ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Предлагаемая полезная модель относится к устройствам, связанным с подачей топлива с использованием давления газа к силовой установке летательного аппарата (ЛА), преимущественно беспилотного, содержащего загерметизированный топливный бак (ТБ), хранящимся в широком диапазоне температур окружающей среды и исключающим при этом заброс давления в топливном баке при наддуве.
Известна, принятая за прототип система подачи топлива (см. полезную модель РФ №71629) содержащая топливный бак, магистраль подачи топлива с пусковым клапаном, систему наддува с пусковым устройством, сообщенную с полостью топливного бака и источник сжатого газа, содержащим пусковое устройство и сообщенным с полостью топливного бака.
Существенными признаками предлагаемой топливной системы летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, является наличие топливного бака, магистрали подачи топлива с пусковым клапаном и системы наддува топливного бака сжатым газом с пусковым устройством.
В известном устройстве при нагреве топлива в процессе хранения в ТБ увеличивается давление за счет расширения топлива и сжатия газовой подушки и ТБ давлением, поэтому при работе конструкция ТБ подвергается воздействию дополнительного давления газа, поступающего из системы наддува, что может привести к забросу давления в ТБ и его разгерметизации. ТБ необходимо проектировать на повышенное давление, что приводит к увеличению его массы.
Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое устройство, является исключение забросов давления в баке при наддуве.
Для решения поставленной задачи топливная система летательного аппарата, содержащая ТБ, магистраль подачи топлива с пусковым клапаном, и систему наддува ТБ с пусковым устройством, снабжена магистралью сброса газа из газовой полости ТБ с клапаном сброса и устройством ограничения остаточного давления. Для обеспечения герметичности ТБ устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде клапана перекрытия. Для исключения забросов давления в ТБ при дальнейшем полете ЛА устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде предохранительного клапана.
Отличительными признаками предлагаемой топливной системы летательного аппарата является то, что топливная система летательного аппарата снабжена магистралью сброса газа из газовой полости топливного бака с клапаном сброса и устройством ограничения остаточного давления; устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде клапана перекрытия; устройство ограничения остаточного давления выполнено в виде предохранительного клапана.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, в топливной системе ЛА с загерметизированным ТБ, хранящейся в широком диапазоне температур окружающей среды, достигается следующий технический результат - исключаются забросы давления в ТБ при наддуве и обеспечивается возможность упрощения конструкции ТБ при проектировании, а также уменьшения его массы.
Предложенное техническое решение может найти применение в топливных системах ЛА, преимущественно беспилотных, длительно хранящихся до применения в широком диапазоне температур окружающей среды, для уменьшения рабочего давления в ТБ и, как следствие, его массы.
Сущность предлагаемого устройства поясняется чертежом.
Представленная на чертеже топливная система ЛА содержит ТБ 1, магистраль 2 подачи топлива в двигатель ЛА с пусковым клапаном 3, систему наддува 4 ТБ 1 с пусковым устройством 5, содержащую магистраль 6 подачи газа наддува, магистраль 7 сброса газа, сообщенную с газовой полостью ТБ 1 через магистраль 6 и содержащую клапан 8 сброса газа, и устройство ограничения остаточного давления в ТБ 1, выполненное в виде клапана перекрытия 9.
ТС ЛА работает следующим образом. Перед запуском двигателя ЛА задействуется клапан 8 в магистрали 7 сброса газа, при этом избыточное давление из газовой подушки ТБ 1, вызванное сжатием газа в загерметизированном ТБ при нагреве топлива в процессе хранения, стравливается в атмосферу. После чего, через определенный интервал времени, достаточный для стравливания избыточного давления из газовой полости ТБ 1, задействуется клапан перекрытия 9 и пусковое устройство 5, при этом газ из системы наддува 4 по магистрали 6 подачи газа поступает в полость бака 1, надувая газовую подушку избыточным рабочим давлением необходимым для вытеснения топлива. Задействуется клапан 3 в магистрали 2 подачи топлива и под действием избыточного давления газа в ТБ 1 осуществляется подача топлива в двигатель ЛА. Сброс избыточного рабочего давления из полости бака 1 в атмосферу исключает заброс давления в ТБ 1 при наддуве в процессе работы топливной системы и вероятность его разгерметизации, а также обеспечивает возможность проектировать конструкцию ТБ 1 на уменьшенное рабочее давление, что позволяет уменьшить массу проектируемых ТБ 1. Клапан перекрытия 9 может быть выполнен многократного включения, например, с электромагнитным приводом, чтобы обеспечивать возможность сброса избыточного давления паров топлива из газовой полости ТБ 1 в случае перегрева топлива в полете ЛА, с этой же целью устройство ограничения остаточного давления в ТБ 1 может быть выполнено в виде предохранительного клапана (на чертеже не показан).