (en) Aircraft fuel tank
US2961130A (en) Fuel booster pumps
EP1033487B1 (en) Ampoule with starting fuel for igniting liquid rocket propellant components
RU2788537C1 (en) Capillary device for taking fuel from an aircraft tank
RU2709965C1 (en) Aircraft fuel system
CN112706932B (en) Fuel storage device of oil-driven ducted aircraft and control method
RU2751045C1 (en) Aircraft starting fuel valve
RU2662106C1 (en) Fuel intake device
CN209305864U (en) A kind of soft tank for jet-propelled unmanned plane
RU2406857C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2798205C1 (en) Aircraft fuel system
RU164216U1 (en) DEVICE FOR LOCALIZING A DUMPING GAS VOLUME OF A FILLED TANK
US1207333A (en) Torpedo construction.
RU2134216C1 (en) Aircraft fuel system
Harrington Pistonless Dual Chamber Rocket Fuel Pump: Testing and Performance
US3473333A (en) Ullage compensator
RU2810826C1 (en) Fuel tank of small spacecraft propulsion system with elastic fuel displacer
US20170297670A1 (en) Novel marine vehicle engine