RU150329U1

RU150329U1 - FUEL AIRCRAFT SYSTEM (OPTIONS)

Info

Publication number: RU150329U1
Application number: RU2014134938/11U
Authority: RU
Inventors: Николай Григорьевич Кликолуев; Анатолий Петрович Мищенко
Priority date: 2014-08-28
Filing date: 2014-08-28
Publication date: 2015-02-10

Abstract

1. Топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, заправочную и дренажную горловины, снабженные клапанами перекрытия и сообщенные с полостью топливного бака, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, отличающаяся тем, что содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с нижней частью полости топливного бака, а выход сообщен с ее верхней частью, снабженную топливным насосом и устройством перекрытия.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что линия перемешивания топлива содержит удлиненный коллектор, установленный в верхней части полости топливного бака, а ее выход выполнен в виде форсунок в стенке коллектора.3. Топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, заправочную и дренажную горловины, снабженные клапанами перекрытия и сообщенные с полостью топливного бака, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости топливного бака и снабженную топливным насосом и пусковым клапаном, установленными последовательно, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, отличающаяся тем, что содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с линией подачи топлива в двигатель между топливным насосом и пусковым клапаном, а выход которой сообщен с верхней частью полости топливного1. The fuel system of the aircraft, containing a fuel tank, a filling and drainage neck, equipped with shutoff valves and communicated with the cavity of the fuel tank, and the drainage neck is in communication with its upper part, the fuel supply line to the engine in communication with the lower part of the fuel tank cavity and provided a start valve, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the fuel tank cavity and equipped with a start valve, characterized in that it contains a fuel mixing line, the input of which Shchen with the lower part of the cavity of the fuel tank, and the outlet communicates with its upper part provided with a fuel pump and a device perekrytiya.2. The system according to claim 1, characterized in that the fuel mixing line contains an elongated collector installed in the upper part of the fuel tank cavity, and its outlet is made in the form of nozzles in the collector wall. A fuel system of an aircraft comprising a fuel tank, a filling and drainage neck provided with shutoff valves and communicating with a fuel tank cavity, the drainage neck being in communication with its upper part, a fuel supply line to the engine in communication with a lower part of the fuel tank cavity and equipped with a fuel pump and a start valve installed in series, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the fuel tank cavity and equipped with a start valve, characterized in that rzhit mixing fuel line, the input of which communicates with a fuel supply line to the engine between the fuel pump and the starter valve and the output of which communicates with the upper portion of the fuel cavities

Description

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ) FUEL AIRCRAFT SYSTEM (OPTIONS)

Полезная модель относится к области авиастроения, более конкретно, к устройствам, связанным с подачей топлива в двигатель летательного аппарата (ЛА), преимущественно, беспилотного.The utility model relates to the field of aircraft manufacturing, and more particularly, to devices related to the supply of fuel to the aircraft engine (LA), mainly unmanned.

Известна, принятая за прототип топливная система летательного аппарата, патент RU № 86171 U1, содержащая топливный бак, магистраль (линию) подачи топлива в двигатель ЛА с пусковым клапаном, сообщенную с нижней часть полости топливного бака, систему наддува топливного бака с пусковым устройством (пусковым клапаном), содержащую магистраль подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака, магистраль сброса газа, сообщенную с газовой полостью топливного бака через магистраль подачи газа наддува и содержащую клапан сброса газа, и устройство ограничения остаточного давления в топливном баке, выполненное в виде клапана перекрытия. Топливный бак загерметизирован пусковыми клапанами и клапаном сброса газа, и хранится в широком диапазоне температур окружающей среды. Для заправки топлива топливный бак снабжают заправочной и дренажной горловинами, сообщенные с его полостью, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, которые снабжают клапанами перекрытия, для обеспечения герметичности заправленного топливного бака. Для уменьшения проходного сечения линия подачи топлива в двигатель Л А может быть снабжена топливным насосом. В более сложном варианте топливный бак может быть выполнен многоотсечным и содержать, по крайней мере, два отсека, и, по крайней мере, одну линию перелива топлива, сообщающую нижнюю частьKnown for the prototype, patent RU No. 86171 U1, comprising a fuel tank, a line (line) for supplying fuel to an aircraft engine with a start valve, connected from the lower part of the fuel tank cavity, a fuel tank pressurization system with a starting device (starting valve), comprising a boost gas supply line communicated with the upper part of the fuel tank cavity, a gas discharge line communicated with the gas cavity of the fuel tank through a boost gas supply line and comprising a relief valve gas, and a device for limiting the residual pressure in the fuel tank, made in the form of a shutoff valve. The fuel tank is sealed with start valves and a gas relief valve, and is stored in a wide range of ambient temperatures. For refueling, the fuel tank is provided with a filling and drainage neck communicated with its cavity, the drainage neck being communicated with its upper part, which are equipped with shutoff valves, to ensure the tightness of the filled fuel tank. To reduce the flow area, the fuel supply line to the engine LA can be equipped with a fuel pump. In a more complex embodiment, the fuel tank may be multi-compartment and contain at least two compartments, and at least one fuel overflow line communicating the lower part

предыдущего отсека по очередности выработки топлива с полостью последующего вырабатываемого отсека.the previous compartment in order of fuel production with the cavity of the subsequent generated compartment.

Существенными признаками первого варианта предлагаемой топливной системы летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, заправочную и дренажную горловины, снабженные клапанами перекрытия и сообщенные с полостью топливного бака, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном.The essential features of the first embodiment of the proposed aircraft fuel system, which coincide with those of the prototype, are as follows: the aircraft fuel system comprising a fuel tank, a filling and drainage neck, provided with shutoff valves and communicating with the fuel tank cavity, the drainage neck being in communication with its upper part , a line for supplying fuel to the engine in communication with the lower part of the cavity of the fuel tank and provided with a start valve, and a line for supplying boost gas, common hydrochloric the upper portion of a fuel tank equipped with a cavity and a trigger valve.

Существенными признаками второго варианта предлагаемой топливной системы летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, заправочную и дренажную горловины, снабженные клапанами перекрытия и сообщенные с полостью топливного бака, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости топливного бака и снабженную топливным насосом и пусковым клапаном, установленными последовательно, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном.The essential features of the second variant of the proposed aircraft fuel system, which coincide with those of the prototype, are as follows: the aircraft fuel system comprising a fuel tank, a filling and drainage neck, provided with shutoff valves and communicating with the fuel tank cavity, the drainage neck communicating with its upper part a line for supplying fuel to the engine in communication with the lower part of the cavity of the fuel tank and equipped with a fuel pump and a start valve installed sequentially, and a boost gas supply line connected to the upper part of the cavity of the fuel tank and equipped with a start valve.

Существенными признаками третьего варианта предлагаемой топливной системы летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, включающий, по крайней мере, два отсека, и, по крайней мере, одну линию перелива топлива, сообщающую нижнюю часть предыдущего отсека по очередности выработки топлива с полостью последующего вырабатываемого отсека, дренажную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с верхней частью полости первогоThe essential features of the third variant of the proposed aircraft fuel system, which coincide with the prototype features, are as follows: the aircraft fuel system comprising a fuel tank including at least two compartments and at least one fuel overflow line communicating the lower part the previous compartment in order of fuel production with the cavity of the subsequent generated compartment, a drainage neck with an overlap valve in communication with the upper part of the cavity of the first

вырабатываемого отсека, заправочную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека топливного бака и снабженную пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека топливного бака и снабженную пусковым клапаном.the produced compartment, the filler neck with a shutoff valve in communication with the lower part of the cavity of the last developed compartment, the fuel supply line to the engine communicated with the lower part of the cavity of the last generated fuel tank compartment and equipped with a start valve, and the boost gas supply line communicated with the upper part of the cavity the first generated fuel tank compartment and equipped with a start valve.

Существенными признаками четвертого варианта предлагаемой топливной системы летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: топливная система летательного аппарата, содержащая топливный бак, включающий, по крайней мере, два отсека, и, по крайней мере, одну линию перелива топлива, сообщающую нижнюю часть предыдущего отсека по очередности выработки топлива с полостью последующего вырабатываемого отсека, дренажную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, заправочную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека топливного бака снабженную топливным насосом и пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека топливного бака и снабженную пусковым клапаном.The essential features of the fourth variant of the proposed aircraft fuel system, which coincide with the features of the prototype, are as follows: the aircraft fuel system comprising a fuel tank including at least two compartments and at least one fuel overflow line communicating the lower part the previous compartment in order of fuel production with the cavity of the subsequent generated compartment, the drainage neck with an overlap valve in communication with the upper part of the cavity of the first generated th compartment, a filler neck with a shutoff valve in communication with the lower part of the cavity of the last developed compartment, a fuel supply line to the engine communicated with the lower part of the cavity of the last developed fuel tank compartment equipped with a fuel pump and a start valve, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the cavity of the first generated fuel tank compartment and equipped with a start valve.

При эксплуатации известного устройства в широком диапазоне температур, после заправки бака топливом с умеренной или отрицательной температурой, с большой полнотой заполнения объема его полости, герметизации заправочной и дренажной горловин, и нагреве топлива в топливном баке при эксплуатации до максимальной температуры диапазона, в связи со сжатием объема газа при расширении объема топлива, в топливном баке устанавливается избыточное давление в несколько раз превышающее атмосферное. При этом, для обеспечения прочностиWhen operating the known device in a wide temperature range, after refueling the tank with fuel with a moderate or negative temperature, with a large completeness of filling the volume of its cavity, sealing the filling and drainage necks, and heating the fuel in the fuel tank during operation to the maximum temperature range, due to compression gas volume when expanding the volume of fuel, an excess pressure several times higher than atmospheric is established in the fuel tank. At the same time, to ensure strength

необходимо увеличивать массу топливного бака, особенно массу топливного бака со сложной формой поперечного сечения, например, трапециевидной, имеющего плоские или близкие к плоским участки обшивки, поскольку при повышенном рабочем давлении, такой топливный бак имеет большую массу усиливающих обшивку силовых элементов конструкции. Уменьшение максимального рабочего давления и массы топливного бака может быть достигнуто путем заправки топливного бака дегазированным топливом, с последующим растворением газа в топливе после его герметизации, либо путем заправки топливного бака недегазированным топливом и вакуумирования объема газа в полости бака с последующей ее герметизацией. Однако, при этом не обеспечивается быстрое достижение равновесного давления газа в полости топливного бака, когда количество растворенного в топливе газа соответствует растворимости при уменьшенном давлении и температуре топлива, вследствие малой скорости растворения газа в топливе или его выделения из топлива, что не позволяет гарантировать определенную уменьшенную величину максимального рабочего давления в топливном баке при эксплуатации в широком диапазоне температур окружающей среды.it is necessary to increase the mass of the fuel tank, especially the mass of the fuel tank with a complex cross-sectional shape, for example, trapezoidal, having flat or close to flat plating sections, since at increased working pressure, such a fuel tank has a large mass of structural elements reinforcing the casing. A decrease in the maximum working pressure and mass of the fuel tank can be achieved by refueling the fuel tank with degassed fuel, followed by gas dissolution in the fuel after sealing it, or by filling the fuel tank with non-degassed fuel and evacuating the gas volume in the tank cavity with its subsequent sealing. However, this does not ensure the rapid achievement of equilibrium gas pressure in the cavity of the fuel tank when the amount of gas dissolved in the fuel corresponds to solubility at a reduced pressure and temperature of the fuel, due to the low dissolution rate of gas in the fuel or its release from the fuel, which does not guarantee a certain reduced the maximum working pressure in the fuel tank during operation in a wide range of ambient temperatures.

Техническим результатом, на решение которого направлена полезная модель является обеспечение уменьшения времени заправки топливного бака с гарантированным уменьшенным до определенной величины максимальным рабочим давлением.The technical result, the solution of which the utility model is aimed at, is to ensure a reduction in the fuel tank refueling time with a guaranteed maximum working pressure reduced to a certain value.

Для решения поставленной задачи первый вариант топливной системы летательного аппарата, содержащей топливный бак, заправочную и дренажную горловины, снабженные клапанами перекрытия и сообщенные с полостью топливного бака, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, содержит линиюTo solve this problem, the first version of the fuel system of the aircraft, containing a fuel tank, a filling and drainage necks, equipped with shutoff valves and communicating with the cavity of the fuel tank, the drainage neck communicating with its upper part, the fuel supply line to the engine in communication with the lower part of the cavity the fuel tank and equipped with a start valve, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the cavity of the fuel tank and equipped with a start valve, comprises a line

перемешивания топлива, вход которой сообщен с нижней частью полости топливного бака, а выход сообщен с ее верхней частью, снабженную топливным насосом и устройством перекрытия.mixing fuel, the input of which is in communication with the lower part of the cavity of the fuel tank, and the output is communicated with its upper part, equipped with a fuel pump and a shutoff device.

Для решения поставленной задачи второй вариант топливной системы летательного аппарата, содержащей топливный бак, заправочную и дренажную горловины, снабженные клапанами перекрытия и сообщенные с полостью топливного бака, причем дренажная горловина сообщена с ее верхней частью, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости топливного бака и снабженную топливным насосом и пусковым клапаном, установленными последовательно, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости топливного бака и снабженную пусковым клапаном, содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с линией подачи топлива в двигатель между топливным насосом и пусковым клапаном, а выход которой сообщен с верхней частью полости топливного бака, снабженную устройством перекрытия.To solve this problem, the second version of the aircraft fuel system, comprising a fuel tank, a fueling and drainage necks, equipped with shutoff valves and communicating with the fuel tank cavity, the drainage neck communicating with its upper part, the fuel supply line to the engine in communication with the lower part of the cavity the fuel tank and equipped with a fuel pump and a start valve installed in series, and a boost gas supply line in communication with the upper part of the fuel tank cavity and provided th trigger valve comprises mixing the fuel line, the input of which communicates with a feed line for fuel to the engine between the fuel pump and the starter valve and the output of which is communicated with the upper part of the fuel tank cavity provided with overlap device.

Для решения поставленной задачи третий вариант топливной системы летательного аппарата, содержащей топливный бак, включающий, по крайней мере, два отсека, и, по крайней мере, одну линию перелива топлива, сообщающую нижнюю часть предыдущего отсека по очередности выработки топлива с полостью последующего вырабатываемого отсека, дренажную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, заправочную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека топливного бака и снабженную пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека топливного бака и снабженную пусковым клапаном, содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с нижней частью полостиTo solve this problem, the third version of the fuel system of an aircraft containing a fuel tank, including at least two compartments, and at least one fuel overflow line, communicating the lower part of the previous compartment in order of fuel generation with the cavity of the subsequent generated compartment, a drainage neck with an overlap valve communicated with the upper part of the cavity of the first produced compartment, a filling neck with an overlap valve communicated with the lower part of the cavity of the latter of the compartment being drawn, the line for supplying fuel to the engine in communication with the lower part of the cavity of the last produced compartment of the fuel tank and equipped with a start valve, and the line for supplying gas of boost, in communication with the upper part of the cavity of the first generated compartment of the fuel tank and equipped with a starting valve, contains a fuel mixing line, the entrance of which is communicated with the lower part of the cavity

последнего вырабатываемого отсека топливного бака, а выход сообщен с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, снабженную топливным насосом и устройством перекрытия.the last generated compartment of the fuel tank, and the output is communicated with the upper part of the cavity of the first generated compartment, equipped with a fuel pump and an overlap device.

Для решения поставленной задачи четвертый вариант топливной системы летательного аппарата, содержащей топливный бак, включающий, по крайней мере, два отсека, и, по крайней мере, одну линию перелива топлива, сообщающую нижнюю часть предыдущего отсека по очередности выработки топлива с полостью последующего вырабатываемого отсека, дренажную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, заправочную горловину с клапаном перекрытия, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека, линию подачи топлива в двигатель, сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека топливного бака снабженную топливным насосом и пусковым клапаном, и линию подачи газа наддува, сообщенную с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека топливного бака и снабженную пусковым клапаном, содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с линией подачи топлива в двигатель между топливным насосом и пусковым клапаном, а выход которой сообщен с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, снабженную устройством перекрытия.To solve this problem, the fourth version of the fuel system of an aircraft containing a fuel tank, including at least two compartments, and at least one fuel overflow line, communicating the lower part of the previous compartment in order of fuel generation with the cavity of the subsequent generated compartment, drainage neck with an overlap valve communicated with the upper part of the cavity of the first produced compartment, a filling neck with an overlap valve communicated with the lower part of the cavity of the last outlet flushed compartment, the line for supplying fuel to the engine, communicated with the lower part of the cavity of the last developed compartment of the fuel tank equipped with a fuel pump and a start valve, and the line for supplying gas of boost, communicated with the upper part of the cavity of the first developed compartment of the fuel tank and equipped with a starting valve, contains a mixing line fuel, the input of which is connected with the fuel supply line to the engine between the fuel pump and the starting valve, and whose output is communicated with the upper part of the cavity of the first discharge removable compartment, equipped with a ceiling device.

Для дополнительного уменьшения времени заправки топливного бака с уменьшенным максимальным рабочим давлением, в топливной системе летательного аппарата по первому и второму варианту, линия перемешивания топлива содержит удлиненный коллектор, установленный в верхней части полости топливного бака, а ее выход выполнен в виде форсунок в стенке коллектора.To further reduce the time of refueling a fuel tank with a reduced maximum working pressure, in the aircraft fuel system according to the first and second options, the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in the upper part of the fuel tank cavity, and its outlet is made in the form of nozzles in the manifold wall.

Для дополнительного уменьшения времени заправки топливного бака с уменьшенным максимальным рабочим давлением, в топливной системе летательного аппарата по третьему и четвертому варианту, линия перемешивания топлива содержит удлиненный коллектор, установленный вTo further reduce the time of refueling a fuel tank with a reduced maximum working pressure, in the aircraft fuel system according to the third and fourth options, the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in

верхней части полости первого вырабатываемого отсека топливного бака, а ее выход выполнен в виде форсунок в стенке коллектора.the upper part of the cavity of the first developed compartment of the fuel tank, and its output is made in the form of nozzles in the wall of the collector.

Отличительными признаками первого варианта топливной системы летательного аппарата является то, что она содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с нижней частью полости топливного бака, а выход сообщен с ее верхней частью, снабженную топливным насосом и устройством перекрытия.Distinctive features of the first version of the aircraft fuel system is that it contains a fuel mixing line, the input of which is connected to the lower part of the fuel tank cavity, and the output is connected to its upper part, equipped with a fuel pump and an overlap device.

Отличительными признаками второго варианта топливной системы летательного аппарата является то, что она содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с линией подачи топлива в двигатель между топливным насосом и пусковым клапаном, а выход которой сообщен с верхней частью полости топливного бака, снабженную устройством перекрытия.Distinctive features of the second variant of the aircraft fuel system is that it contains a fuel mixing line, the input of which is connected to the fuel supply line to the engine between the fuel pump and the start valve, and the output of which is connected to the upper part of the fuel tank cavity equipped with an overlap device.

Дополнительными отличительными признаками первого и второго вариантов топливной системы летательного аппарата является то, что линия перемешивания топлива содержит удлиненный коллектор, установленный в верхней части полости топливного бака, а ее выход выполнен в виде форсунок в стенке коллектора.Additional distinguishing features of the first and second variants of the aircraft fuel system is that the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in the upper part of the fuel tank cavity, and its outlet is made in the form of nozzles in the manifold wall.

Отличительными признаками третьего варианта топливной системы летательного аппарата является то, что она содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека топливного бака, а выход сообщен с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, снабженную топливным насосом и устройством перекрытия.Distinctive features of the third variant of the fuel system of the aircraft is that it contains a fuel mixing line, the input of which is connected to the lower part of the cavity of the last generated compartment of the fuel tank, and the output is communicated with the upper part of the cavity of the first generated compartment, equipped with a fuel pump and an overlap device.

Отличительными признаками четвертого варианта топливной системы летательного аппарата является то, что она содержит линию перемешивания топлива, вход которой сообщен с линией подачи топлива в двигатель между топливным насосом и пусковым клапаном, а выход которой сообщен с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека, снабженную устройством перекрытия.Distinctive features of the fourth version of the aircraft fuel system is that it contains a fuel mixing line, the input of which is connected to the fuel supply line to the engine between the fuel pump and the start valve, and the output of which is connected to the upper part of the cavity of the first generated compartment, equipped with an overlap device.

Дополнительными отличительными признаками третьего и четвертого вариантов топливной системы летательного аппарата является то, что линия перемешивания топлива содержит удлиненный коллектор, установленный в верхней части полости первого вырабатываемого отсека топливного бака, а ее выход выполнен в виде форсунок в стенке коллектора.Additional distinguishing features of the third and fourth variants of the aircraft fuel system is that the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in the upper part of the cavity of the first generated fuel tank compartment, and its outlet is made in the form of nozzles in the manifold wall.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат: обеспечивается уменьшение времени заправки топливного бака с уменьшенным давлением в газовой полости, гарантирующим определенное уменьшенное максимальное рабочее давление в заправленном с большой полнотой заполнения топливом полости и загерметизированном топливном баке, эксплуатирующемся в широком диапазоне температур окружающей среды, в состоянии постоянной готовности к применению, что уменьшает потребную массу топливного бака, особенно, со сложной формой поперечного сечения, например, трапециевидной, имеющего плоские или близкие к плоским участки обшивки.Due to the presence of these distinctive features, together with the known ones, the following technical result is achieved: a decrease in the time of refueling a fuel tank with a reduced pressure in the gas cavity is ensured, which guarantees a certain reduced maximum working pressure in a cavity filled with a large filling volume and a sealed fuel tank operating in a wide range ambient temperatures, in a state of constant readiness for use, which reduces the need th weight of the fuel tank, particularly with a complicated cross-sectional shape, e.g., trapezoidal, having a flat or nearly flat sections of skin.

Предложенные технические решения могут найти применение при разработке и эксплуатации, преимущественно, беспилотных летательных аппаратов со сложной формой поперечного сечения топливного бака, длительное время эксплуатирующихся до применения с заправленным и загерметизированным топливным баком в широком диапазоне температур окружающей среды, и в состоянии постоянной готовности к применению.The proposed technical solutions can find application in the development and operation of mainly unmanned aerial vehicles with a complex cross-sectional shape of the fuel tank, which are used for a long time before use with a refueling and sealed fuel tank in a wide range of ambient temperatures, and in a state of constant readiness for use.

Топливная система летательного аппарата представлена в составе вариантов заправочного комплекса на чертежах, фиг. 1, фиг. 2.The fuel system of the aircraft is presented as part of the refueling complex options in the drawings, FIG. 1, FIG. 2.

На фиг. 1 представлен первый вариант заправочного комплекса.In FIG. 1 presents the first version of the refueling complex.

На фиг. 2 представлен второй вариант заправочного комплекса.In FIG. 2 presents the second version of the refueling complex.

Заправочный комплекс включает рабочую площадку 1, и размещенную на ней транспортировочную тележку 2 с осями 3 и 4, снабженными колесами, соответственно, 5 и 6. На транспортировочной тележке 2 расположен ЛА 7, включающий топливный бак 8, полость которого разделена перегородкой 9The refueling complex includes a working platform 1, and a transport trolley 2 located on it with axles 3 and 4 equipped with wheels 5 and 6, respectively. On the transport trolley 2 there is an LA 7, including a fuel tank 8, the cavity of which is divided by a partition 9

на два отсека 10 и 11, сообщенные линией 12 перелива топлива. В полете сначала топливо вырабатывается из отсека 10, а потом из отсека 11, что обеспечивает линия перелива топлива, которая сообщает нижнюю часть полости отсека 10 с верхней частью полости отсека 11. Топливный бак 8 содержит дренажную горловину 13, содержащую клапан 14 перекрытия и сообщенную линией 15 с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека 10, а также заправочную горловину 16 с клапаном 17 перекрытия, линию 18 подачи топлива в двигатель (на чертеже не показан), сообщенную с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека 11 и снабженную топливным насосом 19 и пусковым клапаном 20, установленными последовательно. Заправочная горловина 16 сообщена линией 21 с линией 18 подачи топлива в двигатель ЛА 7 и через нее и топливный насос 19 с нижней частью полости последнего вырабатываемого отсека 11. Топливный бак 8 содержит линию 22 подачи газа наддува с пусковым клапаном 23, сообщенную с линией 15 и через нее с верхней частью полости первого вырабатываемого отсека 10, а также содержит линию 24 перемешивания топлива, вход которой сообщен с линией 18 подачи топлива в двигатель между топливным насосом 19 и пусковым клапаном 20 и через линию 18 и топливный насос 19 с нижней частью последнего вырабатываемого отсека 11, а выход которой сообщен с верхней частью первого вырабатываемого отсека 10. Линия 24 перемешивания топлива снабжена устройством 25 перекрытия и удлиненным коллектором 26, установленным в верхней части полости первого вырабатываемого отсека 10, при этом ее выход выполнен в виде форсунок 27, выполненных в стенке удлиненного коллектора 26. Заправочный комплекс снабжен, по крайней мере, одним подколесным накатником 28, содержащим верхнюю горизонтальную площадку 29 и, по крайней мере, одним подколесным упором 30, при этом, по крайней мере, одно колесо 5 одной из осей 3 транспортировочной тележки 2 размещено на горизонтальной площадке 29 подколесного накатника 28, и, по крайней мере, под одним колесом 6 второйinto two compartments 10 and 11, reported by the line 12 fuel overflow. In flight, the fuel is first generated from compartment 10, and then from compartment 11, which provides a fuel overflow line that communicates the lower part of the cavity of the compartment 10 with the upper part of the cavity of the compartment 11. The fuel tank 8 contains a drainage neck 13 containing a shutoff valve 14 and communicated with a line 15 with the upper part of the cavity of the first generated compartment 10, as well as the filler neck 16 with an overlap valve 17, the fuel supply line 18 to the engine (not shown in the drawing) in communication with the lower part of the cavity of the last generated compartment 11 and equipped with a fuel pump 19 and a start valve 20 installed in series. The filler neck 16 is connected by a line 21 with a line 18 for supplying fuel to the aircraft LA 7 and through it and a fuel pump 19 with a lower part of the cavity of the last generated compartment 11. The fuel tank 8 comprises a boost gas supply line 22 with a start valve 23 in communication with line 15 and through it with the upper part of the cavity of the first generated compartment 10, and also contains a fuel mixing line 24, the input of which is connected to the fuel supply line 18 to the engine between the fuel pump 19 and the start valve 20 and through line 18 and the fuel pump 19 from the bottom the last produced compartment 11, and the output of which is communicated with the upper part of the first generated compartment 10. The fuel mixing line 24 is equipped with an overlap device 25 and an elongated manifold 26 installed in the upper part of the cavity of the first generated compartment 10, while its output is made in the form of nozzles 27 made in the wall of the elongated manifold 26. The refueling complex is equipped with at least one wheel-mounted knurling 28 containing an upper horizontal platform 29 and at least one wheel-mounted stop 30, while at least one wheel 5 of one of the axles 3 of the transport trolley 2 is located on a horizontal platform 29 of the wheel-mounted knurling 28, and at least one second wheel 6

оси 4 транспортировочной тележки 2 установлен подколесный упор 30, верхняя горизонтальная площадка 29, по крайней мере, одного подколесного накатника 28 выполнена подвижной относительно остальной части подколесного накатника 28 и сообщена с ней через пружинное устройство и вибратор. Пружинное устройство выполнено в виде цилиндрической пружины сжатия 31, установленной под верхней горизонтальной площадкой 29 подколесного накатника 28. Вибратор, выполненный в виде амортизатора 32, растянутого между кольцом 33, закрепленным на ЛА 7 и кольцом 34, закрепленным на рабочей площадке 1. Наличие вакуума в полости топливного бака 8 контролируется по манометру 35, сообщенному линией 36 с линией 22 подачи газа наддува. Заправочный комплекс включает дренажный пистолет 37 с дренажным каналом 38, снабженный устройством 39 герметичной стыковки с дренажной горловиной 13 и устройством 40 управления ее клапаном перекрытия 14, а также заправочный пистолет 41, снабженный устройством 42 герметичной стыковки с заправочной горловиной 16 и устройством 43 управления ее клапаном перекрытия 17. На рабочей площадке 1 установлен топливный резервуар 44. Заправочный комплекс содержит линию заправки 45, сообщенную на входе с топливным резервуаром 44, а на выходе с заправочным пистолетом 41, и содержащую устройство 46 дегазации топлива с топливным насосом 47. Вариант заправочного комплекса включает топливозаправщик 48 (фиг.2), а также вакуумный насос 49 с линией 50 вакуумирования, выполненной с возможностью герметичной стыковки с дренажным каналом 38 дренажного пистолета 37. При этом линия заправки 45 с заправочным пистолетом 41 сообщена с топливозаправщиком 48.axis 4 of the transport trolley 2 mounted wheel support 30, the upper horizontal platform 29 of at least one wheel bearing 28 is movable relative to the rest of the wheel bearing 28 and communicated with it through a spring device and a vibrator. The spring device is made in the form of a cylindrical compression spring 31 installed under the upper horizontal platform 29 of the wheel-mounted knurl 28. The vibrator is made in the form of a shock absorber 32, stretched between the ring 33, mounted on the LA 7 and the ring 34, mounted on the platform 1. The presence of vacuum in the cavity of the fuel tank 8 is controlled by a pressure gauge 35 communicated by line 36 with a boost gas supply line 22. The fueling complex includes a drainage gun 37 with a drainage channel 38, equipped with an airtight docking device 39 with a drainage neck 13 and a shutoff valve control device 40 thereof, as well as a fueling gun 41, equipped with an airtight docking device 42 with a fueling neck 16 and its valve control device 43 floors 17. A fuel tank 44 is installed on the working platform 1. The fueling complex contains a fueling line 45, communicated at the inlet to the fuel tank 44, and at the outlet with a fueling gun 41, and containing a device 46 for the degassing of fuel with a fuel pump 47. A variant of the filling complex includes a tanker 48 (FIG. 2), as well as a vacuum pump 49 with a vacuum line 50, which can be sealed to the drainage channel 38 of the drainage gun 37. When this refueling line 45 with a refueling gun 41 is in communication with the tanker 48.

Топливная система летательного аппарата в составе первого варианта заправочного комплекса (фиг.1) работает следующим образом. Заправочный пистолет 41 подстыковывается к заправочной горловине 16, а дренажный пистолет 37 подстыковывается к дренажной горловине 13. Устройствами 40 и 43 управления открываются клапаны перекрытия, соответственно, 14 и 17.The fuel system of the aircraft as part of the first version of the refueling complex (figure 1) works as follows. The filling gun 41 is docked to the filling neck 16, and the drainage gun 37 is docked to the drainage neck 13. The shutoff valves 14 and 17, respectively, are opened by the control devices 40 and 43.

После чего, задействуется топливный насос 47, обеспечивая поступление топлива из резервуара 44 по линии заправки 45 в устройство 46 дегазации и дегазированного топлива через заправочный пистолет 41, заправочную горловину 16, открытый клапан 17 перекрытия, линии 21 и 18, топливный насос 19 сначала в полость отсека 11 топливного бака 8, и далее по линии 12 перелива топлива в полость отсека 10, вплоть до заполнения полостей этих отсеков необходимым объемом дегазированного топлива. При этом, объем газа, замещаемый топливом в полостях отсеков 11 и 10, вытесняется в окружающую среду через линию 15, дренажную горловину 13, открытый клапан 14 перекрытия и дренажный канал 38 дренажного пистолета 37. После чего, устройствами 40 и 43 управления закрываются перекрывные клапаны, соответственно, 14 и 17, и заправочный и дренажный пистолеты, соответственно, 41 и 37 посредством устройств 42 и 39 герметичной стыковки отстыковываются от заправочной и дренажной горловин, соответственно, 16 и 13. Дальнейшую работу системы заправки рассмотрим на примере используемого в топливных системах ЛА 7 топлива Т-6 и его характеристик (Н.Ф.Дубовкин и др. «Физико-химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив», Москва, «Химия», 1985 -[1]). Допустим, топливный бак 8 в составе ЛА 7 эксплуатируется в широком диапазоне температур окружающей среды, имеющей температуру воздуха от 223К (-50°С) до 323К (+50°С), с высокой степенью заполнения топливом объема полостей отсеков 10 и 11 топливного бака 8-94%, при максимальной температуре 323К топлива в баке. Допустим также, что минимальная температура заправки бака 8 топливом Т-6 в указанном диапазоне температур превышает его минимальное значение - минус 50° и составляет минус 30°С или 243К. При изменении температуры топлива Т-6 от 323К до температуры 243К его объем уменьшается от V_т.макс=0,94 V_бак пропорционально увеличению плотности с ρ⁺⁵⁰ _Т-6=820,2 кг/м³ до ρ⁺³⁰ _Т-6=876,7 кг/м³, [1, стр. 34], соответственно, минимальный объем топлива в топливном баке 1 составит V_т.мин= V_т.макс·ρ_мин/ρ_макс=0,94 V_бак 820,2/876,7=After that, the fuel pump 47 is activated, ensuring the flow of fuel from the tank 44 through the filling line 45 to the degassing device 46 and the degassed fuel through the filling gun 41, the filling neck 16, the open shutoff valve 17, lines 21 and 18, the fuel pump 19 is first into the cavity compartment 11 of the fuel tank 8, and then along the line 12 overflow of fuel into the cavity of the compartment 10, until the cavities of these compartments are filled with the necessary volume of degassed fuel. At the same time, the volume of gas replaced by fuel in the cavities of compartments 11 and 10 is displaced into the environment through line 15, drainage neck 13, open shutoff valve 14 and drainage channel 38 of drainage gun 37. After that, shutoff valves are closed by control devices 40 and 43 14 and 17, respectively, and the refueling and drainage pistols, 41 and 37, respectively, by means of the tight docking devices 42 and 39, are disconnected from the refueling and drainage necks, respectively, 16 and 13. We will consider an example of the further operation of the refueling system e used in the fuel systems of LA 7 fuel T-6 and its characteristics (NF Dubovkin and others. "Physico-chemical and operational properties of jet fuels", Moscow, "Chemistry", 1985 - [1]). Suppose fuel tank 8 as part of LA 7 is operated in a wide range of ambient temperatures, with an air temperature of 223K (-50 ° C) to 323K (+ 50 ° C), with a high degree of filling with the fuel the volume of the cavities of compartments 10 and 11 of the fuel tank 8-94%, with a maximum temperature of 323K fuel in the tank. Let us also assume that the minimum temperature for filling the tank 8 with T-6 fuel in the indicated temperature range exceeds its minimum value - minus 50 ° and is minus 30 ° C or 243K. When the temperature of the T-6 fuel changes from 323K to a temperature of 243K, its volume decreases from V _tmax = 0.94 V _{tank is} proportional to the increase in density from ρ ⁺⁵⁰ _T-6 = 820.2 kg / m ³ to ρ ⁺³⁰ _{T- 6} = 876.7 kg / m ³ , [1, p. 34], respectively, the minimum fuel volume in the fuel tank 1 will be V _tmin = V _tmax · ρ _min / ρ _max = 0.94 V _tank 820 , 2 / 876.7 =

0,879 V_бак.Соответственно, объем газа в топливном баке 8 после заправки топливом с температурой минус 30°С составит V_{газ.запр}= 0,121 V_бак.Максимальное давление газа в полостях отсеков 10 и 11 топливного бака 8 образуется при быстром нагреве топлива в эксплуатации от минимальной температуры 243К после заправки до максимальной температуры 323К, когда газ не успевает раствориться в дегазированном топливе. Для того, чтобы максимальное давление в полостях отсеков 10 и 11 топливного бака 8 не превысило, например, 1,7 кГс/см², давление в них после заправки топливом Т-6 и закрытия клапанов перекрытия 14 и 17, должно быть:0.879 V _tank. Accordingly, the volume of gas in the fuel tank 8 after refueling with a temperature of minus 30 ° C will be V _{gas ref} = 0.121 V _tank . The maximum gas pressure in the cavities of compartments 10 and 11 of the fuel tank 8 is formed when the fuel is rapidly heated in operation from a minimum temperature of 243K after refueling to a maximum temperature of 323K, when the gas does not have time to dissolve in degassed fuel. In order for the maximum pressure in the cavities of the compartments 10 and 11 of the fuel tank 8 not to exceed, for example, 1.7 kgf / cm ² , the pressure in them after refueling with T-6 and closing the shut-off valves 14 and 17 should be:

Р_запр.=Р_макс·Т_запр·V_{газ.мин}/(Т_макс·V_{газ.запр}.)=1,7·243·0,06V_бак/(323·0,121·V_бак)=0,634·(кГс/см²),R _ref = R _max · T _ref · V _{gas min} / (T _max · V _{gas ref} ) = 1.7 · 243 · 0.06V _tank / (323 · 0.121 · V _tank ) = 0.634 · (kG / cm ² ),

или перепад давления вакуума ΔР_вак=(1-Р_запр.)=0,366 (кГс/см²).or the vacuum pressure drop ΔP _vak = (1-P _ref .) = 0.366 (kgf / cm ² ).

После закрытия клапанов 14 и 17 перекрытия давление газа (воздуха), в объеме V_{газ.запр.} полости 10 будет снижаться за счет частичного растворения газа из объёма газовой «подушки» газа в дегазированном топливе, от атмосферного давления Р_атм=1 ата=1,033 кГс/см² до равновесного давления Р_равн., величину которого можно определить по уравнениюAfter closing the shut-off valves 14 and 17, the gas (air) pressure in the volume V _gas cavity 10 will decrease due to the partial dissolution of the gas from the volume of the gas "cushion" of gas in degassed fuel, from atmospheric pressure P _atm = 1 ata = 1,033 kG / cm ² to equilibrium pressure P _equal , the value of which can be determined by the equation

Р_атм. V_{газ.запр}. Р_равн. (V_{газ.запр}.+α·V_т.запр.)R _atm . V _gas R _equ . (V _{gas ref} . + Α · V _ref .)

илиor

1,033-0,121 V_бак=Р_равн (0,121 V_бак+α-0,879 V_бак).1.033-0.121 V _tank = P _{equal to} (0.121 V _tank + α-0.879 V _tank ).

где α^-30 _Т6=0,11 м³/м³ - коэффициент растворимости Бунзена.([1], стр.29, рис.1.12)where α ^-30 _T6 = 0.11 m ³ / m ³ is the Bunsen solubility coefficient. ([1], p. 29, Fig. 1.12)

Из приведенного уравнения получаем Р_равн=0,574 кГс/см², что меньше необходимой для ограничения максимального рабочего давления, величины давления в топливном баке при минимальной температуре заправки минус 30°С-Р_запр=0,634 кГс/см². Достижение максимального избыточного давления газа в полости отсека 10, не превышающего 0,7 кГс/см², возможно и без увеличения минимальной температуры топлива, заправляемого в топливный бак 8, при условии уменьшения степени заполнения топливом полостей отсеков 10 и 11. Благодаря тому, что колесо 5 транспортировочнойFrom the above equation, we obtain P _equal = 0.574 kgf / cm ² , which is less than necessary to limit the maximum working pressure, the pressure in the fuel tank at the minimum refueling temperature minus 30 ° С-Р _ref = 0.634 _kgf / cm ² . Achieving the maximum excess gas pressure in the cavity of the compartment 10, not exceeding 0.7 kgf / cm ² , is possible without increasing the minimum temperature of the fuel refueling in the fuel tank 8, provided that the degree of filling of the cavities of the compartments 10 and 11 with fuel is reduced. transportation wheel 5

тележки 2 размещено на горизонтальной площадке 29 подколесного накатника 28 и наличию в нем цилиндрической пружины 31 сжатия, его установке на рабочей площадке 1 и связи амортизатора 32 с ЛА 7 и рабочей площадкой 1 через кольца 33 и 34, соответственно, при свободных колебаниях амортизатора 32, после его предварительного отклонения или отклонения носовой или хвостовой части (на чертеже не показаны) ЛА 7, горизонтальная площадка 29 с ЛА 7 подвергается вибрационным воздействиям, смещаясь при колебаниях пружины 31 как в горизонтальном направлении, за счет бокового смещения ее витков, так и в вертикальном направлении, за счет изменения расстояния между ее витками. Стенки топливного бака 8 в процессе вибраций, воздействуя на топливо в полости отсека 10 приводят к колебанию участков свободной поверхности топлива, контактирующей с газом, что увеличивает площадь свободной поверхности топлива и поэтому ускоряет процесс растворения газа в топливе через его свободную поверхность. Дополнительно, вибрация топлива в заправленном топливном баке 8 способствует более быстрому выравниванию увеличенной концентрации газа, растворенного в объеме топлива вблизи его свободной поверхности, по всему объему топлива в полости отсека 10 и в полости отсека 11, благодаря сообщению этих полостей линией 12 перелива топлива. Как показали проведенные эксперименты, при вибрационных воздействиях на бак с топливом, время уменьшения давления газа в экспериментальном одноотсечном топливном баке (на чертеже не показан) до равновесного состояния сокращается с 24 до 1÷1,5 часа. Для дополнительного ускорения растворения газа в многоотсечном топливном баке 8 используется топливный насос 19, при включении которого топливо из отсека 11 по линиям 18 подачи топлива в двигатель и 24 перемешивания топлива, через форсунки 27 коллектора 26 поступает в полость отсека 10, что ускоряет процесс растворения газа в объеме топлива, благодаря увеличению свободной поверхности топлива при разбрызгивании форсунками 27 в объёме газа в верхней части полости отсека 10, топлива, выходящего изtrolley 2 is placed on a horizontal platform 29 of the wheel-mounted knurl 28 and the presence of a compression spring 31 in it, its installation on the working platform 1 and the shock absorber 32 connected to the aircraft 7 and the working platform 1 through rings 33 and 34, respectively, with free vibrations of the shock absorber 32, after its preliminary deviation or deviation of the bow or tail (not shown) of the LA 7, the horizontal platform 29 with the LA 7 is subjected to vibrational effects, displaced by oscillations of the spring 31 as in the horizontal direction, due to lateral displacement of its turns, and in the vertical direction, due to changes in the distance between its turns. The walls of the fuel tank 8 in the process of vibration, acting on the fuel in the cavity of the compartment 10 lead to oscillation of the areas of the free surface of the fuel in contact with the gas, which increases the free surface of the fuel and therefore accelerates the process of dissolution of gas in the fuel through its free surface. Additionally, vibration of the fuel in the refueling fuel tank 8 facilitates faster alignment of the increased concentration of gas dissolved in the fuel volume near its free surface throughout the fuel volume in the cavity of the compartment 10 and in the cavity of the compartment 11, due to the communication of these cavities with the overflow line 12. As the experiments showed, with vibrational effects on the fuel tank, the time to reduce the gas pressure in the experimental single-compartment fuel tank (not shown in the drawing) to the equilibrium state is reduced from 24 to 1 ÷ 1.5 hours. To further accelerate the dissolution of gas in the multi-compartment fuel tank 8, a fuel pump 19 is used, when the fuel is turned on from the compartment 11 through the fuel supply lines 18 to the engine and 24 fuel mixing, through the nozzles 27 of the manifold 26 enters the cavity of the compartment 10, which accelerates the gas dissolution process in the volume of fuel, due to the increase in the free surface of the fuel when spraying with nozzles 27 in the volume of gas in the upper part of the cavity of the compartment 10, the fuel exiting

форсунок 27, а также благодаря перемешиванию топлива в полостях отсеков 10 и 11 топливного бака 8, за счет перекачки топлива насосом 19 из полости отсека 11 по линиям 18 подачи топлива в двигатель и 24 перемешивания топлива в полость отсека 10 и перелива топлива при этом по линии 12 из полости отсека 10 в полость отсека 11, за счет уменьшения давления на входе в топливный насос 19, при его работе. После достижения равновесного давления в газовой полости отсека 10 топливного бака 8, что может быть установлено по времени или по показаниям манометра 35, топливный насос 19 отключается и задействуется устройство 25 перекрытия, после чего ЛА 7 с заправленным и загерметизированным топливным баком 8, готов к эксплуатации в широком диапазоне температур окружающей среды, с обеспеченим уменьшенного максимального рабочего давления при нагреве топлива в загерметизированном баке в эксплуатации.nozzles 27, and also due to mixing of fuel in the cavities of compartments 10 and 11 of the fuel tank 8, due to pumping of fuel by the pump 19 from the cavity of the compartment 11 along the fuel supply lines 18 to the engine and 24 mixing of the fuel into the cavity of the compartment 10 and the fuel overflow along the line 12 from the cavity of the compartment 10 to the cavity of the compartment 11, by reducing the pressure at the inlet to the fuel pump 19, during its operation. After reaching the equilibrium pressure in the gas cavity of the compartment 10 of the fuel tank 8, which can be set according to the time or according to the pressure gauge 35, the fuel pump 19 is turned off and the shut-off device 25 is activated, after which the aircraft 7 with the fuel tank 8 filled and sealed is ready for operation in a wide range of ambient temperatures, providing a reduced maximum working pressure when heating fuel in a sealed tank in operation.

Топливная система летательного аппарата в составе второго варианта заправочного комплекса (фиг.2) работает следующим образом. Заправка топливного бака 8 по линии заправки 45 осуществляется аналогично недегезированным топливом подаваемым топливозаправщиком 48. После заправки в полости отсеков 11 и 10 необходимого объёма топлива устройством 43 управления закрывается перекрывной клапан 17 и заправочный пистолет 41 отстыковывается от заправочной горловины 16, посредством устройств 42 герметичной стыковки, линия 50 вакуумирования подстыковывается к дренажному каналу 38 дренажного пистолета 37 и включается вакуумный насос 49, обеспечивая уменьшение давления газа в полостях отсека 10 топливного бака 8 и отсека 11, благодаря их сообщению через линию 12 перелива топлива. Аналогично работе заправочного комплекса вариант 1, во втором варианте заправочного комплекса эксплуатирующемся в широком диапазоне температур окружающей среды (от минус 50°С до +50°С) с высокой степенью заполнения полости топливного бака 8 (94% при +50°С) для непревышения величины избыточного максимального рабочего давления 0,7 кГс/см² в полостяхThe fuel system of the aircraft as part of the second version of the refueling complex (figure 2) works as follows. The fuel tank 8 is refueled via the fueling line 45 by a similarly supplied non-degenerated fuel supplied by the tanker 48. After filling the required volume of fuel in the cavity of the compartments 11 and 10, the shut-off valve 17 is closed by the control device 43 and the fuel gun 41 is disconnected from the gas filler neck 16, by means of hermetic docking devices 42, the evacuation line 50 is connected to the drainage channel 38 of the drainage gun 37 and the vacuum pump 49 is turned on, providing a decrease in gas pressure in the cavities compartment 10 of the fuel tank 8 and compartment 11, due to their communication through line 12 overflow of fuel. Similar to the operation of the refueling complex option 1, in the second version of the refueling complex operating in a wide range of ambient temperatures (from minus 50 ° С to + 50 ° С) with a high degree of filling of the fuel tank cavity 8 (94% at + 50 ° С) to not exceed the excess maximum working pressure of 0.7 kgf / cm ² in the cavities

отсеков 10 и 11, равновесное давление в газовой полости отсека 10 при заправке топливом с минимальной температурой минус 30°С не должно превышать величины 0,634 кГс/см². Указанное давление может быть получено путём многократного вакуумирования газовой полости отсека 10 до этой величины давления, с промежуточным закрытием клапана 14 перекрытия устройством 40 управления и выдержкой на время процесса газовыделения из топлива и установлением в газовой полости отсека 10 промежуточного увеличенного значения давления вакуума. Количество циклов вакуумирования может быть уменьшено, при условии вакуумирования газовой полости отсека 10 посредством вакуумного насоса 49 до величины, превышающей значение вакуума 0,366 кГс/см² (абсолютное значение 0,634 кГс/см² ). Увеличенное значение вакуума, обеспечивающее достижение необходимого равновесного давления в газовой полости отсека 10 может быть определено из уравнения баланса количества газа в загерметизированных клапанами 14 и 17 перекрытия полостях отсеков 10 и 11 топливного бака 8 после вакуумирования насосом 49, до и после выделения газа из топливаcompartments 10 and 11, the equilibrium pressure in the gas cavity of compartment 10 when refueling with a minimum temperature of minus 30 ° C should not exceed 0.634 kG / cm ² . The specified pressure can be obtained by repeatedly evacuating the gas cavity of the compartment 10 to this pressure value, with the intermediate closing of the shut-off valve 14 by the control device 40 and holding the gas out of the fuel for a while and setting the intermediate increased vacuum pressure value in the gas cavity of the compartment 10. The number of evacuation cycles can be reduced, provided that the gas cavity of the compartment 10 is evacuated by means of a vacuum pump 49 to a value exceeding the vacuum value of 0.366 kG / cm ² (the absolute value is 0.634 kg / cm ² ). The increased value of the vacuum, ensuring the achievement of the required equilibrium pressure in the gas cavity of the compartment 10 can be determined from the equation of the balance of the amount of gas in the sealed valves 14 and 17 of the cavities of the compartments 10 and 11 of the fuel tank 8 after evacuation by the pump 49, before and after gas evolution

Р_бак·У_{газ запр}+αР_атм·V_{топл запр}=Р_равн(V_{газ запр}+αV_топл)P _tank · U _{gas ref} + αP _atm · V _{fuel ref} = P _equal (V _{gas ref} + αV _fuel )

Р_бак·0,121-V_бак+0,11·1,033·0,879V_бак=0,634· (0,121V_бак+0,11·0,879V_бак); P _tank · 0.121-V _tank + 0.11 · 1.033 · 0.879V _tank = 0.634 · (0.121V _tank + 0.11 · 0.879V _tank );

Р_бак=0,315 кГс/см² (ΔР_{бак вак}=0,685 кГс/см²).P _tank = 0.315 kgf / cm ² (ΔP _tank = 0.685 kgf / cm ² ).

При вибрациях топливного бака 8 в составе ЛА 7 возбуждаемых под воздействием колебаний амортизатора 32, благодаря увеличению площади свободной поверхности топлива, контактирующей с объёмом газа в полости отсека 10, ускоряется процесс выделения газа из топлива, концентрация которого при заправке топливного бака 8 обусловлена растворимостью газа при атмосферном давлении и не соответствует пониженному давлению в отвакуумированном объёме газа в полости отсека 10. Кроме того, вибрация всего объёма топлива в полостях отсеков 10 и 11, вследствие микроперемещений частиц топлива, устраняет трение покоя, удерживающие от всплытия мелкие пузырьки газа выделяющиеся по всему объёму топлива,With vibrations of the fuel tank 8 in the composition of the aircraft 7 excited under the influence of the oscillations of the shock absorber 32, due to the increase in the free surface area of the fuel in contact with the gas volume in the cavity of the compartment 10, the process of gas evolution from the fuel is accelerated, the concentration of which during refueling of the fuel tank 8 is due to the solubility of gas at atmospheric pressure and does not correspond to a reduced pressure in the evacuated gas volume in the cavity of the compartment 10. In addition, the vibration of the entire fuel volume in the cavities of the compartments 10 and 11, due to crop displacements of fuel particles, eliminates static friction, which keeps small gas bubbles from floating around the entire fuel volume

что обеспечивает сепарацию (отделение) выделяющеюся при пониженном давлении объёма газа от остального объёма топлива. Дополнительно, при включении топливного насоса 19, вследствие разбрызгивания топлива форсунками 27 в объёме газа в полости отсека 10, увеличивается свободная поверхность топлива для газовыделения при уменьшенном давлении, что уменьшает время достижения равновесного давления, при котором объём растворённого в топливе газа соответствует его растворимости при равновесном давлении и температуре топлива при заправке. При наличии топливного насоса в линии 24 перемешивания топлива (на чертежах не показан), он включается вместо топливного насоса 19, что экономит ресурс работы топливного насоса 19. При этом также в вытеснительных безнасосных топливных системах ЛА топливный насос 19 отсутствует. Одноотсечный топливный бак 8 работает аналогично, при этом, вследствие отсутствия перегородки 9 и линии 12 перелива топлива, при работе топливного насоса 19, топливо в линию 24 перемешивания топлива поступает из нижней полости бака 8 и выходит в ее верхнюю часть, свободно перемещаясь в полости бака 8. Вследствие отсутствия затрат мощности топливного насоса 19 на перелив топлива по линии 12 уменьшается потребная мощность топливного насоса 19.which ensures separation (separation) of the gas volume released at reduced pressure from the rest of the fuel volume. Additionally, when the fuel pump 19 is turned on, due to fuel spraying by nozzles 27 in the volume of gas in the cavity of the compartment 10, the free surface of the fuel for gas evolution at reduced pressure increases, which reduces the time to reach equilibrium pressure, at which the volume of gas dissolved in the fuel corresponds to its solubility at equilibrium fuel pressure and temperature when refueling. If there is a fuel pump in the fuel mixing line 24 (not shown in the drawings), it is switched on instead of the fuel pump 19, which saves the life of the fuel pump 19. Moreover, the fuel pump 19 is also absent in the non-pumping fuel systems of the aircraft. The single-compartment fuel tank 8 operates in a similar manner, however, due to the absence of a partition 9 and a fuel overflow line 12, when the fuel pump 19 is operating, the fuel enters the fuel mixing line 24 from the lower cavity of the tank 8 and exits to its upper part, freely moving in the tank cavity 8. Due to the lack of power consumption of the fuel pump 19 for fuel overflow on line 12, the required power of the fuel pump 19 decreases.

Claims

1. The fuel system of the aircraft, containing a fuel tank, a filling and drainage neck, equipped with shutoff valves and communicated with the cavity of the fuel tank, and the drainage neck is in communication with its upper part, the fuel supply line to the engine in communication with the lower part of the fuel tank cavity and provided a start valve, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the fuel tank cavity and equipped with a start valve, characterized in that it contains a fuel mixing line, the input of which Shchen with the lower part of the cavity of the fuel tank, and the outlet communicates with its upper part provided with a fuel pump and overlap device.

2. The system according to claim 1, characterized in that the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in the upper part of the cavity of the fuel tank, and its output is made in the form of nozzles in the wall of the manifold.

3. The fuel system of the aircraft, comprising a fuel tank, a filling and drainage neck, provided with shutoff valves and communicating with the cavity of the fuel tank, the drainage neck being in communication with its upper part, a fuel supply line to the engine in communication with the lower part of the fuel tank cavity and provided a fuel pump and a start valve installed in series, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the fuel tank cavity and equipped with a start valve, characterized in that holds a fuel mixing line, the input of which is connected with the line of fuel supply to the engine between the fuel pump and the start valve, and the output of which is connected to the upper part of the cavity of the fuel tank equipped with an overlap device.

4. The system according to claim 3, characterized in that the fuel mixing line contains an elongated collector installed in the upper part of the cavity of the fuel tank, and its output is made in the form of nozzles in the wall of the manifold.

5. Aircraft fuel system, comprising a fuel tank including at least two compartments and at least one fuel overflow line, communicating the lower part of the previous compartment in order of fuel generation with the cavity of the subsequent generated compartment, a drainage neck with a valve overlap communicated with the upper part of the cavity of the first developed compartment, a filler neck with an overlap valve, communicated with the lower part of the cavity of the last developed compartment, the fuel supply line in the engine b, communicated with the lower part of the cavity of the last developed fuel tank compartment and equipped with a start valve, and a boost gas supply line communicated with the upper part of the cavity of the first generated fuel tank compartment and equipped with a start valve, characterized in that it contains a fuel mixing line, the input of which is communicated with the lower part of the cavity of the last developed compartment of the fuel tank, and the output is in communication with the upper part of the cavity of the first developed compartment of the fuel pump and a device overlap of.

6. The system according to claim 5, characterized in that the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in the upper part of the cavity of the first generated fuel tank compartment, and its output is made in the form of nozzles in the collector wall.

7. Aircraft fuel system, comprising a fuel tank including at least two compartments and at least one fuel overflow line, communicating the lower part of the previous compartment with the order of fuel generation with the cavity of the subsequent generated compartment, a drainage neck with a valve overlap communicated with the upper part of the cavity of the first developed compartment, a filler neck with an overlap valve, communicated with the lower part of the cavity of the last developed compartment, the fuel supply line in the engine b, communicated with the lower part of the cavity of the last developed compartment of the fuel tank, equipped with a fuel pump and a start valve, and a supply line of boost gas, communicated with the upper part of the cavity of the first developed compartment of the fuel tank and equipped with a start valve, characterized in that it contains a fuel mixing line, the input of which is connected with the fuel supply line to the engine between the fuel pump and the starting valve, and the output of which is connected with the upper part of the cavity of the first generated compartment, equipped with triple overlap.

8. The system according to claim 7, characterized in that the fuel mixing line contains an elongated manifold installed in the upper part of the cavity of the first generated fuel tank compartment, and its output is made in the form of nozzles in the collector wall.