Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке: ....с использованием давления газа – B64D 37/24

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 авиастроения, более конкретно, к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак 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, 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. Технический результат направлен на обеспечение бесперебойной подачи топлива в двигатель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области топливных систем летательных аппаратов, преимущественно беспилотных. Система наддува топливного бака имеет топливный бак (5), топливная полость которого сообщена с линией (6) подачи топлива в двигатель, и газовый баллон (1) с заправочным клапаном (2), сообщенный через пусковой клапан (3) и регулятор давления (4) с баком. С газовым баллоном (1) сообщен твердотопливный газогенератор (7), в процессе работы которого образующийся газ поступает по магистрали в газовый баллон, далее через клапан и регулятор давления продолжает поступать в полость бака, обеспечивая поступление топлива в двигатель. Изобретение обеспечивает снижение объема и массы газового баллона и системы наддува. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система дозаправки топлива содержит топливные баки горючего и окислителя, гидромагистрали перекачки топлива с пускоотсечными клапанами и гидроразъемами, размещенными в стыковочном узле, систему наддува, подключенную к газовым полостям топливных баков посредством пневмомагистралей с пускоотсечными клапанами и газовым редуктором. В систему дозаправки введены обводные пневмомагистрали с дополнительным пускоотсечным клапаном, газовым редуктором, двумя последовательно расположенными отсечными клапанами и установленными на отрезке магистрали между отсечными клапанами датчиком давления и сигнализатором давления, электрически связанными с блоком управления клапанами. Обводные пневмомагистрали включены между системой наддува и магистралями перекачки топлива, либо на выходе из баллонов высокого давления, либо после газового редуктора на входе в газовые полости топливных баков, непосредственно после пускоотсечных клапанов. Изобретение улучшит герметичность гидроразъемов и повысит эффективность очисткой гидромагистралей от остатков топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательных установок космических летательных аппаратов содержит пневмомагистрали, связанные с системами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и установленные в каждой пневмомагистрали пускоотсечной клапан, газовый редуктор и предохранительный клапан. К предохранительным клапанам на выходе подключена дренажная магистраль, снабженная безмоментным соплом в виде пустотелого диска, стенки которого образуют круговой раструб. В центре пустотелого диска размещена цилиндрическая камера. В стенке цилиндрической камеры, соединяющей сходящиеся стенки кругового раструба, диаметрально противоположно выполнены сквозные отверстия равных размеров и одинаковых конфигураций. Изобретение исключит дестабилизацию полета космического корабля при аварийном сбросе газа системы наддува. 2 ил.