Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке: ..конструктивные модификации баков – B64D 37/06
Патенты в данной категории
РАКЕТА
Изобретение относится к космонавтике. Ракета содержит надетые на ее корпус съемные шаровые баки горючего, имеющие отверстия, равные диаметру корпуса ракеты. Баки горючего выполнены со стабилизаторами и с отклоняемыми соплами. Достигается упрощение съема баков горючего. 2 ил. |
2437804 патент выдан: опубликован: 27.12.2011 |
|
РАКЕТА
Изобретение относится к космонавтике. Ракета содержит установленные на диск топливные баки, выполненные в виде колец квадратного сечения, имеющих разный диаметр. На диск крепится шток с элементом в виде конуса, выполненным с возможностью отвинчивания для снятия баков. Достигается упрощение снятия топливных баков. 2 ил. |
2437803 патент выдан: опубликован: 27.12.2011 |
|
ТОПЛИВНЫЙ БАК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
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. |
2390472 патент выдан: опубликован: 27.05.2010 |
|
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливным системам летательных аппаратов. Топливная система содержит топливный бак, сообщенный с магистралями подачи газа и забора топлива. В топливном баке размещен заборный трубопровод, имеющий неподвижный участок, прикрепленный к стенке бака и сообщенный с магистралью забора топлива, и подвижный участок, которые сообщены посредством шарнирного соединения. Подвижный участок выполнен с возможностью поворота относительно продольной оси бака в направлении силы тяжести. Шарнирное соединение снабжено автономным устройством подачи смазки, выполненным в виде источника сжатого газа и расходной емкости с консистентной смазкой. Расходная емкость прикреплена к стенке бака снаружи посредством разъемного соединения, сообщена с источником сжатого газа и снабжена магистралью подачи смазки в шарнирное соединение, для чего в его неподвижной части выполнено отверстие. Также возможен вариант выполнения топливной системы, где аналогично обеспечивается смазка шарнирного соединения подвижного участка трубопровода наддува. Технический результат заключается в обеспечении работоспособности топливной системы после длительного хранения. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил. |
2385828 патент выдан: опубликован: 10.04.2010 |
|
ЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях заборных устройств топливных баков, имеющих кольцевые днища, образованные, например, пересечением конического днища бака с камерой утопленного в баке двигателя или нишей, в которой размещен двигатель. Заборное устройство топливного бака с кольцевым днищем содержит вкладыш с переменным по высоте сечением, содержащий перегородки для разделения вкладыша на отсеки. В каждом отсеке размещены заборники топлива с трубопроводами для последовательного сообщения каждого заборника с полостью соседнего отсека. В отсеке с наименьшим сечением выполнено отверстие для сообщения вкладыша с полостью бака, а заборник последнего отсека соединен со сливным трубопроводом. Устройство позволяет уменьшить незабираемый остаток топлива в баке при наклоне бака и удерживает топливо при невесомости во время пауз в работе двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил. |
2384487 патент выдан: опубликован: 20.03.2010 |
|
УСТРОЙСТВО ДЛЯ СЛИВА ЖИДКОСТИ
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции устройств для слива топлива из баков, имеющих кольцевые днища, например из баков тороидальной формы. Устройство для слива содержит несколько сливных трубопроводов, опускные концы которых объединены в коллектор, а диаметры определены по формуле
где Q - объемный расход жидкости из бака, м3/с; - коэффициент сопротивления трубопровода; Н - длина проекции оси сливного трубопровода на вектор ускорения, м; a - действующее ускорение, м/с2; k - коэффициент запаса, назначаемый в диапазоне k=1,1 1,2. Устройство служит для уменьшения незабираемого остатка жидкости в баке с кольцевым днищем, особенно при наклонном положении. 6 ил. |
2383475 патент выдан: опубликован: 10.03.2010 |
|
БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке беспилотных летательных аппаратов, конкретно к размещению топливной системы силовой установки и конструктивной модификации топливных баков. Беспилотный летательный аппарат содержит топливный бак и эластичную компенсационную емкость, размещенную в предохранительном контейнере, сообщенном с топливным баком, источником газа наддува и дренажным устройством. Компенсационная емкость снабжена дренажной горловиной, проходящей через отверстие в стенке контейнера и закрепленной на корпусе летательного аппарата. Предохранительный контейнер выполнен герметичным и размещен в корпусе летательного аппарата вне полости топливного бака. Сообщение предохранительного контейнера с топливным баком, источником газа наддува и дренажным устройством выполнено в виде линий сообщения. Дренажная горловина соединена со стенкой контейнера герметично. Достигается расширение технического арсенала. 3 з.п. ф-лы, 6 ил. |
2375254 патент выдан: опубликован: 10.12.2009 |
|
ТОПЛИВНЫЙ БАК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак летательного аппарата содержит эластичную компенсационную емкость, размещенную в полости бака внутри перфорированного контейнера, прикрепленного к элементам конструкции внутренней полости бака. При этом эластичная компенсационная емкость снабжена дренажной горловиной, прикрепленной к стенке бака и сообщенной с окружающей средой. Крепление дренажной горловины к стенке бака выполнено разъемным, бак снабжен монтажным люком с герметичной крышкой, а в контейнере напротив люка выполнено монтажное окно со съемной крышкой. Технический результат изобретения направлен на обеспечение возможности замены эластичной компенсационной емкости и увеличение срока службы топливного бака летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 6 ил. |
2350516 патент выдан: опубликован: 27.03.2009 |
|
ГИПЕРЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ
Изобретение относится к авиации. Самолет содержит фюзеляж, крылья, топливные баки, маршевые прямоточные двигатели, стартовые ракетные двигатели. Стартовые ракетные двигатели выполнены на компонентах жидкого топлива. В фюзеляже установлены баки с окислителем и горючим. Трубопровод подвода окислителя теплоизолирован и проходит внутри бака горючего. Бак горючего соединен трубопроводами подвода горючего со стартовыми ракетными двигателями. Прямоточные двигатели выполнены в крыльях и соединены топливными трубопроводами с баком горючего. Стартовые ракетные двигатели выполнены с возможностью поворота и фиксации в вертикальной плоскости. Маршевые прямоточные двигатели на выходе оборудованы поворотными заслонками для управления по углу тангажа. Изобретение направлено на повышение скорости и экономичности полета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил. |
2305056 патент выдан: опубликован: 27.08.2007 |
|
СИЛОВАЯ ОБЕЧАЙКА ИЗДЕЛИЙ, РАБОТАЮЩИХ ПРИ КРИОГЕННЫХ ТЕМПЕРАТУРАХ
Изобретение относится к элементам конструкций изделий, работающих при криогенных температурах, и может быть использовано в ракетной и авиационной технике. Силовая обечайка содержит металлическую оболочку с покрытием из пенопласта. Между металлической оболочкой и слоем пенопласта размещен грунтовой слой. Пенопласт дополнительно закреплен сетью, приклеенной клеем. В качестве грунтового слоя использованы грунт ЭП-0214 с функцией антикоррозионного покрытия и подслой из Криосила-Р с функцией амортизационного слоя. В качестве пенопласта использован пенопласт марки Изолан-10 с кажущейся плотностью 37-50 кг/м3, напряжением сжатия при 10%-ной деформации не менее 0,16 МПа и коэффициентом теплопроводности не более 0,026 Вт/(м·К). В качестве сети использована капроновая сеть Дель, а в качестве клея - клей АДВ-5 с функцией влагозащитного покрытия. На цилиндрических частях упомянутых изделий могут быть дополнительно размещены слой теплозащитного покрытия, влагозащитное и лакокрасочное покрытия. Причем теплозащитное покрытие выполнено из пенопласта ППУ-Т, влагозащитное покрытие - из клея АДВ-5, а лакокрасочное покрытие - из эмали ХП-5237 или из эмали ХВ-16. Техническим результатом изобретения является уменьшение веса силовой обечайки при низком коэффициенте ее теплопроводности, высокой прочности и надежности, а также упрощение технологии ее изготовления. 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 2 табл. |
2296911 патент выдан: опубликован: 10.04.2007 |
|
ТОПЛИВНЫЙ БАК
Изобретение относится к топливным бакам космических аппаратов, работающим в условиях невесомости и при переходе от невесомости к перегрузкам. Топливный бак содержит корпус с заборным и дренажным отверстиями и герметично закрепленную на стенках корпуса поперечную перегородку. Перегородка вогнута в сторону заборного отверстия, а в ее центральной части выполнено отверстие с проницаемым элементом. Согласно изобретению, в периферийной части упомянутой перегородки выполнены дополнительные отверстия с установленными в них проницаемыми элементами. Все проницаемые элементы выполнены в виде капиллярно-пористых элементов из пенометалла на основе коррозионно-стойкого металла или сплава. Капиллярно-пористый элемент центрального отверстия размещен в цилиндрической обечайке. Последняя в нижней части снабжена сплошным основанием, обращенным к заборному отверстию, и выполнена у этого основания с боковыми окнами. При этом перегородка может быть размещена в районе заборного отверстия. Изобретение позволяет обеспечить устойчивый многократный запуск двигательной установки космического аппарата в условиях невесомости и снизить вес топливного бака. 1 з.п. ф-лы, 2 ил. |
2293665 патент выдан: опубликован: 20.02.2007 |
|
СИЛОВАЯ ОБЕЧАЙКА ТОПЛИВНОГО БАКА И СПОСОБ ЕЕ ИЗГОТОВЛЕНИЯ
Изобретения относятся к ракетной и авиационной технике, а точнее к силовым обечайкам топливных баков, используемых в этих и других областях, где изготавливаются или используются подобные баки. Силовая обечайка топливного бака содержит внутреннюю гладкую с равномерной толщиной оболочку из алюминиевых сплавов и наружную оболочку из углепластика, скрепленную с гладкой оболочкой через слой пенопласта. Способ изготовления силовой обечайки топливного бака на основе оболочки из алюминиевых сплавов заключается в том, что оболочку из алюминиевого сплава изготавливают гладкой с равномерной толщиной, достаточной лишь для обеспечения герметичности оболочки. Напыляют пенопласт. Обрабатывают его поверхность механически до создания ровной круглой поверхности пенопласта. Отформовывают листы углепластика и приклеивают их к подготовленной поверхности пенопласта при комнатной температуре, создавая необходимое давление прижима вакуумным мешком или бандажами. При этом напыляют пенопласт из пенополиуретана. Технический результат - уменьшение веса и объема силовой обечайки, а вместе с ней и топливного бака. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
|
2238225 патент выдан: опубликован: 20.10.2004 |
|
БЛОК ТОПЛИВНЫХ БАКОВ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании топливных отсеков космических объектов. Предлагаемый блок содержит два бака с общим промежуточным днищем. В баках под давлением размещены компоненты топлива с разными температурами кристаллизации. Каждый бак снабжен собственным днищем с теплоизоляцией. Днище одного из баков выполнено сферическим выпуклым, а днище другого - сферическим вогнутым с торовым участком в месте соединения днища с обечайкой. Промежуточное днище выполнено в виде двух упомянутых днищ, прилегающих друг к другу. Баки соединены по внешнему диаметру силовой проставкой. Изобретение направлено на повышение технологичности изготовления и испытаний бакового блока. 1 ил. | 2151718 патент выдан: опубликован: 27.06.2000 |
|
СПОСОБ ГЕРМЕТИЗАЦИИ БОЛТОВЫХ СОЕДИНЕНИЙ В ГЕРМЕТИЧНЫХ ОТСЕКАХ Использование: для исключения расшатывания болтового соединения в узлах баков-отсеков и исключения вытекания топлива через зазоры между деталями крепежа в районе этих узлов. Сущность изобретения: в стыкуемых элементах выполнены выступы, а герметик нанесен между полкой шпангоута и панелью, а также между полкой кронштейна и панелью, кроме района выступов. Размеры выступов по радиусу от оси болта, по поверхности соприкосновения выбирают большими радиуса окружности конуса давления по той же поверхности. Высоту выступа на одной из соприкасающихся деталей при выполнении его только на одной из них или суммарную высоту выступов при выполнении их на обеих соприкасающихся деталях выбирают равной требуемой по технологии толщине слоя герметика. 2 з.п. ф-лы, 1 ил. | 2064884 патент выдан: опубликован: 10.08.1996 |
|