Способ выработки топлива из топливной системы самолета, топливная система (2 варианта) и ее расходный отсек

Способ выработки топлива из топливной системы самолета, топливная система (2 варианта) и ее расходный отсек

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Заявляемая группа изобретений относится к области авиационной техники, а именно к устройству топливных систем самолетов, преимущественно пассажирских, и способам выработки топлива из топливных систем в полете.

При проектировании топливных систем пассажирских самолетов, как правило, решаются задачи по увеличению массы заправляемого топлива, снижению сухой массы топливных систем, уменьшению невырабатываемых остатков топлива, оптимизации выработки топлива из многобаковых топливных систем самолетов с целью уменьшения времени воздействия на крыло изгибающего момента и уменьшения изменения положения центра тяжести самолета в полете, повышению надежности работы топливных систем.

Примерами способа выработки топлива и топливной системы самолета, разработанными во второй половине XX века, могут служить способ выработки топлива из топливной системы и топливная система самолета, приведенные в книге Г.А.Никитина «Топливные, масляные и гидравлические системы воздушных судов» (изд. Машиностроение, М.: 1977 г., стр.138-142, рис.4.20).

Способ выработки топлива при этом включает опорожнение в заданной очередности баков системы, размещенных последовательно вдоль правой и левой консолей крыла, при которой топливо перемещают между баками каждой консоли крыла под действием силы тяжести в расходные отсеки, размещаемые рядом с фюзеляжем, и подают из расходных отсеков в двигатели, причем опорожнение расходных отсеков ведут в последнюю очередь.

Этот способ предусматривает первоочередную выработку топлива из баков, размещаемых на периферии крыла, затем в области средних частей крыла и в завершении - из областей крыла, размещенных в области, смежной с фюзеляжем.

Первоочередная выработка топлива из периферийных областей крыла приводит к длительному по времени действия на крыло повышенного изгибающего момента.

Топливная система самолета этого технического решения содержит две группы топливных баков, размещенных в правой и левой консолях крыла самолета, каждая из которых включает первый топливный бак (в терминологии источника - отсек №1), прилегающий к центроплану самолета, второй топливный бак (в терминологии источника - отсек №3), размещенный на периферии размаха крыла, и третий топливный бак (в терминологии источника - отсек №2), размещенный между первым и вторым баками. В этом техническом решении расходным баком, т.е. баком, из которого осуществляется питание двигателя, является первый топливный бак.

Кроме указанных элементов топливная система содержит топливные аккумуляторы, магистрали подачи топлива в двигатель с подкачивающими насосами, входы которых соединены с первыми баками групп баков - расходными баками.

Кроме того, первые и третьи, а также вторые и третьи баки топливной системы снабжены нижними переливными каналами, размещенными вблизи дна топливных баков. Эти переливные каналы при использовании топливной системы в самолете с положительным углом крыла обеспечивают по мере выработки топлива из расходных баков (первых баков групп) перемещение топлива из вторых (периферийных) баков консолей крыла в третьи баки, а по опорожнению вторых (периферийных) баков перемещение топлива из третьих баков групп в расходные баки - первые баки групп.

Топливные аккумуляторы используются для снабжения топливом двигателей при отрицательных перегрузках.

Кроме того, топливная система этого технического решения снабжена заправочной горловиной, сообщающейся со вторым баком одной из консолей.

Недостатками этой топливной системы являются следующие.

Использование баков консолей крыла, прилегающих к центроплану, в которых размещены значительные запасы топлива и которые имеют большие объемы, в качестве расходных отсеков приводит к необходимости наличия в составе системы топливных аккумуляторов, что увеличивает массу топливной системы и массу невырабатываемого остатка топлива. Для этого решения характерна и небольшая масса топлива, заправляемая в баки топливной системы, что затрудняет использование этого технического решения в конструкции современных пассажирских самолетов.

Примером технического решения расходного отсека топливных систем самолетов может служить решение отсека (см. Л.Г.Клемина. Элементная база жидкостно-гидравлических систем воздушных судов. Московский институт гражданской авиации, М.: 1991 г., стр.52), которое включает входной патрубок для подвода в отсек текучей среды, размещенный с зазором относительно днища бака и рассеиватель, установленный внутри отсека перед входным патрубком, выполненный в виде сетки. При подаче текучей среды через входной патрубок внутрь отсека рассеиватель дробит входящую струю, что снижает вспенивание и завихрения топлива в баке.

Однако это техническое решение неэффективно, кроме того, оно не обеспечивает разделение входного потока на жидкую и газообразную фазы, не обеспечивает отвод отделенной газообразной фазы за пределы топливного отсека.

Определенным шагом в развитии способов выработки топлива и топливных систем самолетов явилось введение в топливные системы центрального топливного бака, размещаемого в центроплане, и разработка способов выработки топлива из многобаковых систем с широким использованием систем межбакового перемещения топлива во время полета, с одной стороны позволившими обеспечить начальную выработку топлива из центрального топливного бака, а с другой затягивание во времени процесса выработки топлива из топливных баков, размещенных на периферии консолей крыла. Указанные технические решения реализованы, например, в топливной системе самолета ИЛ-86 и других широкофюзеляжных самолетов.

Наиболее близким аналогом (см. Л.Г.Клемина. Топливные системы самолетов Ил-76 и Ил-86. Московский государственный университет гражданской авиации, М.: 2004, стр.41-51) заявляемому способу выработки топлива из топливной системы самолета является способ выработки топлива из топливной системы, содержащей топливный бак, размещенный в центроплане, и размещенные последовательно вдоль каждой консоли крыла три топливных бака, первый из которых помещен рядом с центропланом, второй в периферийной части консоли крыла, а третий, разделенный на основной и расходный отсек, - в ее срединной части. Рассматриваемый способ выработки топлива включает перемещение топлива из центрального топливного бака и вторых баков консолей крыла в третьи баки и подачу топлива из расходных отсеков третьих баков в двигатели. При выработке топлива в заданной очередности опорожняют баки топливной системы, причем сначала опорожняют бак центроплана, затем вырабатывают топливо из баков консолей крыла, причем в последнюю очередь вырабатывают расходные отсеки.

В этом техническом решении после опорожнения бака начальной выработки топлива - центрального топливного бака (в терминологии источника бак №5), размещенного в центроплане, начинают параллельно вырабатывать топливо из баков, смежных с центропланом (в терминологии источника баки №2 и №3), и баков, размещенных в срединной части консолей крыла (в терминологии источника баки №1 и №4). После опорожнения баков, размещенных в срединной части консолей крыла, вырабатывают топливо из баков, размещенных на периферии консолей крыла (в терминологии источника баки №1А и №4А), продолжая выработку топлива из баков, смежных с центропланом. После опорожнения баков на периферии крыла и баков, смежных с центропланом, в последнюю очередь опорожняют расходные отсеки консолей крыла.

Решая техническую задачу выработки топлива из топливной системы самолета, снабженного четырьмя реактивными двигателями, размещенными на консолях крыла, рассмотренный способ предусматривает последнеочередное опорожнение четырех расходных отсеков, два из которых размещены в баках, смежных с центропланом, а два других размещены в баках в срединных частях консолей крыла.

Указанная последовательность выработки топлива изменяет центровку самолета вдоль продольной оси, при этом величина изменения координаты центра тяжести самолета вдоль продольной оси затрудняет использование этого способа выработки топлива для самолетов меньшей размерности по пассажировместимости и дальности полета, снабженных двумя двигателями, размещенными под крылом с умеренной стреловидностью.

Наиболее близким аналогом заявляемым вариантам топливной системы самолета является техническое решение топливной системы (см. Л.Г.Клемина. Топливные системы самолетов Ил-76 и Ил-86. Московский государственный университет гражданской авиации, М.: 2004, стр.41-51), которая содержит центральный топливный бак, размещенный в центроплане, и две группы топливных баков, размещенные в консолях крыла.

В каждую из групп топливных баков включены первый топливный бак, прилегающий к центроплану (в терминологии источника баки №2 и №3), второй топливный бак (в терминологии источника бак №1А и №4А), размещенный на периферии консоли крыла, третий топливный бак (в терминологии источника бак №1 и бак №4), размещенный между первым и вторым баком. В третий бак каждой консоли крыла включен основной отсек (в терминологии источника - основная часть бака) и расходный отсек. Особенностью этого технического решения является деление внутренних объемов третьих баков на основные, предрасходные и расходные отсеки. При этом расходные отсеки рассматриваемого решения размещены во внутренних объемах предрасходных отсеков. Кроме указанных выше предрасходных и расходных отсеков, размещенных во внутренних объемах третьих баков, в этом техническом решении топливная система снабжена еще двумя предрасходными и расходными отсеками, размещенными в первом баке каждой консоли, что связано с использованием четырех двигателей в самолете.

В каждую группу баков включены магистрали подачи топлива в двигатель, входы которых соединены с расходными отсеками.

Кроме того, топливная система снабжена магистралью заправки топливной системы и магистралями перекачки топлива с насосами перекачки.

Вход магистрали заправки снабжен заправочным штуцером, а ее выходы соединены с третьими баками каждой группы и центральным баком. Кроме этих выходов магистрали заправки топливом, размещенных в центральном топливном баке и третьих баках групп, магистраль заправки топливом этого технического решения снабжена выходами в первые и вторые баки групп, причем выходы магистралей перекачки в первых и третьих баках размещены в предрасходных отсеках этих баков. При этом каждый из выходов магистрали заправки топливом снабжается гидравлическим клапаном заправки и внутрибаковым краном заправки.

Магистрали перекачки топлива этого технического решения снабжены насосами перекачки, при этом каждая группа баков включает магистрали перекачки топлива из центрального бака в каждую группу баков, магистрали перекачки топлива из основных отсеков третьих баков в предрасходные отсеки, магистрали перекачки топлива из предрасходных отсеков в расходные отсеки и магистраль перекачки топлива из вторых баков в предрасходные отсеки третьих баков.

Кроме того, каждая группа баков этого технического решения снабжена нижними переливными каналами, размещенными вблизи нижней обшивки крыла, соединяющими вторые баки и основные отсеки третьих баков каждой группы. Указанные нижние переливные каналы снабжены электроуправляемыми клапанами и обратными клапанами. При аварийном сливе топлива нижние переливные каналы при открытии электроуправляемых клапанов обеспечивают возможность перемещения самотеком топлива из вторых баков групп в основные отсеки третьих баков.

Рассматриваемое техническое решение топливной системы в основном может быть использовано для широкофюзеляжных самолетов большой пассажировместимости и дальности полета. Использование этого решения для самолетов меньшей пассажировместимости и дальности полета, а следовательно, рассчитанных на меньшие объемы заправляемого топлива, имеет следующие недостатки.

Относительная масса топливной системы велика из-за сложной структуры топливной системы, включающей предрасходные отсеки и дополнительные магистрали перекачки топлива. Значительна масса агрегатов и заправки топливом. Велики и невырабатываемые остатки топлива в топливной системе. Недостатком этой системы является и сложность управления выработкой топлива из баков системы.

Наиболее близким аналогом заявляемого устройства расходного отсека топливной системы является техническое решение расходного отсека (см., Конструкция управляемых баллистических ракет. /Под ред. A.M.Синюкова, «Воениздат», М.: 1969 г., стр.389-390, рис.14.21), которое содержит входной патрубок для подачи внутрь отсека текучей среды, срез которого размещен с зазором относительно днища бака, и распылитель входного потока, установленный перед входным патрубком внутри бака и включающий отбойник, выполненный в виде конуса, установленного соосно входному патрубку с зазором относительно него. Вершина отбойника при этом обращена по направлению подвода текучей среды.

Поток текучей среды подается внутрь расходного отсека через входной патрубок. При выходе из патрубка поток расширяется и его скорость падает. Продолжая движение, поток сталкивается с внутренней поверхностью отбойника и меняет направление своего движения, при этом он продолжает расширяться и его скорость продолжает падать. Из рассеивателя поток выходит в направлении днища бака. При этом воздействие кинетической энергии входной струи текучей среды на топливо в расходном баке минимизируется.

Однако это техническое решение расходного отсека не обеспечивает разделение входного потока текучей среды на газовую и жидкую составляющие. Это ограничивает использование этого решения, например, в топливных системах самолетов, в расходные отсеки которых может подаваться на некоторых режимах полета смесь топлива с воздухом.

Технической задачей, решаемой заявляемым способом выработки топлива из топливной системы самолета, является разработка способа выработки топлива, обеспечивающего минимизацию воздействия изгибающего момента на консоли крыла и минимизацией изменения в полете центровки самолета.

Технической задачей, решаемой заявляемыми вариантами устройства топливной системы, является разработка устройства топливной системы, обеспечивающего минимизацию массы топливной системы, минимизацию невырабатываемых остатков топлива и упрощение управления выработкой топлива из баков топливной системы.

Технической задачей, решаемой предлагаемым устройством расходного отсека, является разработка расходного отсека, обеспечивающего разделения подаваемого внутрь расходного отсека топлива на жидкую и газовую фазы в сочетании с отводом отделенной газовой фазы за пределы расходного отсека.

Техническая задача, решаемая заявляемым способом выработки топлива из топливной системы самолета, решается следующим образом.

Известен способ выработки топлива из топливной системы самолета, содержащей топливный бак, размещенный в центроплане, и размещенные последовательно вдоль каждой консоли крыла три топливных бака, первый из которых помещен рядом с центропланом, второй в периферийной части консоли крыла, а третий, разделенный на основной и расходный отсек, - в ее срединной части. Известный способ включает подачу топлива из расходных отсеков в двигатели, при которой в заданной очередности опорожняют баки топливной системы, причем сначала опорожняют бак центроплана, затем вырабатывают топливо из баков консолей крыла, причем в последнюю очередь вырабатывают расходные отсеки.

В известном способе выработка топлива сопровождается перемещением топлива из центрального топливного бака в баки обоих консолей крыла и вторых баков консолей крыла в третьи баки.

В известном способе выработки топлива из топливной системы самолета новым является то, что после опорожнения бака центроплана в первую очередь опорожняют первые баки консолей, во вторую очередь опорожняют вторые баки консолей, а в третью очередь опорожняют третьи баки консолей. При этом наряду с указанным выше перемещением топлива из вторых баков в третьи при перекачке топлива топливо из центрального бака и первых баков также перемещают в третьи баки консолей крыла. В заявляемом способе перемещение топлива в третьи баки ведут одновременно из бака центроплана, первых и вторых баков. Кроме того, при перемещении топлива в заявляемом способе его излишки последовательно направляют из третьих баков во вторые, из вторых в первые, а из первых баков консолей крыла в центральный топливный бак.

Кроме того, в заявляемом способе выработки топлива из топливной системы новым является то, что перемещение топлива в третьи баки может быть начато до начала его подачи из расходных отсеков в двигатели, по мере опорожнения баков топливной системы перемещение из них смеси остатков топлива с воздухом может быть продолжено, а закончено после окончания подачи топлива из расходных отсеков в двигатели.

Кроме того, в заявляемом способе выработки топлива при перемещении его в третьи баки консолей из бака центроплана, первых и вторых баков консолей топливо из них может быть направлено в основные отсеки третьих баков, из которых топливо может быть перемещено в расходные отсеки третьих баков.

В заявляемом способе выработки топлива, кроме того, при перемещении топлива в третьи баки консолей из бака центроплана, первых и вторых баков консолей топливо из них может быть направлено непосредственно в расходные отсеки, при этом в расходные отсеки перемещают и топливо из основных отсеков третьих баков.

Кроме того, в заявляемом способе выработки топлива из топливной системы при перемещении топлива или смеси его остатков с воздухом в расходные отсеки перед их подачей во внутренние объемы расходных отсеков целесообразно произвести разделение их на жидкую и газообразную фазы, а отделенную при этом газовую фазу направить в основные отсеки третьих баков.

Совокупность признаков технического решения способа выработки топлива из топливной системы позволяет решить сформулированные выше технические задачи.

Предлагаемый способ, предусматривающий опорожнение баков топливной системы, размещенных в периферийных областях консолей крыла, во вторую очередь, позволяет разгрузить консоли крыла от изгибающего момента, воздействующего на конструкцию крыла на значительном промежутке времени полета самолета, что создает предпосылки для уменьшения массы консолей крыла.

Кроме того, заявляемая последовательность выработки топлива из баков топливной системы, предусматривающая начальную выработку топлива из бака центроплана, последующую первоочередную выработку топлива из баков, прилежащих к центроплану, затем из баков, размещенных на периферии крыла, а в последнюю очередь из баков, размещенных в срединной части консолей крыла, обеспечивает минимизацию изменения центровки самолета вдоль продольной оси при выработке топлива.

При использовании совокупности признаков заявляемого способа выработки топлива из топливной системы упрощается управление процессом выработки топлива. Это достигается одновременным перемещением топлива из бака центроплана в третьи баки обеих консолей крыла в сочетании с перемещением топлива из первых и вторых баков консолей крыла в третьи баки консолей, в сочетании с последовательным перенаправлением излишков топлива из третьих баков консолей во вторые баки, из вторых в первые, а из первых баков консолей в центральный топливный бак.

Упрощается управление выработкой топлива и выбор времени начала и конца перемещения топлива из баков топливной системы в третьи топливные баки, начиная перемещение топлива в третьи баки до начала подачи из него топлива в двигатели, продолжая перемещение остатков топлива с воздухом из баков по мере их опорожнения и заканчивая перемещение топлива после окончания подачи топлива из расходных отсеков в двигатели, становится ненужным ряд традиционных операций, выполняемых при выработке топлива из топливных систем, таких как контроль массы топлива, вырабатываемого из каждого бака топливной системы, включение и выключение в заданной последовательности насосов перекачки, как автоматическое, так и ручное.

Направление перемещения топлива в третьи баки консолей из бака центроплана, первых и вторых баков консолей в основные отсеки третьих баков с дальнейшим перемещением топлива из основных отсеков третьих баков в расходные отсеки третьих баков позволяет дополнительно повысить надежность работы топливной системы. При этом во время нахождения топлива в основных отсеках третьих баков происходит естественное отделение газообразных включений в топливе от жидкой фазы.

Направление перемещения топлива в третьи баки консолей из бака центроплана, первых и вторых баков консолей и из основных отсеков третьих баков непосредственно в расходные отсеки третьих топливных баков упрощает структуру топливной системы.

Параллельное и одновременное перемещение топлива в расходные отсеки консолей крыла из бака начальной выработки в центроплане и баков первой, второй и третьей очередей выработки консолей крыла позволяет обеспечить гарантированную подачу топлива в расходные отсеки практически в течение всего полета, так как, по крайней мере, в одном из баков каждой консоли крыла будет находиться топливо. В то же время расходные отсеки каждой консоли крыла практически в течение всего полета полностью заполняются топливом, что дает им возможность выполнять функции отсеков отрицательных перегрузок.

Повышению надежности безопасной работы топливной системы и двигательной установки в целом может способствовать и разделение подаваемого внутрь расходных отсеков топлива или смеси остатков топлива с воздухом на жидкую и газообразную фазы, что предотвращает попадание в двигатель воздушных включений. Направление отделенной при этом газовой фазы в основные отсеки третьих баков снижает невырабатываемые остатки топлива.

Техническая задача, решаемая заявляемыми вариантами устройства топливной системы, решается следующим образом.

Заявляемая по 1 и 2 вариантам топливная система самолета включает центральный топливный бак, размещенный в центроплане, и две группы топливных баков, размещенные в консолях крыла, в каждую из которых включены первый топливный бак, прилегающий к центроплану, второй топливный бак, размещенный на периферии консоли крыла, третий топливный бак, размещенный между первым и вторым баками. Третий топливный бак каждой группы поделен на основной и расходный отсеки. Заявляемая топливная система по 1 и 2 вариантам включает также магистрали подачи топлива в двигатель, входы которых соединены с расходными отсеками, и магистраль заправки топливной системы, выходы которой соединены с третьими баками каждой группы и центральным баком. Кроме того, топливная система по 1 и 2 заявляемым вариантам снабжена верхними переливными и нижними переливными каналами. Верхние переливные каналы в топливной системе по 1 и 2 заявляемым вариантам размещены вблизи верхней обшивки крыла и соединяют в каждой группе расходный с основным отсеком третьего бака, основной отсек третьего бака со вторым баком, второй бак с первым, а первые баки обеих групп с центральным баком. Нижние переливные каналы в топливной системе по 1 и 2 заявляемым вариантам размещены вблизи нижней обшивки крыла и соединяют вторые баки и основные отсеки третьих баков каждой группы и снабжены обратными клапанами, обеспечивающими возможность перемещения самотеком топлива из вторых баков групп в основные отсеки третьих баков и исключения перемещения топлива в обратном направлении.

Кроме того, топливная система по 1 и 2 заявляемым вариантам снабжена магистралями перекачки топлива с насосами перекачки.

В топливной системе по первому заявляемому варианту каждая группа баков снабжена магистралями перекачки топлива из центрального бака и первого бака группы в основной отсек третьего бака и магистралью перекачки топлива из основного отсека в расходный отсек третьего бака.

В топливной системе по второму заявляемому варианту каждая группа баков снабжена магистралями перекачки топлива из центрального бака, первого бака и основного отека третьего бака в расходный отсек третьего бака.

Заявляемые варианты устройства топливной системы самолета позволяют не только обеспечить достижение технических результатов, достигаемых использованием заявляемого способа выработки топлива из топливной системы самолета, но и существенно снизить как сухую массу топливной системы, так и невырабатываемые остатки топлива.

Соединение баков консолей крыла в соответствии с 1 и 2 заявляемыми вариантами топливной системы между собой и центральным топливным баком верхними переливными каналами в сочетании с межбаковой перекачкой топлива и наличием нижнего переливного канала между вторыми баками и основным отсеком третьего бака позволяет посредством обеспечения возможности перелива излишков топлива из бака в бак реализовать заданную очередность выработки топлива из многобаковой топливной системы. При этом значительно упрощается конструкция топливной системы, становится ненужным или упрощается ряд традиционных элементов, входящих в топливную систему. К таким элементам относятся уровнемеры, устанавливаемые, как правило, в каждом баке топливной системы, блоки управления насосами перекачки и так далее, что упрощает, а, следовательно, и уменьшает массу топливной системы.

Снижению массы топливной системы в соответствии с 1 и 2 вариантами способствует и значительное упрощение системы заправки топливом, так как конфигурация топливных баков консолей крыла в сочетании с заявляемой конфигурацией верхних и нижних переливных каналов позволяет заправить топливом всю топливную систему из магистрали заправки, соединенной с центральным топливным баком и лишь с одним баком в каждой консоли крыла. При этом в заявляемых устройствах топливной системы выходы магистрали заправки топливной системы как по первому, так и по второму вариантам в третьих баках целесообразно разместить в основных отсеках третьих баков и выполнить изолированной от первых и вторых баков консолей крыла.

При этом первый заявляемый вариант топливной системы за счет соединения магистралей перекачки топлива из первых, вторых баков и центрального топливного бака с основным отсеком третьего бака обладает более высокими показателями по безопасности работы топливной системы. В устройстве топливной системы по 1 варианту топливо, поданное из других баков, отстаивается в основном отсеке, при этом происходит отделение от топлива газовых включений. Однако при этом масса топливной системы несколько выше массы топливной системы по второму варианту.

Второй заявляемый вариант топливной системы, предусматривающий соединение магистралей перекачки топлива из первых, вторых баков, основных отсеков третьих баков и центрального топливного бака непосредственно с расходным отсеком, несколько меньше по массе в сравнении с топливной системой по первому варианту, однако по показателям безопасности этот вариант несколько проигрывает первому варианту устройства топливной системы.

Топливная система как по первому, так и по второму заявляемым вариантам может быть дополнительно снабжена магистралями перекачки топлива из вторых баков топливной системы. При этом в топливной системе по первому варианту с использованием этой магистрали топливо из вторых баков перемещается в основные отсеки третьих баков. В топливной системе по второму варианту топливо из вторых баков направляется непосредственно в расходные отсеки консолей. Наличие этой магистрали перекачки топлива не нарушает очередность выработки баков топливной системы. При этом выработка топлива из третьих баков замедляется, а выработка топлива из вторых баков ускоряется, что расширяет возможности использования заявляемых вариантов топливных систем в управлении изменением положением центра тяжести самолета.

Кроме того, заявляемое решение топливной системы по 1 и 2 вариантам может отличаться включением в каждую группу топливных баков нижних переливных каналов, соединяющих основной отсек третьего бака с расходным отсеком и с первым баком группы. При этом нижние переливные каналы целесообразно снабдить обратными клапанами. Обратные клапаны при этом целесообразно выполнить с обеспечением возможности перелива топлива из основного отсека в расходные отсеки третьих баков и из первого бака в основной отсек третьего бака и исключения перелива топлива в обратном направлении.

В заявляемой топливной системе по 1 и 2 вариантам, кроме указанных обратных клапанов в нижних переливных каналах, верхние переливные каналы, соединяющие первые баки с центральным топливным баком, также могут быть снабжены обратными клапанами, допускающими возможность перелива топлива из первых баков в центральный топливный бак и исключения перелива топлива в обратном направлении.

Это позволяет повысить безопасность работы топливной системы. Наличие нижних переливных каналов, снабженных обратными клапанами, исключает превышение уровня топлива во вторых баках и первых баках по сравнению с уровнем топлива в основных отсеках третьих баков и превышение уровня топлива в основных отсеках третьих баков по сравнению с уровнем топлива в расходных отсеках. Эта ситуация может возникнуть при отказе некоторых насосов перекачки топлива или при незапланированных эволюциях самолета. Наличие обратного клапана в нижнем переливном канале, соединяющем третьи и вторые баки, препятствует переливу топлива во вторые баки при незапланированных режимах полета, что может приводить к разрушению нервюры, отделяющей вторые баки от дренажных баков. Наличие обратных клапанов в верхних переливных каналах, соединяющих первые баки с центральным топливным баком, предотвращает перелив топлива в первый топливный бак из центрального топливного бака при нештатной работе топливной системы при заправке ее топливом.

В заявляемой топливной системе по 1 и 2 вариантам входы верхних переливных каналов, соединяющих третьи и вторые баки, целесообразно разместить выше входов упомянутых верхних переливных каналов, соединяющих расходные и основные отсеки третьих баков, и ниже входов переливных каналов, соединяющих вторые и первые баки. При этом входы верхних переливных каналов, соединяющих первые баки с центральным топливным баком, целесообразно разместить выше выходов верхних переливных каналов, соединяющих вторые и первые баки. При таком взаимном расположении входов и выходов верхних переливных каналов наилучшим образом выполняется требуемая очередность выработки баков многобаковой топливной системы. При другом взаимном расположении входов и выходов верхних переливных каналов могут быть реализованы и иные законы выработки топлива.

Наиболее просто топливная система по 1 и 2 вариантам может быть выполнена при выполнении консолей крыла в виде кессонов, топливные баки могут быть выполнены при этом в виде топливных отсеков, отделенных друг от друга герметичными нервюрами, при этом верхние переливные каналы между расходными отсеками и третьими баками, третьими баками и вторыми баками групп баков могут быть выполнены в виде вырезов в верхних частях нервюр. При таком выполнении консолей крыла масса топливной системы снижается.

Проведенные оценки показывают, что использование заявляемых приемов позволяет снизить сухую массу топливной системы на 10...15% и снизить массу невырабатываемых остатков с 2...3% до 0,5...1%.

Топливная система как по первому заявляемому варианту, так и по второму заявляемому варианту может быть снабжена расходным отсеком, выполненным с обеспечением возможности отделения газовых включений от топлива, подаваемого в расходный отсек, что дополнительно может способствовать повышению надежности ее работы.

Техническая задача, решаемая заявляемым устройством расходного отсека, решается следующим образом.

Известен расходный отсек, содержащий входной патрубок для подачи внутрь отсека текучей среды и распылитель входного потока. Срез входного патрубка размещен с зазором относительно нижнего днища бака. Распылитель входного потока установлен перед входным патрубком внутри бака и включает отбойник, выполненный в виде конуса, который установлен соосно входному патрубку с зазором относительно него, при этом вершина отбойника обращена по направлению подвода текучей среды.

В заявляемом решении расходного отсека новым является то, что расходный отсек снабжен воздуховодом, входной патрубок размещен вблизи нижнего днища бака, при этом его края отогнуты наружу с загибом в сторону днища бака. Кроме того, в заявляемом решении распылитель снабжен установленными соосно входному патрубку стаканом, растекателем и зонтом.

В заявляемом решении стакан установлен с охватом входного патрубка, причем его торец размещен с зазором относительно днища бака, а в его основании выполнен осевой проем. Растекатель выполнен в виде конусообразной формы, поверхность которого перфорирована отверстиями, а упомянутый отбойник снабжен выходным патрубком, размещенным в его вершине. При этом осевой проем стакана перекрыт с наружной стороны отбойником, а с внутренней стороны растекателем, причем вершина растекателя обращена против направления подвода текучей среды. Зонт выполнен в виде цилиндра, один торец которого соединен с кольцевым экраном, а другой перекрыт конической проставкой, при этом зонт установлен с охватом отбойника с зазором относительно дна стакана, причем проставка зонта соединена с упомянутым воздуховодом через тарированное отверстие. Выход воздуховода в заявляемом решении расходного отсека выполнен сообщающимся со смежным отсеком топливной системы.

Заявляемое устройство расходного отсека обеспечивает разделения подаваемого внутрь расходного отсека топлива на жидкую и газовую фазы в сочетании с отводом отделенной газовой фазы за пределы расходного отсека. Это повышает надежность работы двигательной установки и снижает массу невырабатываемых остатков топлива.

Заявляемые технические решения иллюстрируются следующими чертежами:

на фиг.1, 2 показана схема порядка выработки топлива из топливной системы;

на фиг.3, 4, 5 - диаграмма выработки, перемещения и направления переливов излишков топлива по заявляемому способу выработки топлива из топливной системы;

на фиг.6 - принципиальная схема топливной системы по первому заявляемому варианту;

на фиг.7 - принципиальная схема топливной системы по второму заявляемому варианту;

на фиг.8 - диаграмма заправки топливом топливной системы;

на фиг.9-12 - схема основных этапов заправки топливной системы;

на фиг.13-18 - схема основных этапов выработки топлива по первому заявляемому варианту топливной системы;

на фиг.19-20 - схема основных этапов выработки топлива по первому заявляемому варианту топливной системы при наличии в системе магистрали перекачки из второго бака в основной отсек третьего бака;

на фиг.21 - распылитель текучей среды в разрезе;

на фиг.22 - конструктивная схема расходного отсека.

Заявляемый способ выработки топлива из топливной системы самолета решает техническую задачу для топливной системы самолета, содержащей размещенные в каждой консоли крыла (см. фиг.1-2) первый 1, второй 2 и третий 3 топливные баки. Внутренний объем третьего 3 топливного бака разделен на основной 4 и расходный 5 отсеки. В центроплане размещен центральный топливный бак 6.

В соответствии с заявляемым способом при выработке топливо из баков топливной системы подают в двигатель и сначала вырабатывают топливо из центрального топливного бака 6, а затем вырабатывают топливо из консолей крыла. При этом при выработке топлива из консолей крыла в первую очередь вырабатывают топливо из баков 1, размещенных в непосредственной близости к центральному топливному баку. Во вторую очередь вырабатывают топливо из баков 2, размещенных на периферии консолей крыла, а в третью очередь вырабатывают топливо из баков 3, размещенных в срединной части консолей крыла.

Кроме этого, в соответствии с