Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке – B64D 37/00

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к одноступенчатым ракетам-носителям. Одноступенчатая ракета-носитель содержит один или несколько жидкостных ракетных двигателей, топливный бак с баками горючего и окислителя, одну или несколько пар навесных топливных баков горючего и окислителя, соединенных соответственно с баками горючего и окислителя топливного бака. Диаметрально расположенные относительно друг друга навесные топливные баки соединены с топливным баком двигательной установки с возможностью отделения после выработки топлива. Изобретение позволяет производить запуск с любой местности, исключает район падения отработанных частей ракеты-носителя. 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливной системе летательного аппарата. Топливная система содержит бак для жидкого топлива, двигатель и циклонный сепаратор с входом, имеющим жидкостную связь с топливным баком, первым выходом, имеющим жидкостную связь с системой питания двигателя топливом, и вторым выходом. Циклонный сепаратор выполнен с возможностью вывода относительно более плотного материала из первого выхода и относительно менее плотного материала из второго выхода. Топливная система может быть использована для удаления воды или льда из топливного бака путем разделения при помощи циклонного сепаратора жидкого топлива в баке на топливо, богатое водой, и очищенное топливо. Топливо, богатое водой, подается в двигатель, где вода сжигается вместе с топливом. Технический результат заключается в повышении эффективности очистки топлива от воды. 3н. и 15 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной и космической технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак содержит 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, а 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 образуют газовую полость. Технический результат заключается в снижении массы топливного бака. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива к силовой установке воздушного судна. Изобретение заключается в конструкции панели обшивки воздушного судна, которая при использовании представляет собой стенку бака для текучей среды, содержащей обшивочный слой с наружной поверхностью, которая представляет из себя аэродинамическую поверхность воздушного судна. В отверстии в обшивочном слое топливного бака установлена панель, содержащая ультразвуковой датчик измерителя уровня топлива, который смонтирован на внутренней поверхности обшивочного слоя рядом с отверстием в обшивочном слое; и панель доступа, которая закрывает отверстие и может быть отделена для получения доступа к датчику. Улучшаются аэродинамические характеристики, повышается надежность и безопасность полетов. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата 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, при этом заполняемый топливом зазор между оболочкой и корпусом бака выбран из соотношения:

0,002·D 0,145·D,

где - зазор между внутренней поверхностью корпуса бака и оболочкой;

D - внутренний диаметр корпуса бака.

Технический результат заключается в снижении массы топливного бака и увеличении предоставляемого под топливо объема при одновременном снижении нагрева топлива, подаваемого из топливного бака в двигательную установку. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру. При этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из предложенного авторами соотношения:

,

где М_Г - масса газа наддува в баллонах;

P - давление наддува топливного бака;

V - объем топливного бака;

R - газовая постоянная газа наддува;

T - температура газа наддува в конце полета сверхзвукового летательного аппарата.

Технический результат заключается в оптимизации компоновки и центровки летательного аппарата, а также в снижении массы газа наддува, заправленного в баллоны высокого давления. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к топливным бакам летательных аппаратов. В расходном отсеке топливного бака установлено подпружиненное капиллярное заборное устройство, с проницаемыми стенками из мелкоячеистых сеток, внутренняя полость которого 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. Расходный отсек 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 поверхностях. Технический результат заключается в обеспечении бесперебойной подачи топлива на вход в двигатель. 2 ил.

Описаны способы автоматической эксплуатации системы управления подачей топлива воздушного судна, имеющего по меньшей мере один топливный бак, причем каждый топливный бак имеет связанный с ним указатель количества топлива, обеспечивающий показание количества топлива в связанном с ним топливном баке, при этом первый способ включает расчет количества топлива на борту воздушного судна (FOB_FailedFQI), для использования системой управления подачей топлива в случае неисправности по меньшей мере одного указателя количества топлива, при этом количество топлива на борту рассчитывают как величину исходного количества топлива на борту (FOBinit) минус количество использованного топлива; и, если неисправность возникает до первого определения исходного количества топлива на борту (FOBinit), определение величины исходного количества топлива на борту (FOBinit) в момент времени, когда все двигатели воздушного судна запущены, как сумму приписанной величины количества топлива для каждого топливного бака, связанного с неисправным указателем количества топлива, плюс сумма количества топлива в каждом из остальных топливных баков, измеренного каждым связанным указателем количества топлива. По второму способу дополнительно к первому или альтернативно приписанную величину вводят в ручном режиме или автоматически устанавливают равной нулю или количеству топлива в другом топливном баке системы, который связан с работающим указателем количества топлива. По третьему способу дополнительно к первому и второму способам или альтернативно производят расчет положения центра тяжести воздушного судна с полным полетным весом с использованием приписанной величины количества топлива для каждого топливного бака, связанного с неисправным указателем количества топлива. Повышается надежность работы системы перекачки топлива, влияющей на балансировку воздушного судна и безопасность полетов. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом. После взлета боевые самолеты с боевым комплектом располагают либо в носовой части основного боевого самолета, либо в его хвостовой части с возможностью дополнительной заправки топливом в воздухе и для выполнения боевого маневра. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей боевых самолетов с боевым комплектом при выполнении боевых задач. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам для удаления воды из топливного бака воздушного судна. В воздушном судне с топливным баком и двигателем система для удаления воды выполнена с возможностью подачи воды из топливного бака в двигатель. Система для удаления воды содержит водяную магистраль (10) и клапан (20). В процессе эксплуатации клапан автоматически открывается в ответ на увеличение эффективного угла тангажа воздушного судна во время взлета и набора высоты. Клапан содержит маятник и запорный элемент клапана, соединенный с маятником таким образом, что изменение углового положения маятника относительно водяной магистрали заставляет запорный элемент клапана перемещаться из закрытого положения, когда запорный элемент клапана препятствует прохождению воды в водяной магистрали, в открытое положение, когда вода может протекать через клапан. Изобретение повышает надежность. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Заявленное изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам сброса навесных топливных баков. Устройство сброса содержит передний и задний узлы сброса, содержащие параллельно расположенные оси поворота, для установки навесного топливного бака под углом к продольной оси корпуса беспилотного летательного аппарата. Задний узел сброса содержит два поворотных рычага одинаковой длины с двумя осями поворота на своих концах. Передние оси поворота их закреплены на элементах конструкции навесного топливного бака на одинаковом расстоянии от переднего узла сброса, а задние оси поворота этих поворотных рычагов расположены в опорах, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, а длина поворотных рычагов заднего узла сброса выполнена меньшей длины поворотного рычага переднего узла сброса. Технический результат заключается в повышении безопасности сброса топливного бака беспилотного летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата обеспечивает подавление электростатического заряда, возникающего, в частности, по причине электризации потоком топлива. Топливный бак летательного аппарата содержит верхнюю обшивку (5) и нижнюю обшивку (7), которые обладают свойствами электропроводимости и образуют часть контейнера для содержания топлива, и металлические внутренние конструкции (19), изготовленные из металла, и внутренний поверхностный слой (15), обладающий полупроводниковыми свойствами или изоляционными свойствами и выполненный как неотъемлемая часть на внутренних поверхностях верхней обшивки (5) и нижней обшивки (7) в местах соприкосновения внутренней конструкции (19) с верхней обшивкой (5) и нижней обшивкой (7) и на прилегающих вокруг к этим местам участках, в котором внутренний поверхностный слой (15) выполнен, по меньшей мере, на прилегающих вокруг участках, из материала, обладающего полупроводниковыми свойствами. Технический результат заключается в обеспечении подавления электростатических зарядов в топливном баке и препятствии возникновения электрохимической коррозии. 1 з.п. ф-лы., 3 ил.

Изобретение относится к области безопасности топливных баков. Описано устройство защиты от возгорания топливного бака с двойной втулкой, проходящей через отверстие, образованное в нервюре, и опорной конструкцией для поддерживания трубы, проходящей через двойную втулку. Опорная конструкция крепится к нервюре. Опорная конструкция имеет изолирующую секцию, которая электрически изолирует трубу и нервюру друг от друга. Сдвоенная втулка выполнена из электроизоляционного материала. Технический результат заключается в предотвращении возникновения источника воспламенения в топливном баке. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливной системе летательного аппарата. Топливная система содержит топливный бак (1) с заливной горловиной (2), дренажной системой и насосом питания двигателя (6) дренажная система снабжена пылезащитным фильтром (5), установленным на выходе дренажного трубопровода (3) в атмосферу. Пылевлагозащитный фильтр выполнен двухступенчатым, в виде вихревого генератора (7) для грубой очистки воздуха и отделения влаги и сетчатого фильтра (10) для тонкой очистки воздуха, установленного напротив выходного сечения цилиндрического корпуса (8) вихревого генератора. При этом выходное сечение корпуса (8) вихревого генератора охвачено спиральным каналом (12) типа «улитка» с открытым концом для выброса в атмосферу воздуха с продуктами грубой очистки, а наклонный срез его наружного патрубка (11) расположен навстречу набегающему потоку воздуха при полете летательного аппарата. Технический результат заключается в повышении надежности защиты от попадания пыли и других частиц в топливо. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система (10) вентиляции взрывоопасной зоны (12) воздушного судна содержит воздуховод (16) для набегающего воздуха, воздухозаборник для подачи воздуха из окружающей среды в воздуховод (16) для набегающего воздуха, а также выпускное отверстие (18). Вентиляционный трубопровод (22) содержит впускное отверстие (24) для подачи воздуха, проходящего по воздуховоду (16) для набегающего воздуха, в вентиляционный трубопровод (22), а также выпускное отверстие (26). Между воздуховодом для набегающего воздуха (16) и впускным отверстием (24) вентиляционного трубопровода (22) установлен накопитель (28), который предназначен для по меньшей мере частичного преобразования динамического давления воздушного потока, проходящего по воздуховоду (16) для набегающего воздуха, в статическое давление. Достигается надежность и простота конструкции для улучшенной вентиляции взрывоопасной зоны воздушного судна. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). Силовая установка (112) содержит газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий. Планер (110) содержит источник (134) тепловых выбросов. Топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116), используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать на уровне силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110). Часть тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиации. Способ позволяет без введения дополнительных устройств, по показаниям общей топливоизмеряющей аппаратуры, определить факт достижения заданного остатка топлива в подвесном топливном баке (ПТБ) и принять решение о снятии ограничений по пилотированию самолета. Определяют базовое событие достижения заданного остатка топлива в ПТБ и вычисляют количество топлива, расходуемое после него до достижения заданного остатка. В момент базового события фиксируют показание расходомера и следят за его показаниями до достижения значения, превышающего зафиксированное показание на определенное количество, по достижении этого значения формируют сигнал о достижении заданного остатка топлива. Базовым событием может быть начало выработки ПТБ. Используют устройства, обеспечивающие перекачку топлива из ПТБ во внутренний бак при поддержании уровня топлива во внутреннем баке в определенном диапазоне, дополнительно в момент начала выработки ПТБ фиксируют показание топливомера внутреннего бака, при выработке ПТБ отслеживают, что показания топливомера находятся в этом диапазоне. Базовым событием может быть окончание выработки бака, вырабатываемого перед ПТБ. Определение факта наступления базового события, фиксирование и отслеживание показаний расходомера, формирование сигнала осуществляют с помощью бортового вычислителя. Сигнал отражают средствами индикации. Повышается достоверность информации и надежность работы системы управления. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Резервуар предназначен для содержания внутри камеры (7) транспортного средства текучей среды, в частности топлива, масла или газа. Стенки камеры частично образованы жесткой конструкцией, имеющей отверстие, а частично - эластомерной мембраной (8), которая присоединена вдоль своей периферии к указанной жесткой конструкции и закрывает отверстие в жесткой конструкции. Соединительная рама (9) контактирует с мембраной и жесткой конструкцией и проходит вдоль периферии мембраны. Соединительная рама имеет первую часть, которая контактирует с мембраной, и вторую часть, которая расположена за пределами наружной кромки мембраны и соединена с жесткой конструкцией. Обеспечивается легкая и простая конструкция резервуара, способного выдерживать значительные импульсы давления. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности в авиационной технике. Система топливного бака содержит топливный бак (2), топливную магистраль двигателя и систему для удаления воды. Система для удаления воды из топливного бака содержит водяной бак (3), водооткачивающую магистраль, соединенную с водяным баком, и водоотводящую магистраль, соединенную с водяным баком. Выходное отверстие водоотводящей магистрали выполнено с возможностью соединения в процессе эксплуатации с топливной магистралью двигателя. Водооткачивающая магистраль имеет входное отверстие, выполненное с возможностью погружения в процессе эксплуатации в воду на дне топливного бака ниже выходного отверстия водооткачивающей магистрали. Способ удаления воды (7) из топливного бака (2) с использованием водооткачивающей магистрали (4) включает в себя наполнение топливного бака топливом (30), в силу чего топливо оказывает гидростатическое давление на воду. Это гидростатическое давление заставляет воду двигаться вверх по водооткачивающей магистрали, преодолевая силу тяжести, и поступать в водяной бак. Использование гидростатического давления предусматривает автоматический и относительно простой способ извлечения воды со дна топливного бака. Водяной бак позволяет хранить извлеченную воду до ее утилизации в дальнейшем, обычно путем подачи этой воды в двигатель. Изобретение повышает надежность. 3 н. и 24 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение относится к соединительным муфтам топливопроводов летательных аппаратов. Соединительная муфта для соединения топливопроводов с двойными стенками содержит монтажный конец трубы, установленный на одном из топливопроводов и имеющий охватываемую внешнюю поверхность, например, выполненную с канавкой, и охватывающую внутреннюю поверхность, например, выполненную с канавкой. Соединительная муфта также содержит гильзу с двойными стенками, которая имеет охватывающую внешнюю втулку и охватываемый внутренний ствол соединения. Монтажный конец частично размещен в области между охватывающей внешней втулкой и охватываемым внутренним стволом соединения. Первое кольцевое уплотнение изолирует область между охватывающей внутренней поверхностью монтажного конца и охватываемым внутренним стволом соединения гильзы с двойными стенками. Второе кольцевое уплотнение, которое может быть, по существу, копланарным первому, изолирует область между охватываемой внешней поверхностью монтажного конца и охватывающей внешней втулкой гильзы с двойными стенками. Изобретение повышает надежность соединения. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к устройству и способу определения неисправностей в основных конструктивных элементах вентиля топливной системы летательного аппарата. Вентиль выполнен с возможностью прикрепления к топливным трубкам и содержит подвижную головку в корпусе вентиля. Головка поворачивается вокруг оси в корпусе вентиля и жестко соединена с первым концом приводного вала, приводимого во вращение посредством электрического приводного механизма. Головка содержит сквозное отверстие с осью и имеет два устойчивых положения, на двух концах зоны вращения головки. В первом, открытом, положении головки ось отверстия ориентирована для обеспечения протекания топлива по трубкам. Во втором, закрытом, положении головки ось отверстия ориентирована для недопущения протекания топлива по трубкам. Вентиль содержит средства образования крутящего момента и средства определения положения. Средства образования крутящего момента жестко соединены с головкой и формируют крутящий момент на приводном валу, который в зависимости от положения головки в корпусе вентиля меняется. Средства определения положения подают сигналы, характеризующие положения упомянутого приводного вала. Описаны устройство и способ диагностики работы вентиля. Группа изобретений позволяет повысить надежность устройства. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет включает планер в форме дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга центроплана и главного отсека полезной нагрузки в центральной части центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение. Самолет оборудован цельноповортным горизонтальным оперением. В обводы центроплана вписан топливный отсек криогенного топлива. Со стороны хвостового полукруга центроплана расположен кормовой отсек. Изобретение направлено на повышение грузоподъемности и дальности полета. 15 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретения относятся к многослойным изделиям, используемым в различных областях техники, в частности в ракетной и авиационной, а именно к пакету тепловой изоляции и к способу его изготовления. Пакет тепловой изоляции работает в условиях криогенных температур, аэродинамического нагрева и высоких рабочих давлений и содержит изолируемую поверхность со слоем теплоизоляции в виде пенопласта, установленного на амортизационный слой, слоем теплозащиты и закрепленным на последнем антистатическим покрытием. Изолируемая поверхность выполнена из полимерного композиционного материала. Пенопласт оснащен влагозащитным и герметизирующим покрытием из виброударопрочного клея на основе эпоксидной смолы, лентой из стеклянных комплексных нитей, намотанной с 50% перекрытием витков, скрепленных клеем. Лента имеет адгезионный слой, покрытый слоем теплозащиты в виде резиноподобного эластичного покрытия. Способ изготовления пакета тепловой изоляции заключается в напылении пенопласта на предварительно подготовленную изолируемую поверхность с последующим нанесением на него теплозащиты и антистатического слоя. В качестве изолируемой поверхности выбирают полимерный композиционный материал, перед напылением пенопласта на нее наносят амортизационный слой. Поверх пенопласта наносят слой влагозащитного и герметизирующего покрытия из виброударопрочного клея на основе эпоксидной смолы, на который с 50% перекрытием наматывают ленту из стеклянных комплексных нитей, витки которой соединяют между собой клеем. Ленту покрывают адгезионным слоем, на который наносят теплозащиту в виде резиноподобного эластичного покрытия и антистатический слой. Достигается снижение уровня деформации в пакете тепловой изоляции и повышение его эксплуатационной надежности и прочности. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к топливной системе летательного аппарата. Топливная система включает основной топливный бак, сообщенный с источником газа наддува и дренажным устройством, и дополнительный бак, содержащий газовую и топливную полости, разделенные перегородкой из эластичного материала. Газовая полость сообщена с дополнительным дренажным устройством, а топливная полость сообщена с основным топливным баком и магистралью подачи топлива в двигатель, сообщенной с заправочной горловиной. Газовая полость дополнительного бака сообщена с источником газа наддува через закрытый управляемый клапан, а сообщение топливной полости дополнительного бака с основным топливным баком выполнено с его нижней частью через открытый управляемый клапан. Технический результат заключается в увеличении надежности работы топливной системы летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к испытательным устройствам для тестирования системы дополнительных центральных топливных баков (системы ACT) воздушного судна. Испытательное устройство содержит по меньшей мере один из следующих испытательных модулей: первый испытательный модуль и второй испытательный модуль. Первый испытательный модуль выполнен с возможностью подключения к системе ACT вместо части средства управления, выполняющей функции AFMC (вспомогательного вычислительного устройства регулирования расхода топлива). При этом первый испытательный модуль содержит средство генерирования одного или более тестовых сигналов, имитирующих одну или более команд управления клапанами ACT. Второй испытательный модуль выполнен с возможностью подключения к системе ACT вместо части средства управления, выполняющей функции ALSCU (вспомогательного управляющего устройства измерения уровня топлива), в то время как другая часть средства управления, выполняющая функции AFMC, остается на месте в системе ACT. Второй испытательный модуль содержит средство генерирования одного или более тестовых сигналов, имитирующих одно или более показаний уровня топлива в ACT. Достигается повышение эффективности тестирования характеристик системы ACT воздушного судна. 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к устройству и способу для испытания топливных баков воздушного судна. Устройство (10) для испытания системы (12) топливных баков содержит блок (14) подачи топлива, включающий топливный резервуар (16), подающий топливопровод (18), предназначенный для подачи топлива от топливного резервуара (16) к выпускному отверстию (20) блока (14) подачи топлива, и первый запорный клапан (22). Запорный клапан (22) установлен в подающем топливопроводе (18). Устройство (10) содержит также перекачивающий топливопровод (26), предназначенный для перекачивания топлива от выпускного отверстия (20) блока (14) подачи топлива в систему (12) топливных баков воздушного судна, и второй запорный клапан (36), установленный в перекачивающем топливопроводе (26). Электронный блок управления устройства (10) выполнен с возможностью управления первым запорным клапаном (22) и вторым запорным клапаном (36) таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу (18) и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу (26), соответственно, в ответ на сигнал контролируемого параметра, поступающий в электронный блок управления. Способ включает этапы, на которых подают топливо к выпускному отверстию (20) блока (14) подачи топлива по подающему топливопроводу (18), перекачивают топливо от выпускного отверстия (20) блока (14) подачи топлива в систему (12) топливных баков. Управляют первым запорным клапаном (22) и вторым запорным клапаном (36) при помощи электронного блока управления таким образом, чтобы прерывать подачу топлива по подающему топливопроводу (18) и перекачивание топлива по перекачивающему топливопроводу (26), соответственно, в ответ на сигнал контролируемого параметра, поступивший в электронный блок управления. Технический результат заключается в повышении безопасности испытаний топливных баков летательных аппаратов. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно, к системе насосной подачи топлива и удаления воды, вариантам способа удаления воды из топливного бака и системе удаления воды, установленной в топливном баке. Система насосной подачи топлива и удаления воды включает в себя первый и второй топливные насосы, каждый из которых выполнен с возможностью отбора топлива из одного и того же топливного бака и перекачивания топлива к двигателю. Также система содержит водооткачивающую магистраль, которая соединяет отверстие для впуска воды в топливном баке с первым топливным насосом, причем первый топливный насос выполнен с возможностью перекачивания топлива к двигателю с большим расходом, чем второй топливный насос, до тех пор, пока не произойдет отказ первого топливного насоса. Способ удаления воды заключается в подаче воды в первый топливный насос посредством водооткачивающей магистрали и перекачивании топлива к двигателю посредством первого топливного насоса с более высоким расходом по сравнению со вторым топливным насосом. В другом варианте способа отвод воды из отстойника в нижней части топливного бака производится во время взлета или набора высоты и дальнейшей подачи воды в двигатель воздушного судна. Система для удаления воды, установленная в топливном баке воздушного судна, выполнена с возможностью отвода воды из одного или более отверстий для впуска воды и подачи воды в двигатель воздушного судна. Топливный бак в своей нижней части имеет участок, на котором собирается вода во время взлета или набора высоты, причем по меньшей мере одно из отверстий для впуска воды расположено вблизи этого участка для обеспечения отвода воды во время взлета или набора высоты. Технический результат заключается в повышении эффективности удаления воды из топливного бака летательного аппарата. 4 н. и 12 з.п. ф-лы., 7 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно, к системе и способу удаления воды из топливных баков воздушного судна. Топливная система содержит топливную магистраль, топливный насос, входное отверстие которого соединено с топливным баком, а выходное отверстие соединено с топливной магистралью. Также топливная система содержит систему удаления воды, снабженную входным отверстием для отвода воды из топливного бака и выходным отверстием, соединенным с топливной магистралью параллельно топливному насосу. При удалении воды из топливного бака ее нагнетают в топливную магистраль ниже по потоку относительно топливного насоса и подают воду из топливной магистрали в двигатель, технический результат заключается в повышении эффективности удаления воды из топливного бака летательного аппарата. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к технологии изготовления топливных баков для ракетно-космических аппаратов. Капсула включает в себя внутреннюю гладкую и наружную оболочки. Наружная оболочка состоит из размещенных по оси (19) верхней части (4) и днища (5) в форме полусфер, а также цилиндрической части (6). Поверхность внутренней оболочки эквидистантна наружной оболочке капсулы и состоит из днищ (1, 2) и цилиндрической части (3). Днище (2) установлено на штуцере (9) для топлива. С целью получения шпангоута крепления топливного бака может быть предусмотрен выступ, образуемый прорезью в наружной оболочке капсулы, вокруг которого закреплены верхняя (13) и нижняя (14) кольцевые полки с дополнительной цилиндрической частью (12). На наружной оболочке установлены основной (10) и дополнительный (11) штуцеры для подвода управляющего газа. Внутренняя и наружная оболочки капсулы имеют расширенные горловины (7) и (8). На торцевой поверхности между ними размещены засыпные горловины (15) и (16) с пробками (17) и (18). Способ изготовления капсулы заключается в том, что сначала образуют внутреннюю оболочку капсулы, закрепляя на оси ее днища штуцер (9). Затем последовательно соединяют с днищем цилиндрическую часть и полусферу верхней части внутренней оболочки. Затем к штуцеру (9) закрепляют полусферу (5) днища наружной оболочки, после чего ее соединяют с цилиндрической (6) и верхней (4) частями. Техническим результатом изобретений является обеспечение создания высокопрочного однородного (в т.ч. без острых углов) бесшовного топливного бака пониженной массы и высокой надежности. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.