ПРИСПОСОБЛЕНИЕ ДЛЯ ЗАБОРА ГОРЮЧЕГО ИЗ ПЛОСКИХ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ САМОЛЕТОВ

Выработка горючего из плоских топливных баков самолетов представляет большие трудности. При взлете, планировании, полете с креном и тому подобных эволюциях самолета горючее перемещается в баке, в результате чего заборный штуцер в баке оголяется и вместо горючего топливный насос начинает засасывать воздух. Это ведет к перебоям в работе или к полной остановке авиационного двигателя.

Для устранения возможности подсоса воздуха через заборный штуцер, оголяющийся при эволюции самолета, предлагались различные приспособления, общим недостатком которых является сложность конструкции и ненадежность в работе.

В предлагаемом приспособлении этот недостаток устранен тем, что в дне бака в противоположных по диагонали углах расположены выпускные отверстия, соединенные трубопроводом, к средней части которого приключен заборный штуцер.

На фиг. 1 и 2 приведены схемы основного варианта предлагаемого приспособления в двух проекциях; на фиг. 3 - разрез разобщающего клапана; на фиг. 4 - схема расположения заборного трубопровода при другом варианте выполнения приспособления; на фиг. 5 - эскиз клапанной коробки.

В дне топливного бака 4 (фиг. 1), в противоположных по диагонали углах расположены отверстия 1 и 2 для выпуска топлива. Отверстия соединены между собой трубопроводом 3, к средней части которого присоединен заборный штуцер 5. Чтобы при крене самолета воздух не попадал в заборный трубопровод 3, последний выполнен в виде выходящей за габариты бака петли, ось которой совпадает с диагональю, проходящей через центры выпускных отверстий 1 и 2.

При таком расположении выпускных отверстий 1 и 2 одно из них будет находиться под слоем топлива при любом продольном или поперечном крене самолета. Если при крене самолета на угол β отверстие 1 обнажится, то при соответствующем выбранном расстоянии а (фиг. 1) воздух будет заперт столбом Ζ горючего, заполняющего трубопровод 3, и не будет засасываться топливным насосом. Аналогично выбираются расстояния а′, b и b′ (фиг. 1 и 2).

В местах присоединения трубопровода 3 к выпускным отверстиям 1 и 2 установлены тройники 7 (фиг. 3) с клапанами 6 для разобщения завоз борного трубопровода 3 от той части бака 4, которая обнажена от горючего. При крене самолета эти клапаны свободно перемещаются под действием собственного веса. Чтобы предотвратить возможность запирания клапана 6 в нормальном положении, внутренняя поверхность тройника 7 расточена на конус, расширяющийся к пробке 8, или сам тройник установлен с соответствующим наклоном.

Ветви трубопровода 3, соединяющего выпускные отверстия 1 и 2, могут быть смещены по высоте одна относительно другой (фиг. 4). В этом случае в месте присоединения заборного штуцера 5 к трубопроводу 3 устанавливается клапанная коробка, выполненная в виде втулки 9 с шариком 10 (фиг. 5). При кренах самолета шарик 10 перемещается по втулке 9 под действием собственного веса.