СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ЗАПРАВКИ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники, а именно к заправке топливом самолетов в полете.

В практике возникает необходимость самолеты, используемые в первичном своем назначении как пассажирские или транспортные, применять в качестве самолетов специального назначения, требующих большой продолжительности полета, когда для ее увеличения необходима заправка топливом в полете. Как правило, в таких случаях система заправки топливом, которая наиболее распространена, предполагает расположение штанги заправки в носовой части фюзеляжа для того, чтобы летчик, осуществляющий заправку, видел заправочный конус, заправочную штангу, производил их соединение и контролировал процесс пилотирования при перекачке топлива. Рассмотрим в качестве примера самолет Ил-76. Изначально он проектировался как транспортный самолет для перевозки грузов на различные расстояния и не имел системы заправки топливом в полете. При его использовании в качестве самолета специального назначения, где основным фактором, определяющим его применение, является продолжительность полета, появилась необходимость оснащения его системой заправки топливом.

В этом случае возникает вопрос обеспечения безопасности процесса заправки, так как заправка не всегда бывает безупречной: возможен выброс некоторого количества топлива, которое может привести к пожару, помпажу двигателя или другим неблагоприятным факторам. В качестве примера см. фигуру 1, на которой видно, что в момент заправки самолета происходит выброс топлива в районе двигателей.

В настоящий момент системами заправки снабжаются самолеты с различными компоновками силовой установки, предполагающие размещение ее в хвостовой части фюзеляжа (например, самолеты типа Boeing 727-200, Ту-154, Embraer ERJ 145, Ту-134, Bombardier CRJ-200, Ту-22 и др.). При заправке самолетов такого типа топливом в полете может возникнуть вопрос обеспечения безопасности при появлении утечки топлива. Отказ автоматики, производственные или эксплуатационные дефекты шланга заправки могут привести к выбросу топлива, которое может попасть в двигатель, вызывая его помпаж либо пожар. Необходимо разработать мероприятия, защищающие двигатели самолета в таких ситуациях.

Наиболее распространенной схемой заправки топливом в полете является схема «шланг-конус» (http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech/2231/Заправка; http://ru.wikipedia.org/wiki/%C4%EE%E7%E0%EF%F0%E0%E2%EA%E0_%E2_%E2%EE%E7%E4%F3%F5%E5). При заправке по схеме «шланг-конус» из самолета-заправщика выпускается гибкий шланг, на конце которого укреплено тело конической формы (для стабилизации шланга в полете и осуществления контакта с приемной штангой заправляемого самолета). Контактирование осуществляет летчик заправляемого самолета, приближаясь к самолету-заправщику с относительной скоростью 1-2 м/с до контакта штанги с конусом. После этого штанга фиксируется в конусе замками, срабатывает запорное устройство, и начинается процесс передачи топлива заправляемому самолету.

Недостатком данного технического решения является вероятность попадания топлива в двигатель заправляемого самолета в случае возникновения утечек в системе заправки топливом в полете.

Существуют различные способы предотвращения попадания топлива в двигатели. Например, это изначально предусматривается компоновкой самолета: заправочная штанга расположена в носовой части фюзеляжа, а двигатели размещаются по размаху крыла. Таким образом, возможность попадания топлива в этом случае практически отсутствует.

Существует другой способ: заправочная штанга от самолета отводится на консоли и располагается сбоку от воздухозаборника самолета (см. фигуру 2). После заправки она прижимается к фюзеляжу или устанавливается за его обводы.

Описанные способы предотвращения попадания топлива при заправке в полете не всегда осуществимы при модификации существующих самолетов в самолеты специального назначения с такими системами. Предлагается способ обеспечения безопасности заправки топливом в полете, который заключается в том, что на пути движения топливной смеси устанавливают систему турбулизаторов, которые приводят к смешению топлива с набегающим потоком, существенно понижая его концентрацию, что, в свою очередь, препятствует его воспламенению.

Для достижения поставленной цели предварительно исследуется обтекание аэродинамической модели в местах возможной утечки топлива. Исследование ведется, как правило, методом масляных пленок, которые визуализируют линии тока.

На фиг. 3 и 4 изображена картина течения в районе заправочной штанги, где наиболее вероятен выброс топлива. Рассматриваются углы атаки α=6° и 8°, охватывающие эксплуатационный диапазон при заправке. На фиг. 5 показаны вероятные границы разлива топлива в районе штанги заправки.

Видно, что предполагаемая зона разлива топлива ограничивается областью около основания штанги, а также областью, прилегающей к остеклению фонаря кабины. Из этого следует, что основная масса вылитого топлива будет двигаться по направлению к хвостовой части фюзеляжа (к месту расположения двигателей) через обводы фонаря кабины. Поскольку более темный цвет масляных пленок указывает на более высокую скорость обтекания, то очевидно, что верхняя часть фонаря кабины является наиболее благоприятным местом для установки устройств, обеспечивающих осуществление способа.

Для реализации способа в качестве устройства выбраны известные устройства - турбулизаторы (вихреобразователи, вихрегенераторы и т.д.), которые применяются, в основном, в авиации для улучшения обтекания аэродинамических поверхностей крыла, оперения, закрылков и других агрегатов самолета («Вихреобразователи как средство улучшения аэродинамических характеристик самолета», адрес в сети Интернет: www.lib.nau.edu.ua/Journals/frmDoc.aspx?param=445).

Турбулизаторы выполняются в виде пластин различной формы (прямоугольной, ромбовидной, треугольной, параболической и др.), установленных под различными углами к набегающему потоку.

Такие турбулизаторы являются наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа.

Особенностью таких турбулизаторов является их работа в толщине пограничного слоя с целью минимизации увеличения аэродинамического сопротивления. Применение турбулизаторов в предлагаемом изобретении имеет некоторые отличия, заключающиеся в том, что в случае утечки топлива необходимо влиять на воздушный поток не только в толщине пограничного слоя, но также и за его пределами с целью увеличения зоны турбулизапии потока с воздушно-топливной смесью.

Турбулизаторы выполнены высотой не более трети расстояния между поверхностью самолета и нижней кромкой воздухозаборников двигателей. Такая высота обеспечит надежное перемешивание топлива с воздухом до безопасной концентрации, не вызывая увеличение пульсаций давления на входе в воздухозаборники двигателей.

Выход турбулизаторов за пределы пограничного слоя в набегающий поток может привести к некоторому увеличению сопротивления заправляемого самолета, что легко может быть компенсировано увеличением (в случае необходимости) тяги двигателей. После окончания процедуры заправки самолета турбулизаторы могут быть убраны из набегающего потока.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение безопасности эксплуатации в условиях заправки топливом в полете путем интенсивного перемешивания топлива с воздухом и понижения концентрации топливовоздушной смеси.

Технический результат достигается тем, что перед подачей топлива через заправочную штангу с конусом на заправляемом самолете выдвигают турбулизаторы. Турбулизаторы выполнены высотой, выступающей за пограничный слой на высоту не более трети расстояния между поверхностью самолета и нижней кромкой воздухозаборника двигателя. При этом турбулизаторы установлены в зоне максимальных скоростей на пути вероятного разлива топлива.

Эффективность применения предлагаемого способа заключается в выборе турбулизаторов, которые создают максимальное перемешивание потока. Это определяется в процессе создания этого устройства.

Предлагаемое изобретение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Сущность изобретения поясняется нижеследующим описанием и фиг. 6, на которой показана система заправки топливом в полете.

Способ реализуется предлагаемым устройством.

Самолет-заправщик 1 посредством заправочного шланга 2 и конуса 3 соединен с заправочной штангой 4 заправляемого самолета 5. На заправляемом самолете 5 в предполагаемой зоне растекания топлива установлены турбулизаторы 6. Турбулизаторы 6 могут быть выполнены в виде пластин прямоугольной, ромбовидной, треугольной, параболической или другой формы. Турбулизаторы 6 могут быть установлены под различными углами к набегающему потоку.

Для осуществления заправки топливом в полете летчик заправляемого самолета 5, приняв решение на проведение этапа заправки, производит сближение с самолетом-заправщиком 1, корректируя скорость сближения, и осуществляет подход к конусу 3.

До стыковки заправочной штанги 4 с конусом 3 летчик заправляемого самолета 5 устанавливает турбулизаторы 6 в рабочее положение, то есть выдвигает их в поток. Незначительное увеличение сопротивления заправляемого самолета 5 компенсируется увеличением тяги двигателей. После стыковки заправочной штанги 4 с конусом 3 из самолета-заправщика 1 по заправочному шлангу 2 топливо перекачивается в заправляемый самолет 5. Закончив забор топлива, летчик заправляемого самолета 5 производит расстыковку от самолета-заправщика 1 и убирает турбулизаторы 6. Таким образом, их влияние на сопротивление будет ничтожным, поскольку они будут находиться в рабочем положении только на время заправки топливом.

Выпуск и уборка турбулизаторов 6 производится при каждой заправке топливом в полете независимо от возможности разлива топлива.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет достичь повышения безопасности эксплуатации в условиях заправки топливом в полете.

В настоящее время предлагаемое изобретение находится на стадии разработки конструкторской документации.