Устройства, связанные с подачей топлива к силовой установке: .обработка топлива, например нагрев – B64D 37/34
Патенты в данной категории
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТЕПЛОВЫМИ ВЫБРОСАМИ, ГЕНЕРИРУЕМЫМИ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ, И УСТРОЙСТВО ОХЛАЖДЕНИЯ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ПОЗВОЛЯЮЩЕЕ ПРИМЕНЯТЬ УПОМЯНУТЫЙ СПОСОБ
Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). Силовая установка (112) содержит газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий. Планер (110) содержит источник (134) тепловых выбросов. Топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116), используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать на уровне силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110). Часть тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил. |
2478805 патент выдан: опубликован: 10.04.2013 |
|
| СИСТЕМА ДЛЯ УДАЛЕНИЯ ВОДЫ
Изобретения относятся к области авиации, более конкретно, к системе насосной подачи топлива и удаления воды, вариантам способа удаления воды из топливного бака и системе удаления воды, установленной в топливном баке. Система насосной подачи топлива и удаления воды включает в себя первый и второй топливные насосы, каждый из которых выполнен с возможностью отбора топлива из одного и того же топливного бака и перекачивания топлива к двигателю. Также система содержит водооткачивающую магистраль, которая соединяет отверстие для впуска воды в топливном баке с первым топливным насосом, причем первый топливный насос выполнен с возможностью перекачивания топлива к двигателю с большим расходом, чем второй топливный насос, до тех пор, пока не произойдет отказ первого топливного насоса. Способ удаления воды заключается в подаче воды в первый топливный насос посредством водооткачивающей магистрали и перекачивании топлива к двигателю посредством первого топливного насоса с более высоким расходом по сравнению со вторым топливным насосом. В другом варианте способа отвод воды из отстойника в нижней части топливного бака производится во время взлета или набора высоты и дальнейшей подачи воды в двигатель воздушного судна. Система для удаления воды, установленная в топливном баке воздушного судна, выполнена с возможностью отвода воды из одного или более отверстий для впуска воды и подачи воды в двигатель воздушного судна. Топливный бак в своей нижней части имеет участок, на котором собирается вода во время взлета или набора высоты, причем по меньшей мере одно из отверстий для впуска воды расположено вблизи этого участка для обеспечения отвода воды во время взлета или набора высоты. Технический результат заключается в повышении эффективности удаления воды из топливного бака летательного аппарата. 4 н. и 12 з.п. ф-лы., 7 ил. |
2446995 патент выдан: опубликован: 10.04.2012 |
|
| СИСТЕМА ДЛЯ УДАЛЕНИЯ ВОДЫ
Изобретения относятся к области авиации, более конкретно, к системе и способу удаления воды из топливных баков воздушного судна. Топливная система содержит топливную магистраль, топливный насос, входное отверстие которого соединено с топливным баком, а выходное отверстие соединено с топливной магистралью. Также топливная система содержит систему удаления воды, снабженную входным отверстием для отвода воды из топливного бака и выходным отверстием, соединенным с топливной магистралью параллельно топливному насосу. При удалении воды из топливного бака ее нагнетают в топливную магистраль ниже по потоку относительно топливного насоса и подают воду из топливной магистрали в двигатель, технический результат заключается в повышении эффективности удаления воды из топливного бака летательного аппарата. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил. |
2443607 патент выдан: опубликован: 27.02.2012 |
|
| СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ТОПЛИВА В ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЕ САМОЛЕТА
Изобретение относится к области авиационной техники. В способе регулирования температуры топлива в топливной системе самолета в качестве подогревателя топлива используют систему охлаждения вспомогательных агрегатов и масла двигателя с клапаном возврата топлива от двигателя. Передают сигнал от датчиков температуры топлива в блок вычисления количества топлива, в котором определяют осредненную температуру топлива. От блока вычисления количества топлива сигнал, содержащий сведения об осредненной температуре топлива, передают в блок управления двигателем, в который также поступает сигнал от датчика температуры масла. При достижении средней температуры топлива ниже допустимой величины или при достижении температуры масла выше допустимой величины по сигналу от блока управления двигателем открывают клапан возврата топлива от двигателя. Одновременно подают топливо в теплообменник системы охлаждения вспомогательных агрегатов и масла двигателя в количестве большем, чем необходимо для питания двигателя. Из теплообменника топливо после нагрева стравливают обратно в бак до достижения величины средней температуры топлива или температуры масла, равной соответствующему заданному значению. После чего по сигналу от блока управления двигателем уменьшают подачу топлива во внутренний контур двигателя до количества, необходимого для питания двигателя и закрывают клапан возврата топлива от двигателя. Достигается упрощение способа регулирования температуры топлива в топливной системе самолета и снижение его энергоемкости. 1 ил. |
2435709 патент выдан: опубликован: 10.12.2011 |
|
| УСТРОЙСТВО ПОДОГРЕВА ТОПЛИВА В ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Изобретение относится к устройствам подогрева топлива в топливной системе летательного аппарата. Устройство содержит топливный бак, подогреватель топлива, трубопроводы, предназначенные для подачи топлива из топливного бака в двигатель. Кроме того, оно снабжено фильтром с сигнализатором перепада давления топлива, воздушно-масляным теплообменником, основным и резервным распределительными устройствами для масла, каждое из которых выполнено в виде трехканальной заслонки с электроприводом, автоматическим блоком управления упомянутыми электроприводами, датчиком температуры топлива, датчиком температуры масла и информационным табло. При этом упомянутый подогреватель выполнен в виде топливно-масляного теплообменника, упомянутое информационное табло выполнено с индикатором перепада давления, индикатором температуры топлива, индикатором неисправности упомянутых датчиков и упомянутых электроприводов, а упомянутые датчики и упомянутое информационное табло соединены с упомянутым блоком управления. Изобретение позволяет создать в топливной системе летательного аппарата устройство для автоматического подогрева топлива маслом и автоматического контроля за состоянием элементов топливной системы во время работы двигателя, а также системы управления потоком горячего теплоносителя. 1 ил. | 2225807 патент выдан: опубликован: 20.03.2004 |
|
| СПОСОБ ХРАНЕНИЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЗАПОЛНЕННОЙ ТОПЛИВОМ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМОЙ Изобретение относится к области авиации. Способ характеризуется тем, что заполнение топливной системы двигателя осуществляют от консервационной установки, топливом с температурой 70...80oС, через штуцер консервации при закрытом перекрывном кране, в процессе одного земного и двух ложных запусков, с 3...4 разовым перемещением на ложных запусках ручки управления двигателем от упора "Малого газа" до "Полного форсажа" и обратно, с опробованием двигателя не менее чем через 6 месяцев хранения. Изобретение направлено на снижение трудоемкости технического обслуживания двигателя. 1 ил. | 2198828 патент выдан: опубликован: 20.02.2003 |
|
| КРИОГЕННАЯ СИСТЕМА Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано преимущественно в авиационной технике. Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение безопасной и надежной работы криогенной системы и увеличение времени ее рабочей эксплуатации без частичного или полного ее отогрева во избежание накопления высококипящих примесей в криогенной системе, особенно при использовании жидкого водорода, жидкого метана или сжиженного газа. Криогенная система для хранения и использования криогенных жидкостей содержит бак, с наклоном к которому расположен трубопровод пространственной конфигурации с образованием сифонных участков и застойных зон, которые расположены внутри бака и имеют дренажные отверстия, при этом на трубопроводе снаружи бака расположен агрегат, например фильтр, нижняя часть которого соединена дренажным трубопроводом с баком или дополнительным сборником. Причем трубопроводы, проходящие внутри бака, наклонены вниз по меньшей мере частично и обеспечивают стекание жидкости в бак, а дренажные отверстия и дренажный трубопровод, ведущий в бак, заканчиваются со стороны выходов в частях бака, которые при заполнении бака обтекаются жидкостью вследствие распределения потока в нижней части бака, при этом жидкость в баке растворяет стекающие сюда примеси, находящиеся в твердом или жидком состоянии. Указанный технический результат достигается изобретением благодаря дренированию примесей из сифонных участков и застойных зон трубопровода обратно в бак или дополнительный сборник, исключая тем самым накопление примесей в криогенной системе. 2 з.п.ф-лы, 2 ил. | 2132015 патент выдан: опубликован: 20.06.1999 |
|
| СПОСОБ ЗАПРАВКИ БАКА КРИОГЕННОЙ ЖИДКОСТЬЮ Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов, работающих на сжиженном газе. Сущность изобретения: повышение чистоты заправляемого криогенного топлива и уменьшение накопления отвержденных газовых вредных примесей в баках достигается путем охлаждения криогенного топлива в заправочной емкости до температуры ниже, чем минимальная температура криогенного топлива в заправляемом баке в процессе эксплуатации, но не ниже температуры кристаллизации без примесей и перекачки в заправляемый бак через фильтр с тонкостью фильтрации 5-40 мкм с повышением температуры топлива по линии заправки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил. | 2097280 патент выдан: опубликован: 27.11.1997 |
|
| СИСТЕМА ПОДКАЧКИ ТОПЛИВА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ Использование: при дегазации топлива в системе подкачки авиационного двигателя. Сущность изобретения: для коагуляции десорбируемой топливом при падении давления в результате набора высоты газовой фазы во всасывающем трубопроводе системы подкачки установлены непараллельно его оси с возможностью регулировки степени предварительного натяжения струны из упругого материала, а в полом перфорированном цилиндрическом сепараторе на входе в топливный рециркуляционный контур для сокращения объема рециркулируемого топлива установлены радиальные лопатки, создающие мощное поле центробежных сил, позволяющее отделить жидкую фазу топлива от скоагулированной газовой фазы с возвратом во всасывающую полость двигательного насоса. 2 ил. | 2055783 патент выдан: опубликован: 10.03.1996 |
|
| СПОСОБ СОЗДАНИЯ ТЯГИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В КРЕЙСЕРСКОМ АТМОСФЕРНОМ РЕЖИМЕ ПОЛЕТА Использование: в авиационно-космической технике, а именно в способах создания тяги гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Сущность изобретения: способ создания тяги ГЛА в крейсерском атмосферном режиме полета основан на смешении части углеводородного топлива (УВТ) с водой, нагреве полученной смеси до t-300-400°С и разложении ее на катализаторе с образованием метансодержащих продуктов, которые затем нагревают до t > 400°С и разлагают на катализаторе с образованием водородсодержащей смеси, в которую перед сжиганием в камере сгорания добавляют оставшееся УВТ, при этом воздушный поток перед сжиганием в камере сгорания ионизируют и воздействуют на него магнитным полем. 1 з.п.ф-лы, 1 ил. | 2042577 патент выдан: опубликован: 27.08.1995 |
|