RU2738283C1 - Aircraft fuel system - Google Patents

Aircraft fuel system Download PDF

Info

Publication number
RU2738283C1
RU2738283C1 RU2020109590A RU2020109590A RU2738283C1 RU 2738283 C1 RU2738283 C1 RU 2738283C1 RU 2020109590 A RU2020109590 A RU 2020109590A RU 2020109590 A RU2020109590 A RU 2020109590A RU 2738283 C1 RU2738283 C1 RU 2738283C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
valve
tank
aircraft
engine
Prior art date
Application number
RU2020109590A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Федорович Ивашин
Владимир Артёмович Каган
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 RU2020109590A priority Critical patent/RU2738283C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2738283C1 publication Critical patent/RU2738283C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/14—Filling or emptying
    • B64D37/20—Emptying systems
    • B64D37/22—Emptying systems facilitating emptying in any position of tank
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K17/00—Safety valves; Equalising valves, e.g. pressure relief valves
    • F16K17/36—Safety valves; Equalising valves, e.g. pressure relief valves actuated in consequence of extraneous circumstances, e.g. shock, change of position
    • F16K17/363—Safety valves; Equalising valves, e.g. pressure relief valves actuated in consequence of extraneous circumstances, e.g. shock, change of position the closure members being rotatable or pivoting

Landscapes

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

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to fuel supply systems in aircraft. Fuel system of aircraft comprises tank, fuel switching valve from fuel tank to engine, flow section with mesh air separator, pipelines (5) for fuel intake from the tank and system for draining working fluid from the hydraulic system into the fuel reservoir with a pressure constant pressure reduction valve. Valve for switching fuel intake from tank to engine is made in form of three-way slide valve (11), balanced in neutral position by means of springs (16, 17) and switched by control pressure of working fluid from hydraulic system, equal to adjusted pressure of reduction valve. Control pressure is supplied to three-way slide valve by movement of four-way slide (20) connecting hydraulically three-way valve (11) with communication of control pressure of working fluid from hydraulic system of AC. Movement of four-way spool (20) is ensured by load (26) in the form of a pendulum articulated and located along axis in flight direction with frame (27) having kinematic connection with four-way slide valve (20).
EFFECT: higher reliability of fuel system and continuous supply of engine with fuel in any positions of aircraft.
1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к системам подачи топлива в летательных аппаратах (ЛА) и может найти применение в конструкции заборных устройств топливной системы (ТС) двигателя беспилотного ЛА (БЛА) при любых условиях полета.The invention relates to fuel supply systems in aircraft (LA) and can be used in the design of the intake devices of the fuel system (TS) of the engine of an unmanned aircraft (UAV) under any flight conditions.

Обеспечение бесперебойной подачи топлива в двигатель вне зависимости от условий полета является одним из основных требований, предъявляемых к ТС. С этой целью в конструкцию бака как обязательные составляющие входят системы дренажа и наддува топливного бака, расходный бак для обеспечения двигателя топливом даже при кратковременных отрицательных перегрузках или маневрировании ЛА в полете, а также различные системы автоматики, приспособления и сетчатые воздухоотделители [1. Лещинер Л.Б. Проектирование топливных систем самолетов / Л.Б. Лещинер, И.Е. Ульянов; под ред. Г.С. Скубачевского. - М.: Машиностроение, 1975. - С. 79-84; 2. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М: Оборонгиз, 1952. - С. 54-58, фиг. 28, 29; с. 71-72, фиг. 42, 44; 3. Авиационные топливные системы: Учебник / С.В. Епифанов, А.И. Рыженко, Р.Ю. Цуканов. - Харьков: ХАИ, 2018. - С. 133.].Ensuring uninterrupted fuel supply to the engine regardless of flight conditions is one of the main requirements for a vehicle. For this purpose, the design of the tank as mandatory components includes the drainage and pressurization systems of the fuel tank, a supply tank to provide the engine with fuel even with short-term negative overloads or aircraft maneuvering in flight, as well as various automation systems, devices and mesh air separators [1. Leschiner L.B. Design of aircraft fuel systems / L.B. Leshchiner, I.E. Ulyanov; ed. G.S. Skubachevsky. - M .: Mechanical Engineering, 1975. - S. 79-84; 2. Polikovsky V.I. Aircraft power plants / V.I. Polikovsky. - M: Oborongiz, 1952. - S. 54-58, fig. 28, 29; from. 71-72, fig. 42, 44; 3. Aviation fuel systems: Textbook / S.V. Epifanov, A.I. Ryzhenko, R. Yu. Tsukanov. - Kharkov: KhAI, 2018. - P. 133.].

Устройства [1., 2., 3.] предназначены для авиационных систем, но нецелесообразны для замкнутых ТС БЛА ввиду их сложности. Заборные устройства с поплавковыми клапанами со сдвоенными узлами питания [2. С. 55, 56, фиг. 28 г; с. 58, фиг. 29 в.] отличаются нестабильностью в быстродействии, что приводит к нарушению герметичности в переходный момент посадки клапана на седло. В результате в расходном баке накапливается воздух, что неприемлемо для маневренных ЛА: при попадании воздуха в ТС образуется воздушная пробка, приводящая к остановке двигателя, что особенно критично для БЛА, так как в них затруднен повторный запуск двигателя. Для увеличения времени работы расходного бака из него удаляют скопление воздуха, перепуская его в топливный бак, или применяют заборные устройства в топливных баках, исключающие поступление в расходный бак объема воздуха, больше допустимого значения. При этом перепускные устройства являются конструктивно сложными и ненадежными.Devices [1., 2., 3.] are intended for aviation systems, but are impractical for closed UAV vehicles due to their complexity. Intake devices with float valves with dual feed units [2. P. 55, 56, fig. 28 g; from. 58, figs. 29 in.] Are characterized by instability in speed, which leads to a breach of tightness at the transient moment of the valve landing on the seat. As a result, air accumulates in the supply tank, which is unacceptable for maneuverable aircraft: when air enters the vehicle, an air lock forms, leading to engine shutdown, which is especially critical for UAVs, since it is difficult to restart the engine in them. To increase the operating time of the supply tank, the accumulation of air is removed from it, passing it into the fuel tank, or intake devices are used in the fuel tanks, which exclude the flow of air into the supply tank, which is greater than the permissible value. At the same time, bypass devices are structurally complex and unreliable.

Основным фактором появления воздушных пробок является попадание воздуха из устройств забора топлива при их переключении, поэтому обеспечение эффективности устройства переключателя забора топлива, его быстродействие с минимальным пропуском воздуха в систему является актуальной задачей.The main factor in the appearance of air locks is the ingress of air from the fuel intake devices when they are switched, therefore, ensuring the efficiency of the fuel intake switch device, its speed with minimal air flow into the system is an urgent task.

Наиболее близкой к заявляемому изобретению является ТС ЛА [4. Пат. 2 669 913 RU, МПК6 В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 16.11.2017; опубл. 24.12.2018, Бюл. №36.], в которой устройство с инерционным клапаном переключения забора топлива, обеспечивающее быстродействие, чувствительное к минимальным изменениям положения ЛА, представляет собой цилиндрический груз, перемещающийся в обойме по шарикоподшипнику и содержащий на торцах уплотнения, взаимодействующие оппозитно по седлам, перекрывающим трубопроводы сдвоенных узлов питания ТС. Недостатки указанного клапана как переключателя забора топлива следующие:Closest to the claimed invention is the aircraft vehicle [4. Pat. 2 669 913 RU, IPC 6 В64С 29/00. Fuel system of the aircraft / Gorbachev A.D., Ivashin A.F., Kagan V.A. - Applied. 11/16/2017; publ. 24.12.2018, Bul. No. 36.], In which a device with an inertial valve for switching the fuel intake, providing speed, sensitive to minimal changes in the position of the aircraft, is a cylindrical load moving in a cage along a ball bearing and containing seals at the ends, interacting oppositely along the seats that block the pipelines of the double units power supply of the vehicle. The disadvantages of this valve as a fuel intake switch are as follows:

- уплотняющая осевая составляющая силы по седлу зависит от веса груза и противодействия давлений топлива на груз и чрезвычайно мала при малых углах атаки и пикирования ЛА, и обеспечивает герметичность только при малых расходах топлива и наддуве бака, что значительно сокращает диапазон ее использования;- the sealing axial component of the force along the seat depends on the weight of the load and the counteraction of the fuel pressure on the load and is extremely small at low angles of attack and dive of the aircraft, and ensures tightness only at low fuel consumption and tank pressurization, which significantly reduces the range of its use;

- повышение массы груза как вариант решения проблемы также не приемлем, так как клапан при знакопеременном перемещении может повредиться еще при транспортировке ЛА.- increasing the weight of the cargo as a solution to the problem is also not acceptable, since the valve with alternating movement can be damaged even during the transportation of the aircraft.

Целью изобретения является создание надежной ТС ЛА с заборным устройством топлива из бака, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом при любом режиме работы и в условиях любых положений ЛА.The aim of the invention is to create a reliable aircraft vehicle with a fuel intake device from the tank, which provides continuous fuel supply to the engine in any operating mode and in any position of the aircraft.

Заявляемая ТС ЛА содержит бак, клапан переключения забора топлива из бака в двигатель, расходный отсек с сетчатым воздухоотделителем, трубопроводы забора топлива из бака и систему слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА в расходный отсек с редукционным клапаном постоянного перепада давления. Клапан переключения забора топлива из бака в двигатель выполнен в виде трехходового золотника, уравновешенного в нейтральном положении посредством пружин и переключаемого управляющим давлением рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, равным настроенному давлению редукционного клапана. Подача управляющего давления к трехходовому золотнику обеспечивается перемещением четырехходового золотника, соединяющего гидравлически трехходовой золотник с коммуникациями управляющего давления рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, т.е. с трубопроводами слива из гидросистемы ЛА. Перемещение четырехходового золотника обеспечивается грузом в виде шарнирно закрепленного и расположенного вдоль оси по направлению полета маятника с рамкой, имеющей кинематическую связь с четырехходовым золотником.The claimed aircraft vehicle contains a tank, a valve for switching the fuel intake from the tank to the engine, a supply compartment with a mesh air separator, fuel intake pipelines from the tank and a system for draining the working fluid from the aircraft hydraulic system into the supply compartment with a constant differential pressure reducing valve. The valve for switching fuel intake from the tank to the engine is made in the form of a three-way spool, balanced in the neutral position by means of springs and switched by the control pressure of the working fluid from the aircraft hydraulic system, equal to the adjusted pressure of the reducing valve. The control pressure supply to the three-way spool is provided by moving the four-way spool, which hydraulically connects the three-way spool with the communication of the control pressure of the working fluid from the aircraft hydraulic system, i.e. with drain pipelines from the aircraft hydraulic system. The movement of the four-way spool is provided by a load in the form of a pendulum hinged and located along the axis in the direction of flight with a frame kinematically connected with the four-way spool.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг. 1-5 представлена заявляемая ТС ЛА.The invention is illustrated by drawings. FIG. 1-5 shows the claimed aircraft vehicle.

На фиг. 1 изображены: бак 1, клапан 2 переключения забора топлива из бака 1, расходный отсек 3 и трубопроводы 4, 5 забора топлива из бака 1, трубопровод 6 слива рабочей жидкости из гидросистемы ЛА, редукционный клапан 7, сетчатый воздухоотделитель 8, трубопровод 9 забора топлива к двигателю и трубопровод 10, посредством которого клапан 2 сообщен с расходным отсеком 3. Состояние гидросистемы показано в горизонтальном положении ЛА. Обозначено направление полета (НП).FIG. 1 shows: tank 1, valve 2 for switching fuel intake from tank 1, flow compartment 3 and pipelines 4, 5 for taking fuel from tank 1, pipeline 6 for draining the working fluid from the aircraft hydraulic system, pressure reducing valve 7, mesh air separator 8, fuel intake pipeline 9 to the engine and pipeline 10, through which valve 2 is in communication with the supply compartment 3. The state of the hydraulic system is shown in the horizontal position of the aircraft. The direction of flight (NP) is indicated.

Клапан 2, изображенный на фиг. 2, состоит из золотника 11, расположенного в гильзе 12, содержащей окна 13, 14, 15, сообщающиеся с трубопроводами 4, 5, 10 соответственно. Золотник 11 уравновешен в нейтральном положении посредством пружин 16, 17 и содержит полости 18, 19, сообщающиеся с четырехходовым золотником 20. Четырехходовой золотник 20 предназначен для управления двусторонним движением золотника 11, содержащего трубопроводы 21, 22, 23, 24 подачи и слива рабочей жидкости из полостей 18, 19. Двустороннее перемещение четырехходового золотника 20 в гильзе 25 обеспечивается грузом 26 и рамкой 27. Груз 26 и рамка 27 имеют единое звено. Рамка 27 закреплена в шарнире 28 и имеет кинематическую связь с золотником 20. Двустороннее перемещение золотника 20 ограничено упорами 29.The valve 2 shown in FIG. 2, consists of a spool 11 located in a sleeve 12 containing ports 13, 14, 15, communicating with pipelines 4, 5, 10, respectively. The spool 11 is balanced in the neutral position by means of springs 16, 17 and contains cavities 18, 19, communicating with the four-way spool 20. The four-way spool 20 is designed to control the two-way movement of the spool 11 containing pipelines 21, 22, 23, 24 for supplying and draining the working fluid from cavities 18, 19. Bilateral movement of the four-way spool 20 in the sleeve 25 is provided by weight 26 and frame 27. Weight 26 and frame 27 have a single link. The frame 27 is fixed in the hinge 28 and has a kinematic connection with the spool 20. Bilateral movement of the spool 20 is limited by stops 29.

На фиг. 3, 4 поясняется принцип работы ТС с учетом положений ЛА в полете.FIG. 3, 4 explains the principle of operation of the vehicle, taking into account the positions of the aircraft in flight.

На фиг. 3 изображен клапан 2 при положении ЛА на кабрирование. 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. Груз 26 клапана 2 также в силу гравитации и перегрузки мгновенно перемещается в направлении против полета и рамкой 27 перемещает золотник 20, обеспечивая сообщение трубопроводов 6 и 21, 22 и 23, а также подачу в полость 18 управляющего давления, соответствующего настроенному давлению редукционного клапана 7, под действием которого золотник 11 перемещается до полного перекрытия окна 13 и открытия окна 14. В исходном состоянии окна 13, 14 находятся открытыми наполовину, перекрывая доступ газа через трубопровод 4 и трубопровод 10 в расходный отсек 3. Из трубопровода 5 через окна 14, 15 и трубопровод 10 обеспечивается поступление топлива в расходный отсек 3, далее через сетчатый воздухоотделитель 8 по трубопроводу 9 - к двигателю. Сообщением трубопроводов 21 и 23 обеспечивается дренаж полости 19 через окно 15 и трубопровод 10 - в расходный отсек 3.FIG. 3 shows valve 2 when the aircraft is in pitch-up position. Due to gravity and overload, the fuel is displaced to the rear of the tank at the level of the aircraft ascent angle, while leaving open, without fuel, the fuel intake pipeline 4. The weight 26 of the valve 2, also due to gravity and overload, instantly moves in the direction against the flight and the frame 27 moves the spool 20, providing communication of pipelines 6 and 21, 22 and 23, as well as supplying the cavity 18 with a control pressure corresponding to the adjusted pressure of the reducing valve 7, under the action of which the spool 11 moves until the window 13 is completely closed and the window 14 opens. In the initial state, the windows 13, 14 are half open, blocking the access of gas through the pipeline 4 and the pipeline 10 to the flow compartment 3. From the pipeline 5 through the windows 14, 15 and the pipeline 10 provides the flow of fuel into the supply compartment 3, then through the mesh air separator 8 through the pipeline 9 to the engine. The communication of pipelines 21 and 23 provides drainage of the cavity 19 through the window 15 and the pipeline 10 into the supply compartment 3.

На фиг. 4 изображен клапан 2 при положении ЛА на пикирование. Функционирование ТС в данном положении ЛА аналогично изложенному выше: груз 26 клапана 2 перемещается в направлении по полету и рамкой 27 перемещает золотник 20, обеспечивая сообщение трубопроводов 6 и 21, 22 и 24, а также подачу управляющего давления в полость 19. Под действием управляющего давления золотник 11 перемещается до полного перекрытия окна 14 и открытия окна 13, перекрывая доступ газа через трубопровод 5 и трубопровод 10 в расходный отсек 3. При этом из трубопровода 4 через окна 13, 15 и трубопровод 10 обеспечивается поступление топлива в расходный отсек 3, далее через сетчатый воздухоотделитель 8 по трубопроводу 9 - к двигателю. Сообщением трубопроводов 22 и 24 обеспечивается дренаж полости 18 через окно 15 и трубопровод 10 - в расходный отсек 3.FIG. 4 shows valve 2 when the aircraft is in a dive position. The functioning of the vehicle in this position of the aircraft is similar to that stated above: the weight 26 of the valve 2 moves in the direction of flight and the frame 27 moves the spool 20, ensuring the communication of pipelines 6 and 21, 22 and 24, as well as the supply of the control pressure to the cavity 19. Under the action of the control pressure the spool 11 moves until the window 14 is completely closed and the window 13 opens, blocking the access of gas through the pipeline 5 and the pipeline 10 to the supply compartment 3. At the same time, from the pipeline 4 through the windows 13, 15 and the pipeline 10, fuel is supplied to the supply compartment 3, then through mesh air separator 8 through line 9 - to the engine. The communication of pipelines 22 and 24 provides drainage of the cavity 18 through the window 15 and the pipeline 10 into the supply compartment 3.

На фиг. 5 представлен вид клапана 2 переключения забора топлива в двигатель, где упоры 29 и элементы 30, обеспечивающие положение груза 26 и золотника 20, выполнены в виде регулирующих винтов.FIG. 5 shows a view of the valve 2 for switching the fuel intake into the engine, where the stops 29 and the elements 30 that ensure the position of the weight 26 and the spool 20 are made in the form of adjusting screws.

Гарантированное обеспечение надежности переключения клапана 2 при различных положениях ЛА в полете достигается быстродействием перемещения золотников 20 и 11 независимо от давления топлива, подаваемого в клапан 2, а также независимо от воздействия управляющего гидравлического давления. Ввиду малых усилий, требуемых для перемещения золотника 20, рычажная система переключения управляющего золотника 20 в заявляемом устройстве остается надежной даже при применении груза малого веса. Таким образом исключается попадание газа в ТС при переключениях клапана 2 и оголении заборников топлива трубопроводов 4, 5.The guaranteed reliability of switching valve 2 at various positions of the aircraft in flight is achieved by the speed of movement of the spools 20 and 11 regardless of the fuel pressure supplied to valve 2, as well as regardless of the effect of the control hydraulic pressure. In view of the small forces required to move the spool 20, the lever switching system of the control spool 20 in the claimed device remains reliable even when using a low weight. This eliminates the ingress of gas into the vehicle when switching valve 2 and exposing the fuel intakes of pipelines 4, 5.

Техническим результатом является надежность ТС с устройством забора топлива из бака, обеспечивающим непрерывное питание двигателя топливом в любых положениях ЛА за счет:The technical result is the reliability of the vehicle with a device for taking fuel from the tank, which provides continuous fuel supply to the engine in any aircraft positions due to:

- чувствительности к минимальным изменениям положения ЛА;- sensitivity to minimal changes in aircraft position;

- быстродействия клапана переключения забора топлива из бака в двигатель;- the speed of the valve for switching the fuel intake from the tank to the engine;

- надежности клапана переключения забора топлива из бака: работа клапана не зависит от давления топлива, подаваемого через него;- reliability of the valve for switching fuel intake from the tank: the operation of the valve does not depend on the fuel pressure supplied through it;

- улучшения условий заполнения топливом трубопроводов забора топлива из бака и расходного отсека.- improving the conditions for filling the fuel intake pipelines from the tank and the supply compartment with fuel.

Топливная система ЛА может быть выполнена с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства и соответствует критерию «промышленная применимость».The aircraft fuel system can be made using standard equipment and materials of domestic production and meets the criterion of "industrial applicability".

Источники, принятые во внимание.Sources taken into account.

1. Лещинер Л.Б., Ульянов И.Е. Проектирование топливных систем самолетов / Л.Б. Лещинер, И.Е. Ульянов; под ред. Г.С. Скубачевского. - М.: Машиностроение, 1975. - 344 с.1. Leshchiner L.B., Ulyanov I.E. Design of aircraft fuel systems / L.B. Leshchiner, I.E. Ulyanov; ed. G.S. Skubachevsky. - M .: Mechanical Engineering, 1975 .-- 344 p.

2. Поликовский В.И. Самолетные силовые установки / В.И. Поликовский. - М.: Оборонгиз, 1952. - 600 с.2. Polikovsky V.I. Aircraft power plants / V.I. Polikovsky. - M .: Oborongiz, 1952 .-- 600 p.

3. Авиационные топливные системы: Учебник / С.В. Епифанов, А.И. Рыженко, Р.Ю. Цуканов. - Харьков: ХАИ, 2018. - 560 с.3. Aviation fuel systems: Textbook / S.V. Epifanov, A.I. Ryzhenko, R. Yu. Tsukanov. - Kharkiv: KhAI, 2018 .-- 560 p.

4. Пат. 2 669 913 RU, МПК6 В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 16.11.2017; опубл. 24.12.2018, Бюл. №36.4. Pat. 2 669 913 RU, IPC 6 В64С 29/00. Fuel system of the aircraft / Gorbachev A.D., Ivashin A.F., Kagan V.A. - Applied. 11/16/2017; publ. 24.12.2018, Bul. No. 36.

5. Гидравлические системы транспортных самолетов / Ж.С Черненко и др. - М.: Транспорт, 1975 - С. 3-4 [184 с.].5. Hydraulic systems of transport aircraft / Zh.S. Chernenko et al. - M .: Transport, 1975 - S. 3-4 [184 p.].

6. ПАТ. 190663 RU, МПК В64С 29/00. Топливная система летательного аппарата / Ивашин А.Ф., Каган В.А. - Заявл. 02.04. 2019; опубл. 08.07.2019, Бюл. №19.6. PAT. 190663 RU, IPC В64С 29/00. Fuel system of the aircraft / Ivashin A.F., Kagan V.A. - Applied. 02.04. 2019; publ. 07/08/2019, Bul. No. 19.

7. Машиностроительная гидравлика: справочное пособие / Т.М. Башта. -М.: Машиностроение, 1971. - С. 329-331, рис. 187-189 [672 с.].7. Machine-building hydraulics: a reference manual / T.М. Bashta. -M .: Mechanical engineering, 1971. - S. 329-331, fig. 187-189 [672 p.].

8. Гамынин Н.С. Основы следящего гидравлического привода / Н.С. Гамынин. - М.: Оборонгиз, 1962. - 292 с.8. Gamynin N.S. Fundamentals of the servo hydraulic drive. Gamynin. - M .: Oborongiz, 1962 .-- 292 p.

9. Бекиров Я.А. Технология производства следящего гидропривода. / Я.А. Бекиров. - М.: Машиностроение, 1977. - 224 с.9. Bekirov Ya.A. Production technology of the servo hydraulic drive. / Ya.A. Bekirov. - M .: Mechanical Engineering, 1977 .-- 224 p.

Claims (1)

Топливная система летательного аппарата, содержащая бак, клапан переключения забора топлива из бака в двигатель, расходный отсек с сетчатым воздухоотделителем, трубопроводы забора топлива из бака и систему слива рабочей жидкости из гидросистемы летательного аппарата в расходный отсек с редукционным клапаном постоянного перепада давления в коммуникациях управляющего давления рабочей жидкости из гидросистемы, отличающаяся тем, что клапан переключения забора топлива из бака в двигатель состоит из трехходового золотника, уравновешенного в нейтральном положении посредством пружин, четырехходового золотника, соединяющего гидравлически трехходовой золотник с коммуникациями управляющего давления рабочей жидкости, и груза в виде шарнирно закрепленного и расположенного вдоль оси по направлению полета маятника с рамкой, имеющей кинематическую связь с четырехходовым золотником.Fuel system of the aircraft, containing a tank, a valve for switching the fuel intake from the tank to the engine, a supply compartment with a mesh air separator, fuel intake pipelines from the tank and a system for draining the working fluid from the aircraft hydraulic system into the supply compartment with a constant differential pressure reducing valve in the control pressure lines working fluid from the hydraulic system, characterized in that the valve for switching the fuel intake from the tank to the engine consists of a three-way spool balanced in the neutral position by means of springs, a four-way spool that hydraulically connects the three-way spool with the working fluid control pressure communications, and a load in the form of a hinged and located along the axis in the direction of flight of the pendulum with a frame having a kinematic connection with a four-way spool.
RU2020109590A 2020-03-04 2020-03-04 Aircraft fuel system RU2738283C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020109590A RU2738283C1 (en) 2020-03-04 2020-03-04 Aircraft fuel system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020109590A RU2738283C1 (en) 2020-03-04 2020-03-04 Aircraft fuel system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2738283C1 true RU2738283C1 (en) 2020-12-11

Family

ID=73834949

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020109590A RU2738283C1 (en) 2020-03-04 2020-03-04 Aircraft fuel system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2738283C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB559792A (en) * 1942-10-26 1944-03-06 Phillips & Powis Aircraft Ltd Improvements in fluid flow control cocks
US20100176135A1 (en) * 2009-01-13 2010-07-15 Honda Motor Co., Ltd. Cold Start System for a Motor Vehicle
RU2669913C9 (en) * 2017-11-16 2018-12-24 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Aircraft fuel system
RU2709965C1 (en) * 2019-03-21 2019-12-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Aircraft fuel system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB559792A (en) * 1942-10-26 1944-03-06 Phillips & Powis Aircraft Ltd Improvements in fluid flow control cocks
US20100176135A1 (en) * 2009-01-13 2010-07-15 Honda Motor Co., Ltd. Cold Start System for a Motor Vehicle
RU2669913C9 (en) * 2017-11-16 2018-12-24 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Aircraft fuel system
RU2709965C1 (en) * 2019-03-21 2019-12-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Aircraft fuel system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102121530B (en) There is the transmission hydraulic control system of accumulator bypass valve assembly
CN202142234U (en) Hydraulic transmission model
US11235861B2 (en) Horizontal stabilizer trim actuator systems and methods
CN106402098B (en) A kind of electromechanical static pressure control system
RU2738283C1 (en) Aircraft fuel system
CN100523472C (en) Axial symmetric vector spray-pipe A9 action emergency resetting hydraulic system
US9169001B2 (en) Zonal hydraulic systems and methods
CA3021472A1 (en) Hydraulic no-back device
US20060029496A1 (en) Propeller actuation system
CA2869790A1 (en) Electric motor/generator power transfer unit
CA2869488C (en) Fuel transfer system controlled by float valves
CN104925242B (en) Control device and control method of outboard engine of unmanned ship
CN112324719A (en) Redundancy electro-hydrostatic actuating system and control method
CN110630591B (en) Hydraulic system of full-rotation rudder propeller device and control method thereof
KR20200110974A (en) Actuator for valve opening and closing
US10850824B2 (en) Redundant steering system for waterborne vessels
CN110848198A (en) Zero-oil-leakage energy conversion valve of double hydraulic system
RU2709965C1 (en) Aircraft fuel system
US20110239855A1 (en) Single effect hydraulic cylinder
CN104648663A (en) Telex steering system of carrier-based aircraft
CN104271940B (en) Pneumatic system for piston-mode motor
US20210009253A1 (en) Hydraulic actuation system
CN112082081A (en) Fin stabilizer lubricating system and lubricating operation method thereof
CN202071982U (en) Pressure balancing maintainer for underwater oil-filling system
US3958598A (en) High pressure, 4-position, 5-way, pilot operated valve for corrosive media