RU91973U1 - Топливный бак для летательного аппарата - Google Patents

Abstract

1. Топливный бак для летательного аппарата, содержащий корпус и расположенную в корпусе камеру с патрубками подвода и отвода топлива, отличающийся тем, что камера выполнена многослойной, при этом внутренний слой камеры выполнен из эластичной полимерной пленки, стойкой к авиационному топливу, поверх которой нанесен антиадгезионный слой на силиконовой основе, средний слой расположен поверх антиадгезионного слоя и выполнен из пористого материала с адсорбентом из гелирующего вещества, внешний слой, нанесенный на средний слой, выполнен из маслобензостойкой полимочевины или полиуретана холодного отверждения с удлинением до разрыва не менее 450% и армирован 15-50 слоями полиарамидной ткани и 3-5 слоями капроновой ткани. ! 2. Топливный бак по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерного материала пленки используют пластифицированный поливинилхлорид. ! 3. Топливный бак по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве силиконовой основы антиадгезионного слоя используют силиконовое масло. ! 4. Топливный бак по п.1, отличающийся тем, что в качестве пористого материала используют пористую резину, наполненную органическим и/или неорганическим гелирующим веществом. ! 5. Топливный бак по п.4, отличающийся тем, что в качестве органического гелирующего вещества используют гидрофобизированный крахмал или набухающие органические порошки, а в качестве неорганического гелирующего вещества используют аэросил.

Description

Полезная модель относится к топливным бакам, в частности к топливным бакам, выполненным из полимерных композиционных материалов, для летательных аппаратов, и может найти применение в авиационной технике и вертолетостроении.

Известен топливный бак, содержащий расположенную в корпусе камеру, сообщенную с топливной системой аппарата, и выполненную из топливостойкого однородного материала (см. патент RU №2092396, Кл. B64D 37/02, опубл. 10.10.1997).

Недостаток известного топливного бака - значительный вес, недостаточная надежность от вытекания топлива при разрушении бака воздействием точечных нагрузок (снаряд, осколки), недостаточная полезная вместительность, невозможность использования внутреннего пространства фюзеляжа между стрингерными перегородками из-за сложности конструкции бака.

Технический результат - повышение надежности, герметичности после пробития и бронестойкости бака.

Указанный технический результат достигается тем, что в топливном баке для летательного аппарата, содержащем корпус и расположенную в корпусе камеру с патрубками подвода и отвода топлива, согласно полезной модели, камера выполнена многослойной, при этом внутренний слой камеры выполнен из эластичной полимерной пленки, стойкой к авиационному топливу, поверх которой нанесен антиадгезионный слой на силиконовой основе, средний слой расположен поверх антиадгезионного слоя и выполнен из пористого материала с адсорбентом из гелирующего вещества, внешний слой, нанесенный на средний слой, выполнен из маслобензостойкой полимочевины или полиуретана холодного отверждения с удлинением до разрыва не менее 450% и армирован 15-50 слоями полиарамидной ткани и 3-5 слоями капроновой ткани.

Полимочевина или полиуретан холодного отверждения является существенным признаком, так как позволяет получать эластичные оболочки практически любой формы за счет высокой скорости отверждения при напылении материалов, а также имеет высокую технологичность при нанесении машинным способом.

Признак «с удлинением до разрыва не менее 450%» является существенным признаком, так как позволяет повысить надежность бака. При удлинении до разрыва менее 450% снижается надежность из-за полной разгерметизации бака при падении летательного аппарата; полная разгерметизация бака приводит к крупной утечки топлива.

Внешний слой камеры армирован 15-50 слоями полиарамидной ткани, что также является существенным признаком. При количестве слоев менее 15 не обеспечивается достаточная бронестойкость. Армирование количеством слоев более 50 нецелесообразно в виду увеличения веса конструкции, что приводит к снижению свойств на растяжение.

Количество слоев 3-5 капроновой ткани для армирования внешнего слоя камеры является также существенным признаком, так как только при таком количестве слоев снижается технологическое напряжение в баке.

В качестве полимерного материала пленки можно использовать пластифицированный поливинилхлорид, что позволяет повысить стойкость к авиационному топливу.

В качестве силиконовой основы антиадгезионного слоя можно использовать силиконовое масло, что позволяет заменить внутренний слой при пробое и сместиться слоям при диссипации снаряда друг относительно друга при высокоскоростном пробое

В качестве пористого материала можно использовать пористую резину, наполненную органическим и/или неорганическим гелирующим веществом, что улучшает затягиваемость при пробое и снижает розлив топлива при разрушении летательного аппарата

В качестве органического гелирующего вещества можно использовать гидрофобизированный крахмал или набухающие органические порошки, а в качестве неорганического гелирующего вещества можно использовать аэросил, что увеличивает собираемость топлива и затягивание пробитых отверстий

На чертеже схематично изображен топливный бак.

Топливный бак содержит корпус 1, расположенную в нем камеру 2, патрубок 3 подвода топлива, патрубок 4 отвода топлива. Камера 2 выполнена многослойной. Первый, внутренний слой 5 (слой, контактирующий с топливом и наиболее удаленный от корпуса бака) выполнен из эластичной полимерной пленки, стойкой к авиационному топливу, например, на основе поливинилхлорида (ПВХ). Антиадгезионный слой 6 нанесен поверх внутреннего слоя 5. Средний (второй) слой 7 наносится на внутренний слой 5 через антиадгезионный слой 6 и представляет собой пористую резину, заполненную органическим и неорганическим гелеобразователем. Внешний слой 8 (третий) камеры выполнен из маслобензостойкой полимочивины или полиуретана, армированного, например, 30 слоями полиарамидной ткани и 3 слоями капроновой ткани.

Бак устанавливают в корпус летательного аппарата (самолета или вертолета) и заполняют топливом через патрубок 3 подвода топлива, которое расходуется при работе двигателя летательного аппарата, отбираясь через топливную систему из патрубка 4 отвода топлива.

При полете, осколок снаряда или пуля, попадая в корпус 1, пробивает его, расходуя при этом часть кинетической энергии, происходит частичная диссипация энергии. Размещенная в нем камера 2 воспринимает высокоскоростное воздействие от ослабленных осколков или пулевых снарядов и, если энергии пробития недостаточно, и благодаря материалам, из которых выполнены слои камеры, сохраняется целостность (герметичность) камеры от воздействия на нее точечных воздействий (осколков снаряда или пули), и бак эксплуатируется до посадки летательного аппарата и устранения пробития его корпуса.

В случае, если в результате попадания осколков снаряда или пули в камеру, происходит ее разгерметизация, слои камеры работают следующим образом. Внешний слой 8 растягивается и гасит большую часть энергии. За счет антиадгезионных характеристик слоя 6, слои 5 и 7, 8 частично смещаются друг относительно друга, перекрывая поток вытекающего топлива через сквозную пробоину. Далее топливо, пытаясь вытечь из бака, сталкивается с сопротивлением рваных краев поливинилхлоридной пленки слоя 5, теряя при этом часть напора, затем попадает в пористую резину слоя 7, для которого не характерен вынос частиц материала вместе с пулей осколками, в месте пробоины образуются рваные края, которые после прохождения снаряда смыкаются, «закрываются» в исходное положение, еще более перекрывает поток вытекающего топлива. Пористая резина слоя 7 частично впитывает топливо, которое превращается в не текучий расширяющийся гель, который полностью закупоривает пробоину в слое 7 и слое 8. Причем, полимочевина или полиуретан наружного слоя 8, работает также как и пористая резина в слое 7. Для слоя 8 не характерен вынос частиц материала вместе с пулей и осколками, в месте пробоины образуются рваные края, которые смыкаются («закрываются») в исходное положение.

Таким образом, после пробития, через короткое время бак снова становится черметичным.

Claims (5)

1. Топливный бак для летательного аппарата, содержащий корпус и расположенную в корпусе камеру с патрубками подвода и отвода топлива, отличающийся тем, что камера выполнена многослойной, при этом внутренний слой камеры выполнен из эластичной полимерной пленки, стойкой к авиационному топливу, поверх которой нанесен антиадгезионный слой на силиконовой основе, средний слой расположен поверх антиадгезионного слоя и выполнен из пористого материала с адсорбентом из гелирующего вещества, внешний слой, нанесенный на средний слой, выполнен из маслобензостойкой полимочевины или полиуретана холодного отверждения с удлинением до разрыва не менее 450% и армирован 15-50 слоями полиарамидной ткани и 3-5 слоями капроновой ткани.

2. Топливный бак по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерного материала пленки используют пластифицированный поливинилхлорид.

3. Топливный бак по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве силиконовой основы антиадгезионного слоя используют силиконовое масло.

4. Топливный бак по п.1, отличающийся тем, что в качестве пористого материала используют пористую резину, наполненную органическим и/или неорганическим гелирующим веществом.

5. Топливный бак по п.4, отличающийся тем, что в качестве органического гелирующего вещества используют гидрофобизированный крахмал или набухающие органические порошки, а в качестве неорганического гелирующего вещества используют аэросил.