топливная система летательного аппарата

Формула изобретения

Топливная система летательного аппарата, содержащая подвесные и расходные топливные баки, дренажно-отсечные агрегаты, переключатель командного топлива с надпоршневой командной полостью, заправочную телескопическую штангу с полостями выпуска и уборки и трубопроводы, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности топливной системы путем обеспечения ее дозаправки от резервного источника питания при отказе бортовых генераторов, она снабжена установленным параллельно заправочной штанге гидравлическим преобразователем с управляющей надпоршневой, подпоршневой, подводящей исполнительной и сигнальной исполнительной полостями, при этом управляющая надпоршневая полость преобразователя соединена с полостью выпуска штанги, вход подводящей исполнительной полости преобразователя соединен с трубопроводом подвода командного давления, а его сигнальная исполнительная полость соединена с надпоршневой командной полостью переключателя и через дроссель с расходным баком.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, а именно к топливным системам летательных аппаратов с дозаправкой топливом в полете.

Известна топливная система летательного аппарата (см. а.с. N 749041, В64Д 37/20, 1979г.), содержащая расходный бак с поплавковым клапаном уровня топлива, центровочный бак с магистралью управления агрегатом наддува от поплавкового клапана и подвесной бак с сигнализаторами уровня и агрегатом наддува, в линии командного слива которого установлен электромагнитный клапан, в котором параллельно магистрали управления агрегатом наддува центровочного бака введена линия слива с блокировочным клапаном, управляющая полость которого соединена с линией слива командного топлива из агрегата наддува подвесного бака перед электромагнитным клапаном.

Топливная система по а.с. N 749041 обладает повышенной надежностью, но не обеспечивает возможности применения ее на летательных аппаратах с дозаправкой топливом в полете, т. е. топливная система обладает ограниченными функциональными возможностями.

Известна топливная система летательного аппарата по а.с. N 1605679 с дозаправкой топлива в полете, содержащая крыльевые, подвесные и фюзеляжные баки, дренажно-отсечные агрегаты крыльевых и подвесных баков, агрегаты наддува крыльевых и подвесных баков, первый переключатель командного давления, подключенный к редуктору агрегата наддува крыльевых баков, первый электромагнитный клапан, соединенный с агрегатом наддува подвесных топливных баков, трубопроводы заправки, дренажа и командного давления, отличающаяся тем, что, с целью расширения функциональных возможностей топливной системы путем обеспечения возможности дозаправки в полете, она снабжена вторым переключателем командного давления, электромагнитным клапаном прерывания командного давления, сигнализатором порогового значения давления в трубопроводе заправки и концевым выключателем "Выпуск штанги", при этом управляющая камера второго переключателя командного давления соединена с управляющей камерой агрегата наддува подвесных топливных баков, вход второго переключателя командного давления через дроссель соединен с трубопроводом командного давления и с управляющими камерами дренажно-отсечного агрегата подвесных топливных баков, выход второго переключателя командного давления соединен со сливом, вход электромагнитного клапана прерывания командного давления соединен с трубопроводом командного давления, выход электромагнитного клапана прерывания командного давления соединен с управляющими камерами дренажно-отсечного агрегата крыльевых баков, дренажного узла агрегата наддува крыльевых баков, первого переключателя командного давления и через дроссель со сливом, выход концевого выключателя "Выпуск штанги" соединен электроцепями с первым электромагнитным клапаном и входом сигнализатора порогового значения давления в трубопроводе заправки, а выход сигнализатора электроцепью связан с электромагнитным клапаном прерывания давления.

Недостатками известной топливной системы являются:

1. Недостаточная надежность и живучесть из-за наличия в системе большого числа промежуточных преобразователей гидравлических сигналов давления в электрическую форму, наличия электроавтоматики, выполняющей логические операции, а также наличия устройств, преобразующих результаты логических операций из электрической формы в гидравлические сигналы давления. Не исключена вероятность перетирания изоляции электропроводки, а из-за накапливания в многочисленных разъемах и в кабелях влаги это может служить причиной коротких замыканий, отказов бортовой аппаратуры и т.д.

2. Невозможность обеспечить дозаправку топливом при отказе генераторов электроэнергии и обеспечить работу системы с большим количеством электрических агрегатов за счет аварийного источника. Топливная система по заявке N 4635536/40-23, как наиболее близкое по технической сущности решение, принято нами за прототип.

Целью изобретения является повышение надежности топливной системы путем обеспечения ее дозаправки с привлечением резервного источника питания при отказе бортовых генераторов.

Поставленная цель реализуется за счет того, что топливная система, содержащая подвесные и расходные топливные баки, дренажно-отсечные агрегаты, переключатель командного топлива, заправочную телескопическую штангу с полостями выпуска и уборки и трубопроводы, снабжена установленными параллельно заправочной штанге гидравлическим преобразователем с управляющей надпоршневой, подпоршневой, подводящей исполнительной и сигнальной исполнительной полостями, при этом управляющая надпоршневая полость преобразователя соединена с полостью выпуска штанги, а подпоршневая полость с полостью уборки штанги, вход исполнительной полости преобразователя соединен с линией подвода командного давления, а его сигнальная исполнительная полость соединена с надпоршневой командной полостью переключателя и через дроссель с расходным баком.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема топливной системы.

Топливная система летательного аппарата состоит из расходного бака 1, подвесных баков 2 узла 3 дренажа и наддува с клапанами 4, 5 левого и правого подвесных баков 2, приводимых в действие командным давлением топлива, заправочной головки 6, установленной на гидравлическом сервомеханизме в виде выдвижной штанги 7, управляемой электрогидрокраном 8 гидравлического преобразователя 9 с управляющими полостями: надпоршневой 10, подпоршневой 11, дренажной 12, а также подводящей исполнительной полостью 13 и сигнальной исполнительной полостью 14. Система содержит переключатель командного топлива 15 с командной подпоршневой полостью 16, исполнительными полостями подводящей 17 и сливной 18, а также дроссели 19-23, командные трубопроводы 24-30, трубопроводы слива командного топлива 31-34, трубопровод дозаправки 35, трубопровод дренажа баков 36, трубопровод 37 подводящего воздух от агрегата наддува (на фиг.1 не показан) к дренажному узлу 3, отводящий трубопровод 38 дренажа и наддува баков 2, переключатель 39 положения штанги ("убрана", " выпущена"), клапан заправки 40. Работа предложенной системы в штатном режиме без дозаправки в полете происходит нижеследующим образом.

После запуска двигателя (на фиг.1 не показан) в подводящих трубопроводах командного топлива 25, 28, 29 появляется давление, которое по трубопроводу 25 поступает на вход в исполнительную полость 13 преобразователя 9 и через дроссель 20 и трубопроводы 28 в управляющие камеры дренажно-отсечных клапанов 4, 5 узла 3, а через трубопровод 29 на вход в исполнительную полость 17 переключателя 15.

Часть топлива из командного трубопровода 28 перепускается через дроссель 21 и сливной трубопровод 30 в расходный бак 1. Соотношения площадей проходного сечения дросселей 20, 21 выбирается из условия:

f₂₀ > 3,5 f₂₁,

где f₂₀ площадь проходного сечения дросселя 20,

f₂₁, площадь проходного сечения дросселя 21.

Поэтому перепуск топлива через дроссель 21 не снижает давления в трубопроводах 28, 29 до тех пор, пока есть поступление командного давления топлива от двигателя.

Таким образом, после запуска двигателя дренажно-отсечные клапаны 4, 5 закрываются, отсоединяя подвесные баки 2 от дренажного трубопровода 36. По трубопроводам 37 и 38 при этом происходит подача воздуха под давлением, обеспечивающим вытеснение топлива из баков 2 в бак 1 (магистраль перекачки из бака 2 в бак 1 на фиг.1 не показана) до их полной выработки.

При полетах без дозаправки в воздухе переключатель 39 положения штанги 7 находится в положении "убрана". Поэтому электрогидрокран 8 находится в положении, при котором давление гидравлики подведено по трубопроводам 30, 26 в подпоршневую полость 11 преобразователя 9, а трубопроводами 24 надпоршневая полость 10 преобразователя 9 через электрогидрокран 8 соединена со сливом гидравлики в гидробак (на фиг.1 не показан). Вследствие этого исполнительные подводящая 13 и сигнальная 14 полости преобразователя 9 разобщены. В трубопроводах 27, 34, 31, 32 и командной подпоршневой полости 16 переключателя 15 устанавливается давление, равное давлению в расходном баке 1. Переключатель 15 находится в закрытом состоянии, и дренажно-отсечные клапаны 4, 5 также закрыты до конца полета.

После окончания полета и выключения двигателей командное давление в трубопровод 25 поступать перестает.

Остаточное давление из управляющих полостей дренажно-отсечных клапанов 4, 5, со входов преобразователей 9 и переключателя 15 стравливается через дроссель 21 и сливную линию 33 в расходный бак 1.

Дренажно-отсечные клапаны 4, 5 открываются, обеспечивая стравливание из баков 2 избыточного давления в дренажный трубопровод 36 и далее в атмосферу.

Работа системы при полетах с дозаправкой до момента выпуска заправочной штанги 7 происходит также, как описано ранее.

Для выпуска штанги 7 перед ее стыковкой с раздаточным устройством танкера переключатель 39 из положения "уборка" переводится в положение "выпуск". Электрогидрокран 8 переключается так, что в трубопроводах 24 появляется давление гидравлики, а трубопроводы 26, 30 через кран 8 оказываются соединенными со сливом в гидробак. Под действием давления гидравлики, поступившего в надпоршневую полость 10, преобразователь 9 открывается, соединяя подводящую исполнительную полость 13 с сигнальной исполнительной полостью 14. В результате этого командное давление топлива из трубопровода 25 по трубопроводу 27 через дроссель 19 поступает в надпоршневую управляющую полость 16 переключателя 15.

Проходное сечение дросселя 23 задается значительно меньше проходного сечения трубопроводов 25, 27 и условного проходного сечения запорного органа исполнительной полости преобразователя 9.

Например f_тр > 10 f₂₃, где f₂₃ площадь проходного сечения дросселя 23; f_тр площадь проходного сечения трубопроводов 25, 27.

Поэтому в тупиковой полости 16 давление практически равно давлению в трубопроводе 25.

Под действием этого давления переключатель 15 открывается, сообщая трубопроводы 28, 29 и управляющие полости дренажно-отсечных клапанов 4, 5 узла 3 со сливом в расходный бак 1 по трубопроводам 31, 32. При этом приток командного топлива из трубопровода 25 через дроссель 20 не может компенсировать падение давления в трубопроводах 28, 29 из-за того, что площади проходных сечений трубопроводов 28, 29, 31, 32 выбираются в 5-10 раз больше площади проходного сечения дросселя 20.

В результате этого дренажно-отсечные клапаны 4, 5 открываются, обеспечивая стравливание избыточного давления воздуха из подвесных баков 2 в дренажный трубопровод 36 и далее в атмосферу, подготавливая тем самым баки 2 к приему топлива из трубопровода дозаправки 35 через клапан заправки 40.

После состыковки летательного аппарата с танкером через приемную головку 6, штангу 7, трубопровод 35 и клапан заправки 40 происходит заполнение баков 2 с последующей расстыковкой аппарата и танкера.

После завершения расстыковки переключатель 39 переключается в положение "уборка" и электрогидрокран 8 возвращает переключатель 9 в состояние, предшествующее дозаправке. Переключатель 15 закрывается, дренажно-отсечные клапаны 4, 5, отсоединяют баки 2 от дренажного трубопровода 36, по линиям 37, 38 восстанавливается наддув баков 2 и возобновляется их выработка, как это было ранее до выполнения дозаправки.