RU84345U1 - AIRCRAFT FUEL TANK - Google Patents
AIRCRAFT FUEL TANK Download PDFInfo
- Publication number
- RU84345U1 RU84345U1 RU2009101994/22U RU2009101994U RU84345U1 RU 84345 U1 RU84345 U1 RU 84345U1 RU 2009101994/22 U RU2009101994/22 U RU 2009101994/22U RU 2009101994 U RU2009101994 U RU 2009101994U RU 84345 U1 RU84345 U1 RU 84345U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- tank
- pipelines
- compartment
- inlet
- Prior art date
Links
Landscapes
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
Abstract
1. Топливный бак летательного аппарата, расположенный вдоль фюзеляжа и снабженный перегородкой, разделяющей полость бака на основной отсек, сообщенный с магистралью подачи газа наддува, и расходный отсек, сообщенный с магистралью подачи топлива в двигатель; основной и расходный отсеки сообщены магистралью перелива топлива, отличающийся тем, что расходный отсек выполнен в нижней части бака, для чего разделительная перегородка расположена горизонтально в нижней части бака, входное отверстие магистрали подачи топлива размещено в центральной части расходного отсека, а магистраль перелива выполнена из двух отдельных трубопроводов, при этом их входные отверстия расположены у противоположных боковых стенок бака, а выходные отверстия расположены ниже уровня входного отверстия магистрали подачи топлива в двигатель; каждый из трубопроводов магистрали перелива изогнут в виде петли, приближенной к боковой стенке бака, противоположной от места расположения входного отверстия, при этом у боковой стенки бака в стенке трубопровода и разделительной перегородке выполнены дренажные отверстия. ! 2. Топливный бак летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что напротив выходных отверстий трубопроводов магистрали перелива в дне бака выполнены углубления, в которых размещены выходные участки трубопроводов магистрали перелива. ! 3. Топливный бак летательного аппарата по п.1 или 2, отличающийся тем, что входные отверстия каждого трубопровода магистрали перелива топлива расположены вблизи пересечения противоположных боковой и торцевой стенок бака, а выходные отверстия трубопроводов магистралей перелива топлива разме�1. The fuel tank of the aircraft, located along the fuselage and equipped with a partition dividing the cavity of the tank into the main compartment, in communication with the supply line of boost gas, and a consumable compartment, in communication with the line for supplying fuel to the engine; the main and consumable compartments are communicated by a fuel overflow line, characterized in that the consumable compartment is made in the lower part of the tank, for which the dividing wall is located horizontally in the lower part of the tank, the inlet of the fuel supply line is located in the central part of the consumable compartment, and the overflow line is made of two individual pipelines, while their inlet openings are located at opposite side walls of the tank, and the outlet openings are located below the level of the inlet of the supply line and fuel to the engine; each of the pipelines of the overflow line is bent in the form of a loop close to the side wall of the tank, opposite to the location of the inlet, while drainage holes are made at the side wall of the tank in the pipeline wall and the dividing wall. ! 2. The fuel tank of the aircraft according to claim 1, characterized in that opposite the outlet openings of the pipelines of the overflow line in the bottom of the tank, recesses are made in which the outlet sections of the pipelines of the overflow line are located. ! 3. Aircraft fuel tank according to claim 1 or 2, characterized in that the inlet openings of each pipeline of the fuel overflow line are located near the intersection of the opposite side and end walls of the tank, and the outlet openings of the pipelines of the overflow fuel lines are
Description
Полезная модель относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата (ЛА), а конкретно, к конструктивной модификации топливного бака (ТБ) с внутренней перегородкой и переливной магистралью, обеспечивающего выработку топлива в полете при действии знакопеременных перегрузок.The utility model relates to devices associated with the supply of fuel to the power plant of an aircraft (LA), and in particular, to a structural modification of the fuel tank (TB) with an internal baffle and overflow line, which ensures the generation of fuel in flight under the action of alternating overloads.
Известен ТБ ЛА (полезная модель РФ №30706), сообщенный с магистралями подачи в бак газа вытеснения и топлива в двигатель, содержащий как минимум два отсека с разделительной перегородкой и переливной магистралью, которая выполнена в виде колена, состоящего, по крайней мере, из двух вертикально расположенных, противоположно направленных U-образных колен; во входном участке переливной магистрали установлен с возможностью поворота относительно перпендикулярной потоку топлива оси нормально-закрытый подпружиненный заправочный клапан, имеющий дросселирующее сечение для перетекания топлива питания двигателя. ТБ расположен вдоль фюзеляжа, а разделительная перегородка - перпендикулярна его оси.Known TB aircraft (utility model of the Russian Federation No. 30706), communicated with the supply lines to the gas displacement tank and fuel into the engine, containing at least two compartments with a dividing wall and overflow line, which is made in the form of an elbow, consisting of at least two vertically located, oppositely directed U-shaped knees; in the inlet section of the overflow line is installed with the possibility of rotation relative to the axis perpendicular to the fuel flow normally closed spring-loaded filling valve having a throttling section for the flow of fuel supply to the engine. TB is located along the fuselage, and the dividing wall is perpendicular to its axis.
Существенными признаками предлагаемого ТБ ЛА, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие - топливный бак летательного аппарата расположен вдоль фюзеляжа и снабжен перегородкой, разделяющей полость бака на основной отсек, сообщенный с магистралью подачи газа, и расходный отсек, сообщенный с магистралью подачи топлива в двигатель; основной и расходный отсеки сообщены магистралью перелива топлива.The essential features of the proposed aircraft safety, coinciding with the features of the prototype, are the following - the fuel tank of the aircraft is located along the fuselage and is equipped with a partition dividing the cavity of the tank into the main compartment, in communication with the gas supply line, and a consumable compartment in communication with the fuel supply line to the engine; the main and consumable compartments are communicated by a fuel overflow line.
В известном ТБ высокоманевренного ЛА в полете при действии на топливо большого количества циклов с боковой или отрицательной вертикальной перегрузками возникает перепад давления столба топлива на входе в магистраль перелива, под действием которого топливо из расходного отсека переливается в основной отсек, что приводит к уменьшению запаса топлива в расходном отсеке, оголению входа в магистраль подачи топлива в двигатель и останову двигателя ЛА.In a well-known high-maneuverable aircraft TB in flight, when the fuel is exposed to a large number of cycles with lateral or negative vertical overloads, a pressure difference in the fuel column at the inlet to the overflow line occurs, under which the fuel from the consumable compartment overflows into the main compartment, which leads to a decrease in the fuel supply consumable compartment, exposing the entrance to the fuel supply line to the engine and stopping the aircraft engine.
Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое решение, является обеспечение бесперебойной подачи топлива в двигатель высокоманевренного ЛА при воздействии на топливо большого количества циклов с боковой или отрицательной вертикальной перегрузками.The technical result, the achievement of which the proposed solution is aimed at, is to ensure uninterrupted fuel supply to the engine of a highly maneuverable aircraft when a large number of cycles with lateral or negative vertical overloads are exposed to fuel.
Для решения поставленной технической задачи в топливном баке летательного аппарата, расположенном вдоль фюзеляжа и снабженном перегородкой, разделяющей полость бака на основной отсек, сообщенный с магистралью подачи газа, и расходный отсек, сообщенный с магистралью подачи топлива в двигатель, при этом основной и расходный отсеки сообщены магистралью перелива топлива, расходный отсек выполнен в нижней части бака, для чего разделительная перегородка расположена горизонтально в нижней части бака, входное отверстие магистрали подачи топлива размещено в центральной части расходного отсека, а магистраль перелива выполнена из двух отдельных трубопроводов, при этом их входные отверстия расположены у противоположных боковых стенок бака, а выходные отверстия расположены ниже уровня входного отверстия магистрали подачи топлива в двигатель; каждый из трубопроводов магистрали перелива изогнут в виде петли, приближенной к боковой стенке бака, противоположной от места расположения входного отверстия, при этом у боковой стенки бака в стенке трубопровода и разделительной перегородке выполнены дренажные отверстия. Кроме того, для уменьшения невырабатываемого остатка топлива напротив выходных отверстий трубопроводов магистрали перелива в дне бака выполнены углубления, в которых размещены выходные участки трубопроводов магистрали перелива. Дополнительно, для обеспечения бесперебойной подачи топлива при воздействии продольной положительной или отрицательной перегрузок входные отверстия каждого трубопровода магистрали перелива топлива расположены вблизи пересечения противоположных боковой и торцевой стенок бака, а выходные отверстия трубопроводов магистралей перелива топлива размещены у торцевых стенок бака, противоположных торцевым стенкам, у которых расположены их входные отверстия, при этом в разделительной перегородке вблизи торцевых стенок бака выполнены дренажные отверстия.To solve the technical problem in the fuel tank of the aircraft, located along the fuselage and equipped with a partition dividing the cavity of the tank into the main compartment, in communication with the gas supply line, and the consumable compartment, in communication with the fuel supply line to the engine, while the main and consumable compartments are communicated the fuel overflow line, the consumable compartment is made in the lower part of the tank, for which the dividing wall is located horizontally in the lower part of the tank, the inlet of the supply line is top willow taken in the central part of consumable compartment and the overflow line is formed of two separate pipes, wherein the inlet openings are located at opposite side walls of the tank, and the outlet openings are arranged below the inlet fuel line to the engine; each of the pipelines of the overflow line is bent in the form of a loop close to the side wall of the tank, opposite to the location of the inlet, while drainage holes are made at the side wall of the tank in the pipeline wall and the dividing wall. In addition, in order to reduce the non-produced fuel residue opposite the outlet openings of the overflow pipelines in the bottom of the tank, recesses are made in which the outlet sections of the pipelines of the overflow main are located. Additionally, to ensure uninterrupted supply of fuel under the influence of longitudinal positive or negative overloads, the inlet openings of each pipeline of the fuel overflow line are located near the intersection of the opposite side and end walls of the tank, and the outlet openings of the pipelines of the overflow fuel lines are located at the end walls of the tank opposite the end walls, for which their inlets are located, while a drain is made in the dividing wall near the end walls of the tank rip holes.
Отличительными признаками предлагаемого ТБ ЛА являются следующие - расходный отсек выполнен в нижней части бака, для чего разделительная перегородка расположена горизонтально в нижней части бака, входное отверстие магистрали подачи топлива размещено в центральной части расходного отсека, а магистраль перелива выполнена из двух отдельных трубопроводов, при этом их входные отверстия расположены у противоположных боковых стенок бака, а выходные отверстия расположены ниже уровня входного отверстия магистрали подачи топлива в двигатель; каждый из трубопроводов магистрали перелива изогнут в виде петли, приближенной к боковой стенке бака, противоположной от места расположения входного отверстия, при этом у боковой стенки бака в стенке трубопровода и разделительной перегородке выполнены дренажные отверстия; напротив выходных отверстий трубопроводов магистрали перелива в дне бака выполнены углубления, в которых размещены выходные участки трубопроводов магистрали перелива; входные отверстия каждого трубопровода магистрали перелива топлива расположены вблизи пересечения противоположных боковой и торцевой стенок бака, а выходные отверстия трубопроводов магистралей перелива топлива размещены у торцевых стенок бака, противоположных торцевым стенкам, у которых расположены их входные отверстия, при этом в разделительной перегородке вблизи торцевых стенок бака выполнены дренажные отверстия.The distinguishing features of the proposed TB aircraft are the following: the consumable compartment is made in the lower part of the tank, for which the dividing wall is located horizontally in the lower part of the tank, the inlet of the fuel supply line is located in the central part of the consumable compartment, and the overflow line is made of two separate pipelines, while their inlet openings are located at opposite side walls of the tank, and the outlet openings are located below the level of the inlet of the fuel supply line to the engine; each of the pipelines of the overflow line is bent in the form of a loop close to the side wall of the tank, opposite to the location of the inlet, while drainage holes are made at the side wall of the tank in the pipeline wall and the dividing wall; opposite the outlet openings of the pipelines of the overflow line in the bottom of the tank, recesses are made in which the outlet sections of the pipelines of the overflow line are located; the inlet openings of each pipeline of the overflow fuel line are located near the intersection of the opposite side and end walls of the tank, and the outlet openings of the pipelines of the overflow fuel lines are located at the end walls of the tank, opposite the end walls, which have their inlet openings, while in the dividing wall near the end walls of the tank drainage holes are made.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат - обеспечивается бесперебойная подача топлива в двигатель ЛА при воздействии боковой или отрицательной перегрузок в процессе выработки расходного отсека ТБ. Благодаря дополнительным признакам обеспечивается уменьшение невырабатываемого остатка топлива в расходном отсеке, а также обеспечивается бесперебойная подача топлива при воздействии продольной положительной или отрицательной перегрузок.Due to the presence of these distinctive features, in combination with the known ones, the following technical result is achieved - an uninterrupted supply of fuel to the aircraft engine is ensured under the influence of lateral or negative overloads in the process of developing the TB consumable compartment. Thanks to additional features, a non-produced fuel residue is reduced in the consumable compartment, as well as an uninterrupted fuel supply when exposed to longitudinal positive or negative overloads.
Предложенное техническое решение может найти применение на высокоманевренных ЛА, обеспечивающих бесперебойную подачу топлива в двигатель при выработке ТБ с воздействием на топливо циклических знакопеременных перегрузок, при этом обеспечивающих длительный срок службы в связи с отсутствием в конструкции ТБ сложных устройств (например, топливных аккумуляторов с подвижными перегородками и агрегатами переключения расхода), а также в связи с отсутствием подвижных соединений (например, шарнирных или сильфонных соединений заборного участка магистрали подачи топлива).The proposed technical solution can be used on highly maneuverable aircraft that provide uninterrupted fuel supply to the engine during the production of fuel cells with the effect of cyclic alternating overloads on the fuel, while ensuring a long service life due to the absence of complex devices in the structure of the fuel cell (for example, fuel cells with movable partitions and flow switching units), as well as in the absence of movable joints (for example, articulated or bellows joints of the intake section and fuel supply lines).
Устройство поясняется рисунками, фиг.1-3, поясняющими расположение в ТБ разделительной перегородки и участков магистрали перелива топлива.The device is illustrated by drawings, figures 1-3, explaining the location in the TB of the dividing wall and sections of the fuel overflow line.
На фиг.1 показан вид ТБ сбоку, со стороны левого борта ЛА.Figure 1 shows a side view of the TB, from the side of the left side of the aircraft.
На фиг.2 показан вид ТБ спереди (вид фиг.1 по стрелке А).Figure 2 shows a front view of the TB (view of figure 1 along arrow A).
На фиг.3 показан вид ТБ снизу (вид фиг.1 по стрелке Б).Figure 3 shows a bottom view of the TB (view of figure 1 along arrow B).
На фиг.1-3 представлен ТБ ЛА, расположенный вдоль фюзеляжа ЛА по направлению полета и снабженный перегородкой 1, разделяющей полость ТБ на основной отсек 2, сообщенный с магистралью 3 подачи газа, и расходный отсек 4, сообщенный с магистралью 5 подачи топлива в двигатель ЛА. Разделительная перегородка 1 расположена горизонтально в нижней части ТБ. Входное отверстие 6 магистрали 5 подачи топлива размещено в центральной части расходного отсека 4. Переливная магистраль выполнена из двух отдельных трубопроводов 7 и 8, при этом их входные отверстия 9 и 10 расположены у противоположных боковых стенок - 11, по левому борту ЛА и 12, по правому борту ЛА, а их выходные отверстия 13 и 14 расположены в расходном отсеке 4 ниже уровня H1 входного отверстия 6 магистрали 5 подачи топлива в двигатель ЛА. Каждый из трубопроводов 7 и 8 изогнут в виде петли, приближенной к боковой стенке, соответственно, 12 и 11 ТБ, противоположной от места расположения своего входного отверстия 9 и 10, при этом у соответствующей боковой стенки 12 и 11, в стенке каждого трубопровода 7 и 8 и в разделительной перегородке 1 выполнены, соответственно, дренажные отверстия 15-18 (фиг.3). Напротив выходных отверстий 13 и 14 трубопроводов 7 и 8 в дне ТБ выполнены углубления 19 и 20 (фиг.1), в которых размещены выходные участки 21 и 22 трубопроводов 7 и 8. Входные отверстия 9 и 10 трубопроводов 7 и 8 магистрали перелива топлива расположены вблизи пересечения противоположных, соответственно, правой боковой стенки 11 и задней торцевой стенки 23 ТБ и вблизи пересечения левой боковой стенки 12 и передней торцевой стенки 24. Выходные отверстия 13 и 14 трубопроводов 7 и 8 магистрали перелива топлива размещены у торцевых стенок, соответственно 24 и 23, противоположных, соответственно торцевым стенкам 23 и 24 ТБ, у которых расположены входные отверстия 9 и 10, при этом в разделительной перегородке 1 вблизи торцевых стенок 23 и 24 выполнены дренажные отверстия, соответственно, 25 и 26.Figure 1-3 shows the TB aircraft located along the aircraft fuselage in the direction of flight and equipped with a partition 1 dividing the TB cavity into the main compartment 2, in communication with the gas supply line 3, and a consumable compartment 4, in communication with the fuel supply line 5 to the engine LA The partition wall 1 is located horizontally in the lower part of the TB. The inlet 6 of the fuel supply line 5 is located in the central part of the consumable compartment 4. The overflow line is made of two separate pipelines 7 and 8, while their inlet openings 9 and 10 are located at opposite side walls - 11, on the left side of the aircraft and 12, the right side of the aircraft, and their outlet openings 13 and 14 are located in the consumable compartment 4 below the level H 1 of the inlet 6 of the fuel supply line 5 to the aircraft engine. Each of the pipelines 7 and 8 is bent in the form of a loop close to the side wall of 12 and 11 TB, respectively, opposite to the location of its inlet 9 and 10, while at the corresponding side wall 12 and 11, in the wall of each pipeline 7 and 8 and in the dividing wall 1, respectively, drainage holes 15-18 are made (FIG. 3). Opposite the outlet openings 13 and 14 of the pipelines 7 and 8 in the bottom of the TB, recesses 19 and 20 are made (Fig. 1), in which the outlet sections 21 and 22 of the pipelines 7 and 8 are located. The inlet openings 9 and 10 of the pipelines 7 and 8 of the fuel overflow line are located near the intersection of the opposite, respectively, right side wall 11 and the rear end wall 23 of the TB and near the intersection of the left side wall 12 and the front end wall 24. The outlet openings 13 and 14 of the pipelines 7 and 8 of the fuel overflow line are located at the end walls, respectively 24 and 23 , prot and opposite, respectively, end walls 23 and 24 TB, which have inlet openings 9 and 10, while in the dividing wall 1 near the end walls 23 and 24 there are drainage holes, respectively, 25 and 26.
Устройство работает следующим образом. Заправка ТБ топливом осуществляется через заправочную горловину (на чертеже не показана), подстыкованную к магистрали 5 подачи топлива при открытой дренажной горловине (на чертеже не показана), подстыкованной к магистрали 3 подачи газа. При этом топливо заполняет расходный отсек 4 ТБ, из которого воздух выходит в отсек 2 через дренажные отверстия 17, 18, 25 и 26 в перегородке 1. Расход топлива по магистрали 5 при заправке отсека 4 выбирается небольшим, чтобы уменьшить диаметр этих дренажных отверстий необходимый для свободного выхода воздуха из отсека 4, в этом случае перетеканием топлива через дренажные отверстия 17, 18, 25 и 26 в полете при действии знакопеременных перегрузок можно пренебречь. После заправки расходного отсека 4 скорость заправки ТБ топливом может быть увеличена, так как заполнение основного отсека 2 ТБ топливом обеспечивается через трубопроводы 7 и 8 магистрали перелива топлива. В полете ЛА при действии отрицательной вертикальной перегрузки топливо в основном отсеке 2 перемещается к верхней стенке ТБ, а газ наддува - к разделительной перегородке 1; в расходном отсеке 4 топливо прижимается к перегородке 1 со стороны ее нижней части. При этом объем топлива от уровня Н2 до уровня H1, см. фиг.1 и фиг.2, находящийся внутри трубопроводов 7 и 8 под действием перепада давления от действия перегрузки выливается в основной отсек 2, освобождая от топлива выходные отверстия 13 и 14 (фиг.1) выходных частей 21 и 22 трубопроводов 7 и 8, что исключает перелив топлива из отсека 4 в отсек 2, при этом обеспечивается питание двигателя ЛА по магистрали 5 за счет объема топлива в полости расходного отсека 4 между уровнями H2 и H1. После прекращения действия этой перегрузки топливо в основном 2 и расходном 4 отсеках занимает штатное положение в их нижней части, а газ наддува перемещается в их верхнюю часть, при этом после воздействия перегрузки до выработки топлива из отсека 2, газ наддува из верхней части расходного отсека 4 через дренажные отверстия 17, 18, 25 и 26 поступает в основной отсек 2 ТБ, замещаясь топливом, поступающим из основного отсека 2 по участкам 7 и 8. При крутом развороте ЛА направо действует боковая перегрузка в направлении от правого борта к левому, от стенки 11 до стенки 12 ТБ (фиг.2). При этом свободная поверхность топлива в отсеках 2 и 4 занимает положение, близкое к вертикальному. После прохождения свободной поверхностью топлива уровня Н3, см. фиг.2, топливо из отсека 2 в отсек 4 по трубопроводу 7 переливаться не может потому, что его входное отверстие 9 оказывается в газовой полости отсека 2, при этом благодаря дросселю 18 и дросселю 16 в трубопроводе 8 газ наддува из полости отсека 2 поступает в полость трубопровода 8, разрывая жидкость в его полости на две части. Объем полости трубопровода 8 выше дросселя 16 под действием давления от перегрузки выливается обратно в отсек 2, а объем ниже дросселя 16 перемещается под действием перегрузки в полость отсека 4 вместе с уровнем свободной поверхности топлива. Питание двигателя ЛА по магистрали 5 обеспечивается за счет объема топлива, находящийся в расходном отсеке 4 между вертикальными уровнями Н3 и Н4 (фиг.2). При выполнении ЛА разворота налево картина выработки топлива меняется на симметрично противоположную, и в двигатель ЛА поступает объем топлива, находящийся в расходном отсеке 4 от вертикального уровня Н5 до вертикального уровня Н6. Благодаря углублениям 19 и 20 и соответствующему расположению в них выходных участков 21 и 22 участков 7 и 8, горизонтальный уровень Н2 их выходных отверстий 13 и 14 располагается ниже дна ТБ, поэтому обеспечивается полная выработка топлива из расходного отсека 4 ТБ. При действии положительной продольной перегрузки в направлении задней торцевой стенки 23 ТБ (фиг.1) топливо в отсеках 2 и 4 прижимается к стенке 23. Начиная с уровня Н7 (см. фиг.1) топливо из отсека 2 в отсек 4 по трубопроводу 8 переливаться не может потому, что его входное отверстие 10 оказывается в газовой полости. Питание двигателя ЛА топливом обеспечивается за счет объема топлива находящегося в отсека 2 и 4 ТБ между уровнями Н7 и H8, при этом газовые полости этих отсеков, сообщаются благодаря наличию дросселя 26, а жидкостные - по трубопроводу 7. При действии отрицательной продольной перегрузки в направлении передней торцевой стенки 24 ТБ картина перетекания топлива по трубопроводам 7 и 8 меняется на симметрично противоположную, и при действии перегрузки, в двигатель ЛА по магистрали 5 поступает объем топлива в отсеках 2 и 4 от уровня Н9 до уровня Н10. При отсутствии полетных перегрузок после выработки топлива из основного отсека 2 питание двигателя ЛА топливом обеспечивается за счет объема топлива, заключенного в расходном отсеке 4 между поверхностью перегородки 1 и уровнем H1. Таким образом обеспечивается выработка топлива из ТБ при воздействии циклических знакопеременных перегрузок без наличия в ТБ сложных устройств с подвижными деталями (например, аккумуляторов давления с подвижными перегородками, гибких и поворотных заборных устройств).The device operates as follows. Refueling of TB with fuel is carried out through the filler neck (not shown in the drawing), docked to the fuel supply line 5 with the drainage neck open (not shown in the drawing), docked to the gas supply line 3. In this case, the fuel fills the consumable compartment 4 TB, from which air enters the compartment 2 through the drain holes 17, 18, 25, and 26 in the partition 1. The fuel consumption along the line 5 when filling the compartment 4 is selected small in order to reduce the diameter of these drain holes required for free exit of air from compartment 4, in this case, the flow of fuel through the drain holes 17, 18, 25 and 26 in flight under the action of alternating overloads can be neglected. After refueling the consumable compartment 4, the speed of refueling the TB with fuel can be increased, since the filling of the main compartment 2 TB with fuel is provided through pipelines 7 and 8 of the fuel overflow line. During the flight of an aircraft under the effect of negative vertical overload, the fuel in the main compartment 2 moves to the upper wall of the TB, and the boost gas to the separation wall 1; in the consumable compartment 4, the fuel is pressed against the partition 1 from the side of its lower part. In this case, the volume of fuel from the level of H 2 to the level of H 1 , see figure 1 and figure 2, located inside the pipelines 7 and 8 under the influence of a differential pressure from the effect of overload is poured into the main compartment 2, freeing the fuel outlet openings 13 and 14 (Fig. 1) of the outlet parts 21 and 22 of pipelines 7 and 8, which eliminates the overflow of fuel from compartment 4 to compartment 2, while the aircraft engine is powered by line 5 due to the volume of fuel in the cavity of the consumable compartment 4 between the levels of H 2 and H 1 . After the termination of this overload, the fuel in the main 2 and 4 flow compartments occupies a regular position in their lower part, and the boost gas moves to their upper part, and after the overload is applied to generate fuel from compartment 2, the boost gas from the upper part of the flow compartment 4 through the drainage holes 17, 18, 25 and 26 it enters the main compartment 2 TB, being replaced by fuel coming from the main compartment 2 in sections 7 and 8. With a sharp turn of the aircraft to the right, there is a side overload in the direction from the starboard to the left, from the walls ki 11 to the wall 12 TB (figure 2). In this case, the free surface of the fuel in compartments 2 and 4 occupies a position close to vertical. After passing through the free surface of the fuel level H 3 , see figure 2, the fuel from the compartment 2 into the compartment 4 through the pipeline 7 can not be poured because its inlet 9 is in the gas cavity of the compartment 2, due to the throttle 18 and the throttle 16 in the pipeline 8, the boost gas from the cavity of the compartment 2 enters the cavity of the pipeline 8, tearing the liquid in its cavity into two parts. The volume of the cavity of the pipe 8 above the throttle 16 under the influence of pressure from the overload is poured back into the compartment 2, and the volume below the throttle 16 moves under the influence of the overload into the cavity of the compartment 4 together with the level of the free surface of the fuel. The power of the aircraft engine on the highway 5 is provided due to the volume of fuel located in the consumable compartment 4 between the vertical levels of H 3 and H 4 (figure 2). When performing an aircraft left turn, the picture of fuel production changes to the symmetrically opposite, and the volume of fuel in the flow compartment 4 from the vertical level H 5 to the vertical level H 6 enters the aircraft engine. Due to the recesses 19 and 20 and the corresponding location of the outlet sections 21 and 22 of sections 7 and 8 in them, the horizontal level H 2 of their outlet openings 13 and 14 is located below the bottom of the TB, therefore, complete fuel production from the consumable compartment of 4 TB is ensured. Under the action of positive longitudinal overload in the direction of the rear end wall 23 TB (Fig. 1), the fuel in compartments 2 and 4 is pressed against the wall 23. Starting from level H 7 (see Fig. 1), the fuel from compartment 2 to compartment 4 is piped 8 cannot overflow because its inlet 10 is in the gas cavity. The aircraft engine is powered by fuel due to the volume of fuel located in compartment 2 and 4 TB between levels H 7 and H 8 , while the gas cavities of these compartments are communicated due to the throttle 26, and the liquid cavities through pipeline 7. Under the influence of negative longitudinal overload in in the direction of the front end wall of 24 TB, the pattern of fuel flowing through pipelines 7 and 8 changes to the symmetrically opposite, and under the action of overload, the volume of fuel in compartments 2 and 4 from the level of H 9 to the level of H 10 enters the aircraft engine through line 5. In the absence of flight overloads after fuel has been exhausted from the main compartment 2, the aircraft engine is powered by fuel due to the amount of fuel enclosed in the consumable compartment 4 between the surface of the partition 1 and the level of H 1 . This ensures the generation of fuel from the TB when exposed to cyclic alternating overloads without the presence of complex devices with moving parts in the TB (for example, pressure accumulators with movable partitions, flexible and rotary intake devices).
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009101994/22U RU84345U1 (en) | 2009-01-23 | 2009-01-23 | AIRCRAFT FUEL TANK |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009101994/22U RU84345U1 (en) | 2009-01-23 | 2009-01-23 | AIRCRAFT FUEL TANK |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU84345U1 true RU84345U1 (en) | 2009-07-10 |
Family
ID=41046168
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009101994/22U RU84345U1 (en) | 2009-01-23 | 2009-01-23 | AIRCRAFT FUEL TANK |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU84345U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7814719B2 (en) | 2004-06-14 | 2010-10-19 | Plastedil S.A. | Self-supporting construction element made of expanded plastic material, in particular for manufacturing building floors and floor structure incorporating such element |
| CN114044152A (en) * | 2021-12-17 | 2022-02-15 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Bidirectional oil supply balancing system and correcting method for internal combustion oil tank of left wing and right wing of airplane |
-
2009
- 2009-01-23 RU RU2009101994/22U patent/RU84345U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7814719B2 (en) | 2004-06-14 | 2010-10-19 | Plastedil S.A. | Self-supporting construction element made of expanded plastic material, in particular for manufacturing building floors and floor structure incorporating such element |
| CN114044152A (en) * | 2021-12-17 | 2022-02-15 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Bidirectional oil supply balancing system and correcting method for internal combustion oil tank of left wing and right wing of airplane |
| CN114044152B (en) * | 2021-12-17 | 2023-11-28 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Bidirectional oil supply balance system and correction method for internal combustion oil tanks of left and right wings of aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN202852079U (en) | U type pipeline coal gas water seal device | |
| CN102140957A (en) | Expansion tank for automobile | |
| RU84345U1 (en) | AIRCRAFT FUEL TANK | |
| CN102278133B (en) | Individual overflow water seal fire relief and explosion release device | |
| RU2390472C1 (en) | Aircraft fuel tank | |
| CN208407883U (en) | A kind of integrated water-cooling ozone clean equipment | |
| CN211529464U (en) | Self-water-replenishing ship lock demonstration experiment device for different water delivery systems | |
| RU2497724C1 (en) | Aircraft fuel tank | |
| CN104163461B (en) | A kind of novel water treatment purifier | |
| CN105301187A (en) | Sewage pipeline simulation device | |
| CN206081756U (en) | Novel high -efficient water pitcher that divides | |
| CN101435194A (en) | Water surface floater interception apparatus | |
| CN110559692B (en) | Fluid machinery test system degassing unit | |
| CN202022770U (en) | Floating water distribution homogenizing oil recovery device | |
| CN203095663U (en) | Integrated air floating device | |
| RU2009134863A (en) | STAND OF HYDRAULIC TESTS OF GAS AND SEPARATORS OF PUMP UNITS FOR THE SUPPLY OF PLASTIC LIQUID | |
| CN110969925A (en) | Self-water-replenishing ship lock demonstration experiment device for different water delivery systems | |
| CN208802983U (en) | A kind of tin bath in floating glass production line protective gas mixing arrangement | |
| CN104163459B (en) | Household water filter | |
| CN102049152B (en) | Novel external-power-free laminar flow water shearing device and water shearing method | |
| CN206754383U (en) | For water purifier wastewater valve and there is its water purifier | |
| CN201416171Y (en) | Water surface floating material blocking device | |
| CN205965126U (en) | Water oil separating water tank | |
| CN206121230U (en) | Continuous layering jar | |
| CN205259148U (en) | Water charging system is concentrated in fishway import |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MG11 | Anticipatory lapse of a utility model patent in case of granting an identical utility model |
Ref document number: 2009101993 Country of ref document: RU Effective date: 20100527 |