Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке: .баки – B64D 37/02

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 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 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.

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.

Изобретение относится к области производства топливных систем, более конкретно к способу изготовления гибкого ударопрочного топливного бака. Способ заключается в напылении полимерных слоев на оснастку, предварительно заполненную газом и изготовленную из полимерной маслобензостойкой пленки путем раскроя пленки по размерам и форме бака и последующего соединения концов выкройки друг с другом с образованием сливочно-заливочных отверстий для топлива. Первым напыляют слой из антиадгезионного состава на восковой или фторопластовой, или силиконовой основе, который затем сушат на воздухе при температуре от 18 до 30°С в течение 2-8 часов. Вторым слоем напыляют маслобензостойкую полимочевину или полиуретан и во время процесса напыления армируют 10-50 слоями полиарамидной ткани и 1-5 слоями капроновой ткани. После отверждения полиуретана или полимочевины на воздухе не менее 24 часов при температуре от 18 до 30°С напыляют третий слой из антиадгезионного состава на восковой или фторопластовой, или силиконовой основе, который затем сушат на воздухе при температуре от 18 до 30°С в течение 2-8 часов. На третий слой напыляют четвертый слой из маслобензостойкой полимочевины или полиуретана с относительным удлинением до разрыва не менее 450%, после отверждения которого на воздухе не менее 24 часов газ удаляют из оснастки. Технический результат заключается в увеличении прочности топливного бака и возможности изготовления топливного бака сложной конфигурации. 4 з.п. ф-лы.

Изобретения относятся к элементам двигательных систем изделий ракетной и космической техники, в частности к бакам с эластичной разделительной мембраной для вытеснения жидкости из бака. Корпус включает в себя верхнюю часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическую часть и днище со штуцером для топлива. Все указанные элементы бака выполнены как единое целое из высокопрочного гранулированного титанового сплава. Одним торцом цилиндрическая часть сопряжена без швов с полусферой верхней части, а другим торцом - с полусферой днища. Способ изготовления топливного бака заключается в том, что гранулы из высокопрочного титанового сплава засыпают в металлическую капсулу в условиях вакуума с одновременным виброуплотнением и дегазацией. После заполнения капсулы гранулами ее заваривают электронным лучом. Затем вакуумированные гранулы в капсуле подвергают горячему изостатическому прессованию. После этого капсулу со скомпактированной заготовкой топливного бака опускают в емкость с раствором кислот для травления, По окончании растворения внешней и внутренней оболочек капсулы получают гладкий, бесшовный высокопрочный бак из титанового сплава. Техническим результатом изобретений является создание топливного бака меньшей массы, за счет уменьшения толщины стенок его корпуса, при сохранении высокой прочности и надежности конструкции. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно к устройству для соединения проводки на воздушном судне, способу соединения комплектов проводов и коробке соединителей. Устройство для соединения проводки на воздушном судне, предназначенное для соединения комплекта проводов, расположенных внутри топливного бака воздушного судна, с комплектом проводов, расположенных снаружи топливного бака, содержит коробку соединителей, образованную стенкой (22), расположенной со стороны топлива, и стенкой (21), расположенной со стороны воздуха. Также устройство содержит соединители (40, 43), установленные на стенке (22) со стороны топлива, которые соединяют провода со стороны топлива с проводами со стороны воздуха, и обтекатель (6), частично закрывающий стенку (21) со стороны воздуха, а также отверстия (30) в стенке со стороны воздуха, через которые проходят провода, идущие из коробки соединителей в обтекатель (6). Технический результат заключается в укреплении конструкции лонжерона. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к модулю резервуара для летательного аппарата. Модуль (1) резервуара для установки в проеме (8) фюзеляжа летательного аппарата содержит резервуар-сборник (10) и оболочку (5), которая формирует внешнюю часть модуля (1) резервуара и соединена с резервуаром-сборником (10). Контур оболочки (5) соответствует контуру проема (8) фюзеляжа, в который может быть вставлен модуль (1) резервуара с оболочкой (5) так, что резервуар-сборник (10) размещается во внутреннем пространстве (6) фюзеляжа летательного аппарата. При этом оболочка (5) обеспечивает герметизацию внутреннего пространства (6) фюзеляжа (9) летательного аппарата. Технический результат заключается в упрощении монтажа модуля резервуара и снижении веса летательного аппарата. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к топливным системам летательных аппаратов (ЛА). Имеются один или более главных топливных баков ЛА со средствами измерения количества топлива. Также предусмотрены один или более вспомогательных топливных баков. До начала первой фазы потребления топлива вспомогательные топливные баки удерживают топливо, а после завершения первой фазы они опустошаются. Во время первой фазы производится индикация количества топлива, переносимого ЛА. Для этого суммируются количество топлива в главных топливных баках, которое измеряется средствами измерения топлива, и количество топлива, оставшегося во вспомогательных топливных баках, которое рассчитывается посредством использования измерения, относящегося к скорости потребления топлива. Во время второй фазы потребления топлива осуществляется индикация количества топлива, переносимого ЛА, на основе количества топлива, измеренного средствами измерения топлива. Группа изобретений позволяет с достаточной точностью и без конструктивных усложнений индицировать общее количество топлива на ЛА во время его эксплуатации. 6 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов, в частности к клапанам для топливных баков. Клапан перелива топливного бака летательного аппарата содержит полый корпус, в котором размещены запорная игла, состыкованная со съемной заглушкой через тарельчатую пружину, упорная втулка и трубчатый компенсатор. Запорная игла состоит из запорного элемента и прижимной втулки. Трубчатый компенсатор в верхней части герметично зажат гайкой между кольцевым буртиком и дополнительной прижимной втулкой, а в нижней части зажат резьбовым соединением между запорным элементом и нижней поверхностью прижимной втулки. Дополнительно на посадочной поверхности запорного элемента выполнена полая центрирующая втулка с боковыми окнами. Решение направлено на повышение герметичности клапана и увеличение срока его службы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к топливным системам транспортных, в частности, авиационно-космических средств, а именно к бортовым емкостям для хранения и подачи криогенного топлива, например водорода. Предлагаемая емкость содержит герметичный защитный кожух, внутренний сосуд с теплоизоляцией, трубопроводы заправки, дренажа - наддува и подачи топлива, а также заборное устройство. Внутренний сосуд крепится к защитному кожуху на двух опорах, содержащих тонкостенные тела вращения, например, конической формы с теплозащитными кольцевыми проставками и экранно-вакуумной теплоизоляцией. Одно из тонкостенных тел вращения соединено со втулкой, телескопически связанной с цилиндром, прикрепленным к внутреннему сосуду. Этим обеспечивается относительное перемещение внутреннего сосуда и защитного кожуха. В предпочтительном варианте заборное устройство содержит жестко соединенные друг с другом запорные клапаны, сообщающиеся трубопроводами забора топлива с полостями около соответствующих днищ внутреннего сосуда. Эти клапаны управляются электропневматической системой. Техническим результатом изобретения является обеспечение длительного бездренажного хранения криогенного топлива во время стоянки транспортного средства, а также непрерывного забора топлива при знакопеременных ускорениях во время движения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к компоновке вертолета, оборудованного дополнительными наружными подвесными топливными баками для увеличения запаса топлива и увеличения дальности полета. Вертолет содержит фюзеляж, основные подвесные топливные баки и дополнительные подвесные топливные баки, расположенные выше основных, и элементы крепления их к фюзеляжу. Каждый дополнительный подвесной топливный бак закреплен на двух ложементах посредством четырех попарно дублированных тросов и отнесен от фюзеляжа с помощью системы подкосов, причем четыре подкоса закреплены к трем крепежным узлам переднего ложемента и попарно - к верхнему и нижнему передним кронштейнам фюзеляжа, другие четыре подкоса закреплены к трем крепежным узлам заднего ложемента и попарно - к верхнему и нижнему задним кронштейнам фюзеляжа и дополнительно средний крепежный узел переднего ложемента соединен с помощью подкоса с верхним задним кронштейном фюзеляжа, а средний крепежный узел заднего ложемента соединен с помощью подкоса с нижним передним кронштейном фюзеляжа. Технический результат – надежная установка съемных дополнительных наружных подвесных топливных баков на вертолете и снижение теплового воздействия на баки выхлопных газов двигателей. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата. Аппарат оснащен переливными магистралями с обратными клапанами и узлами стыковки-сброса, которые выполнены в виде цанговых замков с силовыми приводами, имеющими выступающие разжимные кулачки с буртиками и осевые разжимающие штоки, двух захватов кулачков цанговых замков и пары ползунов, установленных в хвостовой части навесного бака с направляющими, закрепленными вдоль корпуса аппарата; силового привода со штоком, установленного на навесном баке на оси поворота; рычага, имеющего переднюю по полету ось поворота, закрепленную в корпусе навесного бака; промежуточную ось поворота, связанную со штоком силового привода и заднюю ось поворота, а также опоры, скрепленной с летательным аппаратом. На наружной стороне опоры выполнен узел размещения задней оси поворота рычага, при этом конструкция опоры выполнена с возможностью отделения рычага от аппарата при выпущенном штоке силового привода, а длина направляющих выбрана из условия выхода из них ползунов в указанном положении штока. Технический результат - увеличение вероятности безопасного сброса навесного бака. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.