Топливная система двигателя самолета. Топливные системы самолетов. Топливная система должна быть безопасной в пожарном отношении
Размещение на самолете отсеков для топливных баков производится при компоновке самолета, при этом масса топлива в отсеке определяется как
M т =ρ(W 0 -W св -W a -W ст -W м.б.),= ρ W т
W 0 - объем отсека в конструкции самолета для бака;
ρ - плотность топлива при данной температуре;
W св - свободный объем надтопливного пространства, необходимый для расширения топлива при изменении его температуры;
W a - объем внутрибаковой арматуры, насосов, топливомеров и др.;
W ст - объем стенок баков;
W м.б - объем пространства между внешней поверхностью бака и элементами конструкции самолета;
W т – объем залитого топлива.
Условно приняв плотность топлива при температуре 20 °С за исходную и введя понятие коэффициента заполнения отсека к з.о. , можно оценивать и сопоставлять использование объемов отсеков самолета для размещения топлива. Этот коэффициент представляет собой отношение объема, заполняемого топливом, к объему пространства внутри конструкции самолета, отведенного для него: к з.о. = W т / W 0 .
В зависимости от типа самолета, места расположения, назначения и конструктивной схемы бака этот коэффициент может меняться в довольно широких пределах. Наибольшее значение, близкое к единице, он имеет для баков, выполненных в виде герметизированных отсеков самолета, из которых топливо вытесняется сжатым газом. Наименьшее значение коэффициента заполнения отсека (к з.о. = 0,8-0,9) бывает у расходных протектированных баков с большим количеством устройств автоматического управления порядком выработки топлива, насосами и другим оборудованием.
Увеличение потребных запасов топлива вызывает определенные трудности в его размещении на самолетах. На транспортных самолетах в фюзеляже размещаются пассажиры и груз, а топливо, в основном, может быть размещено только в консолях крыла. В связи с этим выбор высоты его профилей производится не только из аэродинамических требований, но и из условия размещения в них необходимых запасов топлива. Для наиболее рационального использования внутренних объемов крыльев и увеличения емкости топливной системы на современных самолетах под топливные баки используются образованные конструкцией крыла отсеки. Они покрываются изнутри герметиком и называются баками-кессонами.
Обычно под топливо отводится только часть объема крыла, а в остальном объеме размещаются насосы, механизация крыла, шасси и элементы системы управления самолетом. При верхнем расположении крыла его центроплан может использоваться для размещения топлива, что не допустимо для низкоплана (возможно возгорание топлива при аварийной посадке на “живот”).
Необходимо отметить, что масса топлива в полете разгружает крыло, благодаря чему получается определенный выигрыш в массе его конструкции. При посадке масса топлива увеличивает нагрузку, действующую на крепление крыла, но обычно посадка совершается с небольшим количеством топлива в крыльевых баках. В аварийных случаях посадки через небольшой промежуток времени после взлета предусматривается слив топлива из баков, например на самолетах Ту-104, Ту-114 и др.
Для восполнения запасов топлива и увеличения продолжительности полета на боевых самолетах применяется дозаправка топливом в полете от специальных самолетов-заправщиков. На пассажирских самолетах из соображений безопасности заправка топливом в полете не предусматривается.
На самолетах-истребителях из-за ограниченных объемов конструкции самолета основная масса топлива размещается в фюзеляже и дополнительно в крыле. Фюзеляжные баки имеют сложную форму, которая определяется местом их расположения. Они имеют относительно большую высоту, что способствует более полной выработке топлива. На этих самолетах фюзеляж имеет относительно небольшой свободный объем для топлива в связи с размещением в нем специального оборудования. Поэтому для увеличения запасов топлива применяются подвесные топливные баки.
Подвесные топливные баки на самолетах со стреловидным крылом устанавливают под фюзеляжем и консолями. На самолетах с малыми углами стреловидности крыла подвесные баки устанавливают на концах крыла, что объясняется наименьшим увеличением лобового сопротивления, эффективным увеличением площади крыла и разгрузкой крыла.
Емкость подвесных топливных баков колеблется от 500л до 5000 л, а на некоторых типах самолетов, например бомбардировщике В-58, где подвесной топливный бак выполнен в виде контейнера, подвешиваемого под фюзеляжем, достигает 10000 л.
Подвесные баки оказывают отрицательное влияние на летные характеристики самолета (ухудшаются маневренность и разгонные характеристики, увеличивается лобовое сопротивление, уменьшается высотность и т. д.).
Объем подвесных сбрасываемых баков для конкретного самолета определяется расходом топлива на неответственных участках траектории полета (запуск, опробование, руление, взлет, набор высоты, полет над своей территорией и т. д.). При необходимости на ответственных участках траектории полета (эволюции, воздушный бой) подвесные баки сбрасываются, не зависимо от наличия в них топлива.
Большое распространение на боевых самолетах получила заправка топливом в полете, которая позволяет увеличить продолжительность и повысить боевую эффективность самолета. Размещение топлива во всех свободных объемах крыла и фюзеляжа, а в некоторых случаях и в вертикальном оперении приводит к большому количеству топливных баков, расположенных в различных местах продольной оси самолета. Поэтому по мере выработки топлива из баков происходит изменение положения центра масс самолета.
При компоновке самолета выбирается такое расположение топливных баков, чтобы центр масс самолета, полностью заправленного топливом, располагался вблизи центра масс самолета, не заправленного топливом. В зависимости от компоновки самолета могут быть два варианта размещения топлива на самолете. Симметричное расположение, когда центры масс полностью заправленных баков находятся на одинаковом расстоянии х от центра масс самолета и объемы топлива W 1 и W 2 передних и задних баков (относительно центра масс самолета) равны между собой. Не симметричное расположение, когда объемы баков и их расстояние до центра масс самолета не равны, а равны только моменты масс баков:
ρW 1 X 1 = ρW 2 X 2 .
В первом случае расход топлива при необходимости поддержания постоянной центровки самолета должен производиться при сохранении равенства расходов из передних и задних баков (Q 1 = Q 2 ). При этом расход топлива из каждого бака должен быть пропорционален расходу топлива на двигатель:
Q 1,2 = ,
Q дв. - расход топлива на двигатель;
n - количество двигателей, питаемых из одного расходного бака;
k - количество одновременно вырабатываемых баков в расходный бак.
Неравномерность выработки в этом случае передних и задних баков, т. е. изменение центровки самолета, может происходить из-за различных расходов топлива двигателями и нестабильности гидравлических характеристик перекачивающих магистралей.
На самолетах, где топливо должно вырабатываться несимметрично, перекачка топлива производится с преимущественным расходом топлива из передних или задних баков.
При несимметричном расположении топлива, если не требуется компенсация центровки для сохранения равенства моментов, например при десантировании грузов, расход топлива производится или непрерывно пропорционально закону
Q 1 = или Q 1 = Q 2
или отдельными порциями в границах заданного поля центровок.
В общем случае центровка самолета при расходовании топлива из баков оценивается:
= /b сах,
где G i – запас (или выработка части топлива) i топливного бака;
x i – координата центра масс соответствующего топливного бака относительно носка средней аэродинамической хорды;
b сах, средняя аэродинамическая хорда.
Положение центра масс во время полета определяет необходимые характеристики устойчивости, управляемости при наименьших потерях топлива на балансировочное сопротивление на всех участках траектории полета.
Для самолетов с различной стреловидностью крыла рекомендуются следующие диапазоны центровок:
самолеты с прямым крылом 0,20…0,25;
самолеты со стреловидным крылом (χ=35 0 …40 0) 0,26…0,30;
самолеты со стреловидным крылом (χ=50 0 …55 0) 0,30…0,34;
самолеты с треугольным крылом
малого удлинения 0,32…0,36.
По функциональному назначению топливные баки, являющиеся частью конструкции самолета, подразделяются на расходные и основные. Основные топливные баки предназначены для размещения наибольшего объема топлива на борту. Эти баки могут размещаться в различных «свободных» местах самолета (с учетом необходимых требований), что приводит к их значительному количеству.
Расходные топливные баки, относящиеся к основной топливной системе, служат как для его размещения части топлива, так и для обеспечения двигателей топливом. Кроме того, установленная в них автоматика позволяет управлять порядком выработки топлива в пределах всей топливной системы. Расходные баки обычно размещаются вблизи центра масс самолета так, чтобы существенно не повлиять на изменение центровки самолета после выработки из них топлива.
Наиболее целесообразно располагать в расходных топливных баках заборные отсеки или отсеки отрицательных перегрузок, которые обеспечивают бесперебойную подачу топлива при любых возможных положениях и перегрузках самолета.
Кроме того, применение системы расходных баков позволяет:
а) простыми конструктивными методами обеспечить в расходных баках посадочный остаток топлива (резерв топлива);
б) при сложных схемах перекачки упростить контроль экипажем автоматики и обеспечить резерв времени в случае появления отказа в магистралях перекачки;
в) снизить и выравнить температуру топлива, подаваемого к двигателю;
г) конструктивно обеспечить дегазацию топлива, поступающего в расходный бак из очередных баков, и улучшить кавитационные характеристики насосов подкачки;
д) обеспечить частичный отстой топлива, поступающего к двигателям;
е) мощные насосы подачи топлива в двигатели устанавливать только в расходных баках, во всех остальных баках устанавливать перекачивающие низконапорные и, следовательно, и более легкие насосы.
Количество расходных баков обычно соответствует количеству двигателей, но в отдельных случаях могут применяться схемы с общим расходным баком для нескольких двигателей.
Схема магистралей перекачки зависит от количества топливных баков, их расположения на самолете, минимальной массы и надежности работы
Выполнение заданной программы перекачки топлива на маневренных самолетах требует от системы топливных баков, трубопроводов и агрегатов стабильности гидравлических характеристик вне зависимости от эволюции самолета в пространстве.
Из всех основных баков топливо перекачивается в расходные. При этом порядок перекачки топлива определяется необходимой центровкой самолета в полете и требованиями, выполнение которых необходимо для нормального функционирования самой топливной системы:
Порядок перекачки топлива должен обеспечивать поддержание расходного бака (баков) полным или почти полным до опорожнения всех других баков;
Во всех случаях остаток топлива в расходном баке (баках) к моменту опорожнения всех других емкостей не должен быть меньше резерва топлива,
Порядок перекачки топлива в расходный бак должен исключить попадание топлива в уже выработанные основные баки, так как по окончании выработки топлива из бака перекачивающий насос оголяется, выходит на нерасчетный режим и должен быть выключен экипажем или автоматически. Это же требование сохраняется и при подаче топлива в расходный бак из других баков под давлением воздуха (выдавливанием). В этом случае после окончания выработки топлива из бака наддув отключается и топливо, вновь попавшее в бак, останется невыработанным.
На самолетах-истребителях при отсутствии подвесных сбрасываемых баков начинать перекачку топлива в расходный бак следует из крыльевых баков. Объясняется это малой высотой и большой площадью крыльевых топливных баков, что затрудняет полную и равномерную выработку топлива из них, особенно при эволюциях самолета. Темп перекачки топлива из крыльевых баков обычно невелик, так как прокладка трубопроводов больших диаметров в тонких крыльях затруднительна. В крыльевых баках самолетов-истребителей перекачивающие насосы из-за их больших габаритов обычно не применяются, а подача топлива производится под давлением воздуха, повышение которого связано с увеличением массы конструкции и трудностями обеспечения герметичности баков-отсеков.
Необходимо отметить, что на некоторых типах самолетов-истребителей с целью разгрузки конструкции крыла, в полете первоначально топливо частично вырабатывается из фюзеляжных баков, а затем – из крыльевых.
5.6. СПОСОБЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА К ДВИГАТЕЛЯМ
Схемы
На выбор рациональной схемы подачи топлива к двигателям оказывают влияние: назначение и компоновка самолета, режимы его полета, тип и число двигателей, сорт применяемого топлива, мероприятия по обеспечению безопасности и высотности полетов. Сложность создания рациональной схемы подачи топлива к двигателям обусловлена: необходимостью размещения большого количества топлива в ограниченном объеме, обеспечения бесперебойной работы двигателей в большом диапазоне скоростей и высот полета, включения автоматических устройств, обеспечивающих заданную программу выработки топлива и контроль работы топливной системы.
Одним из важнейших фрагментов схемы магистралей подачи топлива к двигателям является выработка топлива из баков. Для обеспечения выработки топлива применяются следующие способы: самотеком, вытеснением, насосом подкачки
Выработка топлива из баков самотеком (рис. 5.4 а) применяется на самолетах со сравнительно маломощными ПД, где расходы топлива и потребное давление на входе в насос двигателя невелико. На самолете с двигателями, развивающими большую тягу (мощность), выработка топлива из баков самотеком применяется для переливания топлива из бака в бак, как сообщающиеся емкости (или в пределах одной группы, или в качестве аварийного перелива топлива).
Выработка топлива из баков вытеснением (рис. 5.4 б) осуществляется сжатым воздухом или нейтральными газами. Надтопливное пространство бака изолировано от окружающей атмосферы. Преимуществами такой выработки являются: возможность полета на большой высоте, отсутствие топливных насосов на самолете, возможность регулирования давления, отсутствие дренажа, потерь на испарение топлива и расхода энергии на привод насосов. Однако имеются существенные недостатки: большая масса нагруженных баков внутренним давлением и малая живучесть их при повреждении.
На современных самолетах гражданской авиации выработка топлива из баков только вытеснением не применяется, но в некоторых случаях возможен наддув топливного бака небольшим избыточным давлением (15…30 кПа). Такое избыточное давление получают от компрессора двигателя (через редуцирующее устройство) или за счет скоростного напора.
Выработка топлива из баков насосом подкачки (рис. 5.4 в) приводит к тому, что баки нагружены в меньшей степени, стенки их могут быть изготовлены более тонкими, а баки - легкими. Бак может быть расположен и ниже насоса подкачки, возможна автоматизация управления насосом. Подкачка позволяет создать достаточное давление на входе в основной насос двигателя, обеспечивая необходимую высотность. Недостатком способа является утяжеление топливной системы. У насосов подкачки с электрическим приводом повышенная пожарная опасность. Недостаточна высотность самих насосов. Для повышения надежности иногда в топливной магистрали устанавливаются два параллельно работающих насоса.
Системы перекачки топлива на самолете выполняют различные функции и могут быть подразделены на основную и вспомогательную.
Основная система перекачки топлива участвует непосредственно в цепи подачи топлива из очередных баков в расходный с подачей топлива, необходимой для питания двигателей.
Вспомогательные системы обеспечивают откачку топлива из дренажных бачков, выработку остатков топлива из баков и трубопроводов и т.д.
Система балансировочной перекачки обеспечивает создание необходимого балансировочного момента самолета. Наибольшее распространение получили системы перекачки топлива в расходные баки с центробежными электроприводными насосами. Такие системы применяются почти на всех отечественных и зарубежных самолетах.
На рис. 5.5 дана принципиальная схема топливной системы самолета. Она представляет многобаковую систему, обеспечивающую бесперебойную подачу топлива к двигателю на всех допускаемых режимах эксплуатации самолета. Эта схема, состоящая из ряда магистралей, отражает наличие основных, необходимых агрегатов и устройств, обеспечивающих надежную работу силовой установки. В зависимости от назначения, типа самолета и условий его эксплуатации состав топливной системы может варьироваться не только по номенклатуре самих подсистем, но и по входящим в них агрегатам. Поэтому представленную схему следует рассматривать, как функциональную.
В рассматриваемую схему входят:
Подкачивающая магистраль (подача топлива из расходного бака к двигателю);
Перекачивающая магистраль, обеспечивающая подачу топлива из крыльевых и фюзеляжных основных и подвесных топливных баков;
Дренажная магистраль.
Рассмотрим подачу топлива по предложенной схеме (см. рис. 5.5). Топливо из расходного бака 1 поступает в топливозаборник отсека отрицательных перегрузок 8. При действии отрицательных перегрузок топливо, занимая верхнее положение, беспрепятственно будет поступать в заборный патрубок вплоть до полной выработки отсека. Его заполнение происходит при возвращении самолета к нормальному полету через клапаны 9. Последние исключают выливание
| Рис.5.5 Принципиальная схема топливной системы самолета 1 - расходный топливный бак, 2 -фюзеляжный топливный бак, 3. - крыльевые топливные баки, 4 - подвесной топливный бак, 5 - подкачивающая магистраль, 6 - перекачивающая магистраль, 7 - аварийная переливная магистраль, 8 - отсек отрицательных перегрузок, 9 - клапан отсека отрицательных перегрузок, 10 -подкачивающий центробежный насос (ГШН), 11 - двигательный центробежный насос (ДЦН), 12 - обратный клапан, 13-топливный аккумулятор, 14 -топливно-масляный аккумулятор, 15 - термо клапан, 16-фильтр тонкой очистки, 17 - перекрывной (противопожарный) кран, 18 - датчик расходомера, 19,21 - поплавковые гидроклапаны, 20 - перекачивающий центробежный насос, 22 - топливный клапан с сервоприводом,23 -гидроклапан выработки топлива, 24 - гидроклапан дренажа крыльевых топливных баков, 25 - дренажная магистраль, 26 - предохранительный клапан, 27 - линия командного давления выработки топлива, 28 - линия командного давления дренажа крыльевых топливных баков,29-сигнализатор давления, 30 - датчик аварийного остатка топлива. |
топлива из отсека при некоторых эволюциях самолета. Следует отметить, что отсеки отрицательных перегрузок устанавливаются на пилотажных машинах, а их объем обеспечивает работу двигателя в течение (15…30)с действия отрицательных перегрузок.
Подается топливо к двигателю подкачивающим насосом 10. Для повышения надежности работы в расходных баках устанавливают, как правило, по два насоса с обязательной установкой обратных клапанов на их выходе. При отказе одного из насосов его обратный клапан перекроет перелив топлива обратно в бак от работающего насоса. Дублирующий насос работают или параллельно с основным, или имеет автономное управление и включаются в случае выхода из строя основного насоса.
В качестве дублирующих обычно применяют однотипные насосы, но известны системы с дублирующими насосами, имеющими неэлектрический привод (эжекторные или турбоприводные насосы). В последнем случае может обеспечиваться также перекачка топлива в аварийном случае при отказе системы электропитания самолета.
На самолетах, имеющих большие расходы топлива, в отдельных случаях в качестве основных насосов перекачки топлива применяются центробежные насосы с приводом от воздушной или гидравлической турбины.
В последнее время широкое распространение в системах перекачки топлива (особенно в режиме доработки) получили струйные насосы.
На современных самолетах для обеспечения надежной подачи топлива к двигателям (в том числе и для исключения кавитации на входе в основной насос двигателя) применяется многоступенчатая подкачка. Обычно обходятся одним насосом подкачки первой ступени (НП1) 10и одним насосом подкачки второй ступени на двигателе (НП2) 11. При этом НП1 создает необходимое давление на входе в НП2, а последний обеспечивает потребное давление на входе в основной насос двигателя (ОНД). Преимуществами такой двухступенчатой подкачки является меньшая суммарная масса НП1 и НП2 и также меньшая мощность на их привод по сравнению с одним насосом подкачки, обеспечивающим потребное давление на входе в ОНД. Кроме того, такая схема включения насосов позволяет подавать топливо из расходного бака при меньших давлениях, что разгружает трубопроводы подкачивающей магистрали и исключает возникновение течи топлива.
Топливный аккумулятор 13 может выполнять двоякую функцию: обеспечить подачу топлива из расходного бака (в случае отсутствия отсека отрицательных перегрузок) при действии отрицательных перегрузок и гашения колебаний расхода и давления топлива на переходных режимах.
Топливный аккумулятор состоит из двух полостей, разделенных гибкой резиновой мембраной - воздушной полости и топливной полости. В воздушную полость подается давление воздуха (или газа), несколько меньшее давления, создаваемого топливным насосом расходного бака. Топливная полость сообщена с магистралью питания двигателя, За насосом расходного бака 10, устанавливается обратный клапан 12, пропускающий топливо только в сторону двигателя. При работе насоса за счет гибкой резиновой мембраны аккумулятор заполняется топливом и давлением топлива поддерживается в заполненном состоянии. При падении давления за насосом (уменьшение или прекращение подачи топлива) топливный аккумулятор компенсирует его подачу из своей полости. После восстановления давления за насосом расходного бака аккумулятор вновь заполняется топливом. Длительность действия отрицательных перегрузок и их величина зависят от предназначения самолета и режимов его полета.
На самолетах с ТРД в топливные системы включается топливно-масляные радиатор 14, охлаждающий масло маслосистемы самолета протекающим топливом. При этом нагретое топливо лучше распыляется в форсунках двигателя, предохраняет фильтр 16от возможного обмерзания. Если для питания двигателя требуется расход топлива меньше, чем для охлаждения масла в топливно-масляном радиаторе, то часть топлива, пройдя радиатор, перепускается посредством термоклапана 15, обратно в бак. Фильтр тонкой очистки топлива 9 обязателен во всех топливных системах. Тонкость фильтрации составляет около 15 мкм. При возможном его засорении топливо, минуя фильтроэлемент, поступает к двигателю по перепускному каналу, предусмотренному в конструкции самого фильтра.
Перекрывной (пожарный) кран 17 предназначен для прекращения подачи топлива к двигателю в аварийных ситуациях (пожар, посадка на «живот» и т.д.). Он имеет дистанционный сервопривод на закрытие. Открывается только на земле. Контрольно-измерительная аппаратура представлена датчиком аварийного остатка топлива 30, манометром или сигнализатором давления 29, расходомером 18.
При значительном количестве топлива для его размещения требуются большие баки. Затруднения при монтаже таких баков заставляют использовать сравнительно небольшие баки, но число их соответственно увеличивается. Для организации рациональной подачи топлива к двигателям с малыми гидравлическими потерями давления, небольшой массой магистралей и для обеспечения необходимого диапазона центровки баки объединяют в группы 2, обычно путем их последовательного соединения по схеме сообщающихся сосудов.
Причем таких групп может быть несколько и выработка топлива из каждой группы осуществляется своим перекачивающим насосом 20.
Уровень наполнения расходного бака контролируется клапаном 22. При наличии нескольких групп, каждая из них подключается к своему клапану, при этом порядок выработки топлива среди групп будет зависеть от уровня установки этих клапанов.
Поплавковый клапан (рис. 5.6) служит для предохранения расходного бака от переполнения при перекачке топлива из основных топливных баков.
Устанавливается клапан внутри расходного бака в верхней его части. Клапанный узел помещен в корпус 1. Разъем между корпусом и крышкой 5 герметизируется резиновой прокладкой 4. Внутри корпуса находится клапан-демпфер 2, перекрывающий доступ топлива в бак. Он состоит из грибкового клапана 20, и ряда деталей, собранных в один узел. При гидравлическом ударе клапан 2 перемещается в поршне вниз, отходит от седла корпуса и стравливает избыточное давление в бак. При достижении определенного уровня топлива в расходном баке клапан-демпфер 2 перекрывает доступ топлива в бак под действием пружины 3 и давления топлива в момент перекрытия клапаном 6 отверстия в крышке 5. При снижении уровня топлива в баке рычаг с поплавком клапан 6 открывается, что вызывает снижение давления под поршнем 18. Под давлением топлива клапан-демпфер 2, сжимая пружину 3, отходит от седла, открывая проходное сечение и топливо
через окна в корпусе 1 выливается в бак и заполняет его. При заполнении бака, когда поплавок занимает верхнее положение, клапан 6 перекрывает отверстие в крышке 5. Через жиклер в клапане 20 топливо протекает во внутреннюю полость клапана и своим давлением совместно с пружиной 3 прижимает клапан-демпфер к седлу, перекрывая поступление топлива в бак. Из крыльевых баков 3 и подвесного бака 4 топливо вылавливается под избыточным давлением, отбираемым либо от двигателя или баллонов сжатого газа.
По схеме выработка из бака 4 осуществляется в первую очередь с помощью поплавкового гидроклапана 19 и гидроклапана выработки топлива 23, их принципиальные схемы даны соответственно на рис.5.7 и 5.8.
При снижении уровня топлива в баке 1 поплавок 4 (см.рис.5.7) опускается вниз и шариковый клапан 2 перекрывает сброс топлива (отбор последнего осуществляется от насоса 10). Это вызывает рост давления в командной магистрали 6, которая подключена к мембранной коробке 1 гидроклапана (см. рис.5.8). Под действием избыточного давления мембрана 4, преодолевая усилие пружины 3, открывает клапан 6, чем обеспечивает подачу топлива в расходный бак. При достижении необходимого уровня топлива в расходном баке поплавок 4 (см. рис.5.7) откроет шариковый клапан, давление в командной магистрали упадет и клапан 23 (см. рис.5.5) перекроет подачу топлива из подвесного бака. После опорожнения подвесного бака гидроклапан выработки 23 будет находиться в открытом состоянии.
Выработка топлива из крыльевых баков контролируется гидроклапаном 21 и его поплавок установлен на более низком уровне топлива в расходном баке. При уменьшении уровня топлива, ниже заданного, в командной магистрали 28 возрастает давление, которое закрывает клапан 3 (см. рис. 5.9), отсекая полости крыльевых баков от общей системы дренажа. В крыльевых баках возрастает давление, под действием которого вытесняется через открытый клапан 23 и повышает уровень топлива в расходном баке 1. После чего гидроклапан 22 сбрасывает давление в командной магистрали 28. Клапан сброса командного давления 24 соединяет полости крыльевых баков с дренажем и подача топлива прекращается.
5.7 ТОПЛИВНЫЕ НАСОСЫ.
Насосы, применяемые в топливных системах самолетов, должны обеспечивать в зависимости от типа самолета подачу топлива от 0,3 до 100 м 3 /ч и более при сравнительно невысоком давлении (не более 200 ...250 кПа) и небольших подпорах на входе. Они должны быть надежными в работе, иметь малые массу и габаритные размеры и большой ресурс работы. Кроме того, к топливным насосам предъявляются специальные требования, обусловленные температурой топлива и окружающего воздуха, величинами перегрузок, положением агрегата в пространстве и т.д. Из большого количества существующих в настоящее время типов насосов наиболее полно соответствуют этим требованиям лопастные и струйные насосы.
Лопастные (центробежные) насосы по сравнению с объемными имеют ряд преимуществ:
Работают при значительной частоте вращения рабочего колеса;
Обладают высокой производительностью;
Характеризуются малыми габаритами и небольшой массой;
Упрощается соединение крыльчатки с приводом (как, правило, напрямую), что устраняет сложные передаточные механизмы;
Обеспечивают свободное протекание топлива при неподвижной крыльчатке.
Все эти преимущества и относительно высокий к.п.д. делают лопастные насосы надежными в работе и удобными в эксплуатации.
Струйные насосы по сравнению со всеми перечисленными типами насосов имеют наименьшую массу и большую надежность, но обладают не всегда удовлетворительными характеристиками по экономичности из-за малых значений к.п.д.
Центробежные топливные насосы приводятся в действие с помощью различных типов приводов. Непосредственный привод от вала авиадвигателя наиболее надежен и экономичен, но может быть использован только для насосов, установленных непосредственно на авиадвигателе, например насосов второй ступени подкачки топлива. Для всех остальных топливных насосов применяются различные приводы: электрические, гидромоторные и пневмотурбоприводы.
Топливные насосы с приводом от электродвигателя .
Широкое распространение получили внутрибаковые электроприводные центробежные насосы (ЭЦН) (рис.5.10). Основным преимуществом этих насосов является возможность их размещения внутри бака с использованием топлива для охлаждения электродвигателя.
Надежность и ресурс работы внутрибаковых ЭЦН во многом зависит от степени герметичности и, следовательно, от совершенства конструкции уплотнений вращающихся деталей. Охлаждение уплотнительной манжеты осуществляется топливом, просачивающимся между манжетой и валом насоса. Просачивающееся топливо, попадая на центробежный отражатель 4, закрепленный на валу, отбрасывается к дренажному каналу 10, к которому подсоединяется трубка, свободный конец которой выводится за борт самолета в область пониженного давления.
Насосы с приводом от электродвигателей имеют достаточно высокую надежность. В подкачивающих и перекачивающих топливных насосах на случай выхода из строя привода подача топлива обеспечивается самотеком (благодаря подсосу последующей насосной ступенью) по внутренним каналам крыльчатки.
В качестве привода центробежных насосов наибольшее распространение получили электродвигатели постоянного тока со смешанным возбуждением и трехфазные асинхронные двигатели переменного тока. Необходимо отметить, что ресурс электропривода постоянного тока определяется надежностью щеточно-коллекторного узла.
Большим преимуществом электродвигателей переменного тока благодаря отсутствию коллектора и щеток является безотказность в работе в сильно разряженной атмосфере с пониженной влажностью (большие высоты). Недостатками электродвигателя переменного тока являются строго регламентированные частоты вращения и меньший, чем у двигателей постоянного тока, пусковой момент, что в некоторых случаях ограничивает их применение.
Топливные насосы с пневмотурбоприводом. Потребная мощность привода насосных агрегатов в некоторых случаях может превышать (7... 10) кВт.
Пневмотурбопривод обладает небольшой массой и габаритными размерами при больших мощностях, высокой надежностью и отсутствием влияния привода на тепловой баланс топлива. Этим объясняется широкое распространение такого типа привода на сверхзвуковых самолетах с высокими температурами топлива на входе в двигатель.
Применение насосов с приводом от воздушной турбины позволяет уменьшить мощность агрегатов, установленных непосредственно на двигателе. При этом уменьшается мидель силовой установки и ее масса.
Струйные насосы. На самолетах с ГТД при наличии на борту высоконапорного топлива из линии перепуска основных и форсажных насосов двигателя струйные насосы благодаря простоте их конструкции, удобству в эксплуатации, надежности в работе и практически неограниченному ресурсу получают все большее распространение.
Принципиальная схема установки и питания струйного насоса I ступени подкачки топлива показана на рис.5.11. В такой схеме топливо из расходного бака поступает в струйный насос и далее подается к центробежному насосу второй ступени подкачки. Высоконапорное топливо в струйное сопло насоса поступает по трубопроводу 6 из контура постоянного перепуска насоса-регулятора ТРД. Электроприводной насос, размещенный в топливном баке, подключен трубопроводом 7 к магистрали между струйным насосом и насосом П ступени подкачки и обеспечивает подачу топлива на режимах приемистости двигателя.
Возможны схемы питания струйных перекачивающих насосов за счет резервной мощности подкачивающих насосов I ступени, установленных в расходном баке, поскольку их полная производительность используется лишь в течение короткого времени на режиме набора самолетом высоты.
На рис. 5.12. приведены данные КПД эжектора для различных значений, коэффициента смешения q см и различных коэффициентов размерных соотношений m. Как видно из этих графиков, максимально возможный КПД струйного насоса составляет 27 % при q 0 = 2,25 и m = 7.75.
Значения КПД струйного насоса (25...27) % могут быть получены только при постоянных значениях коэффициента смешения q c м и коэффициента размерных соотношений m , что может быть реализовано в некоторых случаях только для перекачивающих насосов. Получить высокие значения КПД для струйных насосов I ступени подкачки, для которых характерны переменные значения коэффициента смешения q см , можно только при применении специальных систем регулирования соотношения размеров сечения сопла и смесительного трубопровода (при переменном значении коэффициента m ).
5.8. КАВИТАЦИЯ
Кавитация (от латинского cavitas – пустота) произвольный переход жидкой фазы топлива в парообразную, когда статическое давление в жидкости сравнивается с давлением насыщенных паров.
В магистралях авиационных силовых установок кавитация может возникнуть в связи с уменьшением внешнего давления при увеличении высоты полета. В начальной стадии паровая фаза представлена мелкими пузырьками; затем происходит укрупнение пузырьков, которые в горизонтальной трубе движутся в верхней части сечения и, наконец, возможно разделение паровой и жидкой фаз и разрыв струи.
Наибольшее давление паров, находящихся над жидкостью, которое устанавливается при выделении пара в закрытом сосуде при данной температуре, называется давлением насыщенных паров (p t). Для однокомпонентной жидкости величина p t зависит только от температуры и физических свойств данной жидкости и не зависит от объемного соотношения паровой и жидкой фаз, для многокомпонентной жидкости - не только от температуры, но и от соотношения паровой и жидкой фаз (с уменьшением объема, занятой паровой фазой, давление насыщенных паров вырастает). При испытаниях авиационных топлив в лабораториях принято стандартное отношение паровой и жидкой фаз, равное 4/1. . На графиках рис. 5.13 даны значения р t для различных топлив.
С ростом температуры давление насыщенных паров одно- и многокомпонентных жидкостей увеличивается, но у разных жидкостей в разной степени. Для характеристики давления насыщенных паров жидкости одним числом, условно принята температура 37,8°С = 100°F, при которой давление называют давлением по Рейду и обозначается p Rid . Эта величина является физической характеристикой конкретного топлива и находится по справочным данным.
С увеличением высоты полета уменьшающееся атмосферное давление приводит к падению давления в баках и топливных магистралях, при этом в надтопливное пространство выделяется большее количество воздуха и газовых включений, которые уносят с собой пары топлива. Если внешнее давление выше давления насыщенных паров топлива, то испарение топлива с поверхности несущественно влияет на размеры и интенсивность выделения пузырьков воздуха; если внешнее давление ниже давления насыщенных паров топлива, то начинается внутреннее испарение (кипение) топлива, которое начинается тем раньше, чем выше давление насыщенных паров топлива.
В начальной стадии небольшое снижение давления приводит к выделению растворенного в топливе воздуха, который появляется в потоке топлива в виде мелких пузырьков, приблизительно равномерно распределенных по объему движущейся жидкости (рис. 5.13а, а ).
При дальнейшем снижении давления происходит выделение из жидкости паров легкокипящих фракций топлива. Пузырьки, в основном, состоят из паров топлив, а поток жидкости становится двухфазным; с последующим укрупнением пузырьков. В горизонтальной трубе они движутся преимущественно в верхней части сечения (рис. 5.13а, б ). Наконец, возможны случаи полного разделения паровой и жидкой фаз и движение их осуществляется самостоятельными потоками (рис. 5.13а, в ).
При глубоком снижении давления вся жидкость переходит в парообразное состояние, что приводит к нарушению сплошности потока и возникновению паровых “пробок”. Это вызывает прекращение подачи жидкости (рис. 5.13а, г ).
Отрицательные последствия заключаются в снижении пропускной способности магистрали (вплоть до полного срыва подачи), возникновении колебательных процессов течения топлива и кавитационного разрушения элементов топливной системы.
Колебания расхода вызвано тем, что паровая пробка, попав в крыльчатку насоса, практически полностью прекращает его производительность. Это приводит к снижению скорости потока и росту статической составляющей давления, превышающего упругость паров топлива. Это вызывает их конденсацию, жидкость становится однофазной, подача топлива восстанавливается и процесс повторяется.
Кавитационное разрушение поверхностей объясняется следующим. В процессе турбулентного течения топлива, имеющиеся паровые пузырьки оказываются на поверхности стенки в пограничном слое, где статическое давление превышает упругость пара. В результате конденсации пузырька в месте контакта создается местный гидроудар, приводящий к удалению поверхностной защитной окисной пленки. Со временем этот участок вновь окисляется и процесс повторяется снова. Таким образом, поверхность подвержена эррозионно-коррозонному разрушению.
5.9. КАВИТАЦИОННАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЦЕНТРОБЕЖНЫХ НАСОСОВ
Кавитационной характеристикой центробежного насоса (рис.5.14) называется зависимость действительной производительности Q д в зависимости от давления на его входе P вх . Кавитационные явления чаще всего возникают на входе в насосы.
Кавитационные характеристики, определяются опытным путем и снимаются при постоянной частоте вращения крыльчатки насоса и постоянным перепадом давления на его выходе и входе ∆Р нас =Рвых. - Р вх =const. Эти характеристики приводятся для конкретного топлива и эксплуатационной температуры.
Кавитационные явления чаще всего возникают на входе в насосы. Кавитационные свойства насоса определяются кавитационными характеристиками, которые определяются испытаниями и устанавливают зависимость между давлением на входе и подачей насоса (рис. 5.14). Эта характеристика приводится для данной жидкости при некоторой постоянной значениях частоте вращения
| Рис.5.14 Кавитационная (высотная характеристика центробежного насоса) |
вала насоса и температуры. Для определения подачи насоса при испытаниях поддерживают постоянный перепад давления и наоборот, для определения перепада давления, создаваемого насосом, поддерживают постоянную подачу.
Расчет топливной системы на высотность заключается в определении условий бескавитационной работы топливной системы. Основная величина, определяющая нормальную работу топливной системы, давление. на входе в топливный насос р вх , которое, во избежание появления кавитации, должно превышать упругость паров топлива р t на некоторую величину.
Потребное давление на входе в насос р вх потр однозначно определяется по имеющейся кавитационной характеристике при заданном минимально допустимом расходе топлива Q min .
При отсутствии кавитационной характеристики р вх потр определяется расчетным путем:
р вх ≥ р t + Δ р кав . (5.4)
Здесь Δ р кав - кавитационной запас давления, превышающий упругость паров топлива, может быть определен двумя различными способами – расчетным и использованием опытных данных.
Расчетный вариант оценивается по формуле С.С. Руднева:
Δ р кав =ρg 10, (5.5)
где Q - подача насоса, м 3 /с;
n – частота вращения рабочего колеса, об/мин;
с – коэффициент кавитации: для насосов с плохими кавитационными свойствами с =600…700, обычных насосов с =800…1000; и насосов с хорошими свойствами с =1000…1500.
Это условие должно выполняться на всех режимах полета самолета при всех перегрузках и температурах топлива. Величина потребного кавитационного запаса для различных насосов меняется в очень широких пределах от сотых долей атмосферы до нескольких атмосфер, в зависимости от типа насоса, режима его работы, быстроходности, и т. д.
Даже для одного и того же насоса, в зависимости от расхода, условий работы и предъявляемых к нему требований, потребный кавитационный запас может существенно изменяться.
Сточки зрения требований к производительности перекачивающего насоса и создаваемому им давлению, его работа даже в зоне заметно развитой кавитации может оказаться удовлетворительной. Однако, пониженное давление на всасывании для насосов подкачки недопустимо, так как при этом возникают резкие колебания давления в системе, приводящие к нарушению работы автоматики и т.д. Кроме того, резкие колебания давления могут вызвать эрозионный износ насосов двигателя и, в частности, плунжерных пар.
В ряде случаев потребный кавитационный запас должен исключать даже малые признаки кавитации, не оказывающие влияния на протекание основных характеристик насоса.
Насосы перекачки могут работать с довольно малыми давлениями на всасывании, то есть в области существенной кавитации на входе, при условии, что они должны обеспечивать потребный расход топлива.
Величина наддува топливных баков большей частью определяется требованиями к основным насосам подкачки, установленным в расходных баках, хотя по условиям работы насосов перекачки наддув баков в большинстве случаев мог бы быть меньше.
Потребные кавитационные запасы давления Dр кав для различных насосов в большинстве случаев определяются экспериментальным путем.
Ниже приводятся осредненные статистические (опытные) данные по кавитационным запасам давления для насосов топливной системы.
Для насосов невысокого давления (100…150) кПа и умеренной производительности (баковые насосы подкачки и перекачки) Dр кав =(10…25) кПа. Для ДЦН (промежуточные насосы подкачки, устанавливаемые на двигателе) -Dр кав =(60…80) кПа.
Для насосов высокого давления (насосы-регуляторы) - Dр кав = (150…250) кПа.
Чтобы уменьшить выделение воздуха из топлива для самолетов с большой скороподъемностью увеличивают кавитационный запас (запас по давлению в баках) примерно, на (70 … 100) мм рт. ст.
Для улучшения кавитационных характеристик насосов подкачки (и других центробежных насосов) перед рабочим колесом (крыльчаткой) устанавливают внутренний насос подкачки (преднасос) в виде осевой или шнековой ступени (рис. 5.6).
Преднасос, благодаря низкому давлению, создаваемому им и пониженным нагрузкам на лопасти не требует таких больших давлений на всасывании как основные, более нагруженные ступени. Вместе с тем лопастное колесо преднасоса создает за собой закрутку топлива, чем обеспечивает понижение относительной скорости входа жидкости в центробежную ступень, которая в основном определяет местное разрежение на входе в колесо и тем самым потребный кавитационный запас.
Установленная в качестве преднасоса сепарирующая крыльчатка пропускает расход больше, чем основная центробежная ступень, и вместе с избытком топлива, отводимым между ступенями обратно в бак, удаляются и пузырьки воздуха и газа, выделившегося из топлива. Все это улучшает кавитационные характеристики насоса.
В этих случаях насосы требуют совершенно ничтожных кавитационных запасов, вплоть до удовлетворительной работы насоса подкачки на кипящей и, особенно, воздуховыделяющей жидкости.
Все эти качества сепарирующих крыльчаток проявляются в полной степени только в тех случаях, когда излишек производительности преднасоса вместе с захваченными им пузырями пара и воздуха может свободно отсепарироваться в полость бака. Если же этой возможности нет или она затруднена, то часто установка такой осевой ступени оказывается даже вредной.
5.10. ОСНОВЫ РАСЧЕТА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
Расчет топливной системы сводится к следующему:
Определение потребной емкости баков;
Определение необходимых объемов воздушных подушек, особенно для закрытых систем;
Расчеты, связанные с порядком выработки топлива из баков и обеспечением центровки самолета;
Расчет топливной системы на высотность.
Высотностью топливной системы называется предельная высота полета, до которой обеспечивается бесперебойная подача топлива к основным насосам двигателя с необходимым давлением и требуемым расходом.
Поскольку с первого по третий пункты полностью решаются в процессе предварительных эскизных компоновок самолета, далее эти вопросы не рассматриваются и считается, что в расчете топливной системы заданными являются емкости баков, их конфигурация и размещение на самолете, а также потребный порядок выработки топлива.
Требования при расчете высотности топливной системы
Технические условия должны предусматривать самые невыгодные из возможных режимов условия эксплуатации самолета:
Принципиальную и монтажную схемы топливной системы с их геометрическими и гидравлическими характеристиками;
Максимальные расходы топлива Q ;
Наиболее высокие (а иногда самые низкие) расчетные температурные условия топлива t (РаТУ);
Максимальные высоты полета H рас;
Наибольшую скороподъемность;
Максимальные перегрузки n x , n y и n z .
Напорные и кавитационные характеристики насосов ТС самолета.
Дополнительно должны быть известны:
физические характеристики топлива – плотность r , коэфф. кинематической вязкости n , давление насыщенных паров топлива при эксплуатационной температуре Р t .
Рассчитываются участки магистрали, находящиеся в наименее благоприятных условиях подачи топлива (по длине трубопроводов и относительной высоте одного объекта над другим). Поэтому расчетная схема топливной системы должна давать представление о протяженности магистралей и взаимном расположении агрегатов. Исходя из наименее благоприятных условий, берется случай, когда топливо в баке на исходе (т. е. уровнем топлива в баке следует пренебречь).
В общем случае расчеты выполняются для ряда режимов. Необходимо проверить работу магистралей подачи топлива в наиболее тяжелых условиях работы. Таковыми являются разбег и разгон самолета до скорости отрыва, взлет и набор высоты на максимальном режиме, горизонтальный полет на высоте заданного эшелона. Перегрузки п определяются из аэродинамических расчетов. Если этих данных нет, то для самолетов гражданской авиации можно принять:
п у =(+4…-0,5); п х =±0,3; п z =0.
Зависимость объемного расхода топлива двигателем от высоты полета (рис. 5.15) указана в его характеристиках.
Необходимые режимы работы двигателей определяются аэродинамическими расчетами. Для расчета высотности ВС гражданской авиации с работающими НП1 рекомендуется принять характер изменения объемного расхода топлива по линии абв, соответствующей максимальному режиму, а для расчета высотности с неработающими НП1 - по линии абгд, где участок гд - крейсерский режим.
Расчет ТС можно подразделить на два варианта: проектировочный и проверочный.
5.10.1. Проектировочный расчет высотности ТС.
Он сводится к оценке источников давления (величины наддува в топливном баке Δр б . и давления за подкачивающим насосом р нас .), которые, преодолев все гидравлические потери по тракту топливной магистрали, обеспечивали бы потребное давление на входе в основной топливный насос двигателя.
Расчет ТС базируется на уравнении Бернулли, записанного для двух сечений 1-1 и 11-11, высота уровней соответствующих сечений y 1-1 и y 11-11 оценивается относительно произвольно взятой базовой плоскости 0-0. Все обозначения даны на расчетной схеме рис.5.16.
р 1 +y 1 ρg+ =p 11 +y 11 ρg+ +Δp, (5.6)
где p 1 - давление в надтопливном пространстве;
V 1 - вертикальная скорость перемещения жидкости в баке;
V 11 - скорость движения топлива на выходе из топливной системы;
Δp - потери давления по тракту подкачивающей магистрали.
Здесь можно принять V 1
, исходя из FVρ= сonst
, то ,а F 1 >>F 11
и V 1 <
Тогда (5.6) можно записать:
p 1 =p 11 +(y 11 - y 1) ρg + +p трен. +p местн. +p ин. , (5.7)
где p трен. , p местн. , p ин. соответственно потери давления от трения, от преодоления местных сопротивлений и инерционные давления.
Статическое давление в сечении 1-1определяется давлением атмосферы p H , соответствующей заданной высоте полета H, и величиной наддува топливного бака Dp б . : p 1 =p H +Dp б. .
Наддув баков (Dp б.) не следует делать больше минимально необходимого, так как это вызывает неоправданное увеличение массы баков (или контейнеров - в случае мягких баков) особенно, если в конструкции присутствуют баки с более или менее плоскими стенками.
Для несущих баков наддув можно принять несколько увеличенным, так как влияние внутреннего давления на вес баков в этом случае существенно снижается. Встречаются даже случаи при очень тонкостенных баках или при передаче стенкой бака тяги двигателя, когда повышение внутреннего давления улучшает условия работы конструкции несущего бака и даже приводит к снижению его веса.
Обычно для самолетов с насосной подачей принимается Dp б max 30 кПа . В случае вытеснительной подачи - Dp б. = 80 кПа.
Давление p 11 есть ничто иное, как потребное давление на входе в насос (ДЦН или основной насос двигателя) p вх потр. и может быть определено по выражению (5.4) или по имеющимся кавитационным характеристикам.
Выражение (5.7) запишется в следующем виде, если считать левую часть уравнения источниками давления, а правую - потерями:
p H +Dp б. = p вх потр. ± yrg + p трен. + p мест. +р ин. + , (5.8).
Гидростатическое давление . В случае горизонтального полета гидростатическое давление yrg определяется высотой y (см. рис. 5.16). Знак «+» берется в случае принижения уровня топлива в баке относительно выходного трубопровода ТС и в противном случае – знак «-»
В полете с некоторым углом j к горизонту y находится как превышение зеркала топлива в расходном баке над окончанием топливной системы самолета и запишется в следующем виде:
y = -h топл ± , (5.9).
где h топл -превышение высоты топлива над заборным патрубком бака;
l x и l y –проекции длин трубопроводов (при сложной пространственной схеме) на соответствующие координатные оси самолета.
Знаки перед суммой определяются по следующему правилу: если топливо в трубопроводах течет по направлению земного тяготения, то берется знак «-» и в противном случае – знак «+»
Гидравлические потери. Путевые потери давления p трен. вызываются трением жидкости о стенки трубопровода и выражается:
p трен. = , (5.10)
где l – длина трубопровода,
d - гидравлический диаметр диаметр трубопровода.
Здесь же для турбулентного течения коэфф. трения , число Рейнольдса Re=Vd/ν , где ν – коэфф. кинематической вязкости топлива при эксплуатационной температуре топлива.
В проектировочных расчетах V принимается равной (1…2) м/с при движении топлива самотеком и (4…7) м/с при насосной подаче. Потребный диаметр d при заданной прокачке топлива Q определится:
d= , (5.11)
Полученное значение d округляется до стандартного значения, далее оценивается p трен (формула 5.10) по истинным величинам V n
В направлении осей х и z перегрузки обычно невелики, но зато длины трубопроводов могут быть большими. Как правило, все же наиболее существенной оказывается перегрузка в направлении оси у, доходящая в отдельных случаях до расчетных значений п у = (10… 12)
Для расчета необходимо брать предельно неблагоприятный случай, когда все давления относятся к категории потерь.
Теперь, когда определены все составляющие потерь, из (5.8) можно найти величину источника давления:
Dp б. = p вх. потр. ± yrg + p трен. + p мест. +р ин. + - p H . (5.14)
Если полученное значение Dp б > 30 кПа, то в систему необходимо включить подкачивающий насос с давлением на выходе р нас.
В этом случае выражение (5.14) примет вид:
р нас. = p вх. потр. ± yrg +(p трен.) 1 +(p мест.) 1 + +() 1 -(p H +Dp б) . (5/15)
В (5.15) значения (p трен.) 1, (p мест.) 1 и () 1 определить при новых значениях скоростей, соответствующих насосной подаче топлива [принимается V= (4…7) м/с]. Полученное значение р нас. соответствует одному расчетному режиму Работы силовой установки.
5.10.2.Проверочный расчет высотности ТС (полет на потолке) .
Полет на потолке предполагает равномерный и горизонтальный полет. В этом случае инерционные потери давления р ин. равны нулю.
Особым случаем расчета топливной системы является проверочный расчет ее высотности на высотах существенно выше статического потолка самолета в связи с тем, что для скоростных самолетов с высокой энерговооруженностью динамический потолок может значительно отличаться от статического.
Для некоторых (например, опытных) самолетов остановка двигателей на предельных высотах в ряде случаев допустима, поскольку после выполнения задания самолет может снизиться до умеренных высот, на которых система запуска позволяет произвести надежный запуск двигателей и продолжать полет. Для боевых самолетов необходимость существенного снижения высоты полета для запуска двигателей может полностью уничтожить все преимущества, получаемые за счет превышения статического потолка путем использования накопленной кинетиче
0Топливная система на самолете предназначена для размещения топлива и бесперебойной подачи его к двигателям в необходимом количестве и с достаточным давлением на всех заданных режимах и высотах полета.
Топливная система современного самолета включает следующие основные элементы:
баки или отсеки самолета, в которых размещается необходимый для полета запас топлива;
краны управления питанием (переключением баков); краны экстренного отключения подачи топлива к двигателям (противопожарные краны);
краны для слива отстоя топлива из разных точек системы; фильтры для очистки топлива;
насосы, подающие топливо к двигателям и перекачивающие топливо из одних баков в другие;
приборы контроля количества топлива, расхода его и давления; трубопроводы для подачи топлива к двигателям, соединения баков с атмосферой и возврата отсеченного топлива.
Баки. На современных самолетах запасы топлива могут достигать многих десятков тонн. При полетах на значительные расстояния топливо размещают в большом количестве баков, устанавливаемых в крыле и реже в фюзеляже.
В настоящее время применяются три типа топливных баков: жесткие, мягкие и герметичные баки-отсеки.
Жесткие баки выполняются из легких алюминиево-марганцовистых сплавов, которые допускают глубокую штамповку и выколотку, хорошо свариваются, обладают большой эластичностью и устойчивостью против коррозии. Для придания бакам необходимой прочности и жесткости они имеют каркас из продольных и поперечных перегородок и профилей. Поперечные перегородки одновременно служат для уменьшения ударов, возникающих в результате перемещения топлива внутри бака при полете с ускорением. Баки малых размеров могут не иметь внутренних перегородок.
В настоящее время получили широкое применение мягкие баки. Они проще в эксплуатации, более долговечны, имеют меньший вес. Выполняются мягкие баки из специальной резины или капрона. Тонкие резиновые баки выклеиваются на болванках из ткани и одного или двух слоев резины из синтетического полисульфидного (тиоколового) каучука. В такие баки вклеивают резино-металлическую арматуру: фланцы для датчиков топливомера, заправочные горловины, соединительные патрубки, гнезда замков крепления и т. д.
Крепление резиновых тонкостенных баков осуществляется в контейнерах внутри крыла или фюзеляжа.
Бак-отсек представляет собой соответствующим образом загерметизированный внутренний объем части крыла. Герметизация бака-отсека осуществляется синтетическими пленками. Заклепочный шов выполняется герметичным, для чего заклепки предварительно покрываются герметиком. Окончательная герметизация обеспечивается многократным покрытием всей внутренней поверхности жидким герметиком, вулканизирующимся при комнатной температуре.
Крышки эксплуатационных люков баков-отсеков крепятся на болтах с резиновыми уплотнительными кольцами и герметичными (глухими) гайками.
Краны, установленные в системе питания топливом, позволяют управлять подачей его к двигателям от соответствующих баков (или групп баков), а также отключать подачу топлива к вышедшему из строя двигателю. В соответствии с назначением все краны делятся на запорные (перекрывные) и распределительные. По способу управления краны бывают непосредственного и дистанционного управления. По конструкции они могут быть пробковые, золотниковые, клапанные и др.
Дистанционное управление кранами осуществляется при помощи электромеханизмов закрытия крана типа МЗК или сжатым воздухом.
Фильтры. Необходимость очистки топлива, подаваемого в двигатели, от посторонних примесей вызывается наличием в карбюраторах, агрегатах непосредственного впрыска, насосах зазоров размером от десятых до тысячных долей миллиметра, которые необходимо предохранять от попадания в них твердых частиц. Хотя топливо, заправляемое в баки, фильтруется, и баки защищаются от попадания в них механических примесей, в процессе эксплуатации возможно образование продуктов коррозии трубопроводов и агрегатов топливной системы, попадание кусочков резиновых прокладок и т. д. Наличие самых незначительных количеств воды в топливе резко повышает коррозионные свойства его и, кроме того, может привести к засорению трубопроводов в случае появления льда при низких температурах. Особенно опасным является выпадение влаги и образование льда в трубопроводах топливных систем современных высотных самолетов, могущих за короткое время набрать большую высоту, в результате чего образование конденсата резко ускоряется.
В топливных системах летательных аппаратов применяются сетчатые металлические, шелковые, щелевые, металлокерамические, бумажные и механические фильтрующие устройства.
Насосы топливной системы служат для подачи топлива к двигателям в полете на всех высотах, при любых эволюциях и из всех баков или групп баков.
Насосы по назначению разделяются на подкачивающие и перекачивающие, а по типу привода - с приводом от авиадвигателя и с автономным приводом, как правило, от электродвигателя. Из большого разнообразия различных конструкций и типов насосов наибольшее распространение получили коловратные или центробежные насосы низкого давления, поршневые и шестеренчатые - высокого давления.
На современных самолетах обычно устанавливаются два насоса подкачки, один из которых с электрическим приводом размещается в топливном расходном баке или в начале трубопровода подачи топлива, а другой с приводом от авиадвигателя - в конце трубопровода перед насосом подачи (высокого давления). Такая установка насосов обеспечивает надежное питание двигателей топливом.
Насосы перекачки предназначены для перекачки топлива из тех баков, из которых оно должно вырабатываться в первую очередь, в баки расходные, т. е. в баки, из которых топливо направляется непосредственно к двигателям. Выработка топлива из разных баков или групп их диктуется необходимостью сохранить строго определенную центровку самолета в течение всего полета и обеспечить нужную разгрузку крыла.
Трубопроводы топливной системы, обеспечивающие подачу топлива к двигателям, сообщение баков с атмосферой, заправку топливом под давлением, выполняются чаще всего из алюминиевого сплава и шлангов с соединительной арматурой. Наиболее распространенными соединениями трубопроводов являются: дюритовое (гибкое) на стяжных хомутах и ниппельное (жесткое).
В последнее время широко применяются гибкие металлические Рукава, которые хорошо сопротивляются вибрационным нагрузкам, Удобны при монтаже, относительно легки.
На рис. 115 представлена схема топливной системы самолета.
Выработка топлива из баков осуществляется при помощи самолетных подкачивающих насосов, давление на выходе из которых должно быть больше минимально допустимого (обычно около 0,3 кГ/см 2). За насосом подкачки обычно устанавливается обратный клапан, не допускающий обратного движения топлива.
Пожарный кран перекрывает магистраль подачи топлива при неработающем двигателе и в полете при аварийных случаях.
На некоторых самолетах гидравлические сопротивления в магистрали от бака до насоса двигателя достигают большой величины. Это вызвало необходимость включения в топливную магистраль дополнительного двигательного подкачивающего насоса, который обеспечивает нужное давление у основного насоса двигателя.
Если предусматривается охлаждение масла системы смазки двигателя топливом, то в топливной системе устанавливается топливомасляный радиатор.
По мере выработки топлива из бака давление в последнем будет уменьшаться, что может привести к смятию бака. Для предотвращения этого топливные баки сообщаются с атмосферой через дренажные трубопроводы.
На самолетах, летающих на высотах, превышающих 15- 20 тыс. м, создается угроза выброса значительного количества топлива через дренаж. Для устранения этого в баках должно быть создано избыточное давление. Это давление создается инертными газами - азотом, углекислотой и другими, которые одновременно являются средством борьбы с пожаром.
Характерной особенностью топливных систем современных самолетов является большая емкость их баков. Заправить большое количество топлива через верхние обычные горловины баков сложное, трудоемкое дело, поэтому на подавляющем большинстве современных самолетов имеются системы заправки топливом снизу под давлением. Эти системы позволяют осуществить заправку за очень короткое время.
Система заправки топливом каждого самолета состоит из заправочных горловин (одной или двух), щитка управления заправкой, трубопроводов подвода топлива в заправляемые баки или группы баков, заправочных кранов с электрическим дистанционным управлением, поплавковых предохранительных клапанов, исключающих переполнение баков при отказе заправочных кранов.
Для увеличения дальности полета боевых самолетов некоторые типы их могут заправляться топливом в воздухе со специально оборудованного самолета-заправщика.
Вынужденная посадка современного транспортного самолета сразу после взлета, т. е. при максимальном полетном весе, в ряде случаев из-за ограниченной прочности шасси недопустима. Облегчение посадочного веса в этих аварийных случаях может быть достигнуто сливом топлива.
Система аварийного слива топлива в полете должна удовлетворять следующим требованиям: слив определенного количества топлива (достаточно облегчающего самолет) должен быть произведен за ограниченное время порядка 10-15 мин. При этом центровка самолета должна изменяться незначительно. Сливаемое топливо не должно попадать в зону горячих газов.
Система аварийного слива топлива состоит из кранов, трубопроводов и кранов управления сливом.
Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов
Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.
Представьте себе, что сидя в центре салона Ту-154М, под вами находится минимум 3 тонны, а то и все 8 тонн керосина. Выглядит это примерно так:
Вы можете себе представить 8 тонн керосина? Согласен, сложно. Уверяю, что в крыльях самолета помещается гораздо больше, чем в центроплане, под пассажирскими креслами. Причем, топливо в самолете есть всегда , сливается полностью только в случаях специального ТО. На Ту-154М с установленными двигателями все топливо вообще сливать запрещено, иначе он сядет на хвост. Такое случается, фото дальше;).
Заправимся?
Рассказ в этой статье пойдет о топливе в самолете. Очень много и подробно;).
Стоимость керосина на сегодняшний день варьируется от 17 до 35 тысяч рублей за тонну. Простейший гугл поиск дает такие сайты:
http://www.riccom.ru/sale_market_r_np_12.htm
http://distoplivo.ru/prais/
Там вы и без меня разберетесь=).
У нас в Пулково заправляют два сорта авиационного керосина, которые считаются взаимозаменяемыми и могут смешиваться в любых пропорциях: ТС-1 и РТ. За границей заправляют Jet Fuel A, Jet Fuel A-1 (температура замерзания −47°C) и еще чего-то. Тоже можно заливать и мешать в любых пропорциях. Главное - что написано в документации на самолет. Если экипаж встречает какую-то незнакомую марку, нужно консультироваться с базой.
Зимой в керосин добавляют присадку, жидкость "И" для того, чтобы он не замерзал при более низких температурах (за −60°C точно). Добавляют совсем немного, 0,05% всего. Еще жидкость "И" Предотвращает загустение и парафинирование дизельного топлива при низких температурах. предотвращает обледенение топливного фильтра. Способствует полному сгоранию топлива. Удаляет воду из топливной системы. Повышает крутящий момент. Обеспечивает легкий запуск двигателя в мороз.
http://www.masla.su/?Produkciya:Tehnicheskie_%0Azhidkosti
Говорят, что чистый керосин можно пить, и он помогает вылечить болезни (кровь, ЖКТ, мочеполовая система). НО! С жидкостью "И" керосин пить нельзя! . Я не знаю почему да как, но единственное прошу, не пытайтесь попросить знакомых техников или пилотов налить баночку керосина зимой, весной или осенью. Там может содержаться эта опасная присадка. Чем именно опасна я не знаю, но рисковать лучше не стоит.
Итак, топливные баки в большинстве своем представляют собой баки-кессоны. Это значит, что в полости крыла просто заливается керосин, каких-то специальных емкостей нет, все расположено в герметичном отсеке конструкции.
Давайте посмотрим, где же все-таки хранится и как используется топливо на борту? На разных самолетах баки расположены по-разному, но вцелом тенденция одна - три бака (центральный, он же расходный, с него забирается топливо к двигателям, и крыльевые).
Давайте посмотрим A-320:
Boeing 737 Classic (самый популярный в России тип 737ых, производства 90х годов).
Ну а теперь гвоздь номера Ту-154М:
У "полтинника" баки расположены довольно хитро. Расходный бак называется: "Первый", и расположен в середине, сзади. Четвертый бак заправляется в первую очередь и очень часто используется для сохранения центровки.
Что такое расходный бак? Это топливный бак, из которого топливо напрямую уходит потребителям-двигателям. Со всех остальных баков топливо перекачивается в расходный и только потом отправляется к моторам.
На некоторых самолетах (например A330, по-моему на последних модификациях Ту-204 его тоже разрешено использовать) есть дополнительный хвостовой топливный бак для регулировки центровки самолета в полете. Могут располагаться как в киле(Ту-204), так и в стабилизаторах (A330).
Любой бак должен сообщаться с атмосферой, проще говоря быть "дырявым". Зачем? Попробуйте пить дюшес (кока-колу, кому что нравится) из стеклянной бутылки, не отрывая губ (чтобы не проходил воздух внутрь). Надолго вас не хватит. Давление внутри бутылки резко упадет, и пить вы не сможете.
Поэтому, вместо уходящего топлива, на его место в бак должен попадать воздух, из-за борта самолета. Для этого на иностранных самолетах распространена практика создания дренажных баков. Они расположены в концевой части крыла. И выход в атмосферу у них выглядит так:
Такой хитрый вход (часто применяется) для того, чтобы набегающий поток воздуха поддавливал керосин в баках.
В случае Ту-154М дренажных баков нет. Они соединены напрямую с атмосферой по хитрым трубопроводам, опоясывающим фюзеляж. Трубы сначала идут вверх, потом огибают контур фюзеляжа и имеют вывод внизу. Это сделано для того, чтобы при наклонах самолета (кренах) топливо не выливалось наружу. Картинка сложная, рекомендую увеличить.
В журнале я уже однажды писал про заправку самолета перед полетом . Постараюсь не повторяться.
Итак, прежде чем заправлять самолет, необходимо слить отстой топлива, чтобы проверить наличие воды в баках самолета. Как раз и предназначено для того, чтобы в него сливать отстой в полевых условиях.
Слив отстоя техником зачастую контролирует бортинженер (на фото слив отстоя с Ил-76):
Затем подъезжает топливозаправщик.
Техник должен сказать водителю заправщика сколько топлива нужно заправить, поэтому пока заправщик подсоединяет шланг (бывает, что подсоединяет сразу два, чтобы ускорить процесс), техник идет смотреть остаток топлива:
Остаток определяется по приборам самолета, а также записан в бортовом журнале. Как вы понимаете, эти данные иногда не сходятся. Изменилась температура на улице - изменилась плотность топлива, изменились показания приборов. Все дело в том, что в самолете оно измеряется в килограммах, а в топливозаправщике в литрах. Цена деления стрелочки 1 тонна. От напряжения в электросети самолета, показания стрелок могут плавать. На фото панель управления топливной системы Ту-154М (стрелочные индикаторы показывают количество топлива в каждой группе баков):
Куча лампочек и переключателей помогает управлять расходом керосина в полете из различных баков. Лампочки показывают включен или выключен в данный момент насос каждого бака. Вообщем, я долго привыкал к этой системе, сначала разобраться было сложно=). На заре эксплуатации самолета Ту-154 была катастрофа, когда в полете выключились двигатели из-за того, что в расходном баке кончилось топливо, а перекачку с других в расходный бортинженер включить забыл. Двигатели остановились, самолет упал=(. После этого были сделаны изменения и при снижении определенного уровня в расходном баке, топливо начинает поступать из других автоматически.
Если показания топливомеров и записи в бортжурнале совпадают хотя бы +/- 200 кг, то заправку можно начинать. Главное на этом этапе не забыть проконтролировать водителя заправщика, чтобы он соединил свою машину с самолетом тросом заземления (электрические потенциалы должны выравняться через него, а не через заправочный шланг, потому что это может вызвать нехилую искру статического электричества). А также еще один трос заземления должен быть подключен от машины к точке заземления на перроне (обычно представляет собой кусок трубы, закопанный в землю).
Открываем заправочную горловину (как правило в крыле):
И подсоединяем шланг:
Или шланги (на фото Boeing-767):
Горловина отличается от автомобильной тем, что там стоят обратные клапаны. Можно не переживать о том, что топливо выльется наружу. Весь процесс "сухой", клапаны открываются только при подаче давления:
К счастью и на Ту-154, и на инострнных самолетах - везде это соединение унифицировано и никаких переходников не надо. Пружинка поддавливает пластину, чтобы топливо не вытекало обратно.
У топливозаправщика счетчик стоит литрах. Поэтому, прежде, чем заправлять нам надо посчитать сколько нужно литров. Плотность топлива зависит от температуры окружающего воздуха и варьируется от 0,779 до 0,791 (цифры могут быть не точными, забыл уже все) и написана на контрольном талоне, который подтверждает кондиционность топлива. Последняя проверка должна быть выполнена не дольше шести часов назад, иначе топливо заправлять нельзя. Все необходимые подписи и часы проверки указаны на талоне. Если все в порядке, считаем литры и называем их заправщику.
Но прежде, чем сказать "поехали", нужно выполнить еще одну процедуру: контроль топлива в ТЗ на наличие воды. Любезно просим заправщика предоставить пробу в баночке. Если воды не обнаружено (на моем веку в ТЗ воды никогда не видел), значит можно заправлять.
Открываем краны нужных нам баков (куда будем заправлять в данный момент). Все готово.
Поехали!
Керосин с огромной скоростью устремляется в баки самолета. Это все происходит еще до прихода пассажиров. В России есть специальные процедуры заправки самолета с пассажирами, но все стараются этого не делать. Зачем рисковать?
Конечно же, в баках есть защита от перенаддува, чтобы он не лопнул при заправке. Защита представляет собой маленький клапан, который открывается при превышении давления и стравливает воздух. Простой и часто встречающийся механизм.
Контролировать заправку на иностранных самолетах можно прямо рядом с местом подсоединения шланга, там же можно управлять кранами (для выбора наполнения нужных нам баков):
Панель заправки A330 расположена на фюзеляже в хвостовой части:
Семейство A320х:
Иногда панель находится прямо на крыле, иногда на фюзеляже, по желанию заказчика самолета.
На Ту-154М снаружи можно только управлять кранами, в то время как вся индикация внутри, в кабине экипажа. Только. Меня это всегда раздражало, приходилось бегать из кабины под крыло и обратно.
Можно, конечно, использовать мерные линейки снаружи, но минимальное значение у них бывает не достаточным, чтобы показать нужный уровень. Вытаскиваются прямо из крыла:
Получается, что в баке плавает магнитик, который в нужный момент подхватывает линейку и не дает ей опуститься ниже уровня керосина. Таким образом можно без всякой электроники определить заправку бака. Честно скажу, я никогда не пользовался этим методом. Мне всегда было надежнее посмотреть в кабине.
Можно ли перезаправить бак, залить слишком много? Нельзя. Автоматика закроет краны и не даст заливать в самолет больше, чем можно. Но автоматика имеет свойство отказывать. На этот случай работает механика:
В крыле есть клапаны, которые в определенный момент начинают сливать лишний керосин прямо на землю. Открываются во время заправки от давления поступающего керосина:
В авиации все предусмотрено;).
В кабине летчики всегда имеют возможность посмотреть показания приборов об уровне топлива. Например в 737:
Управление насосами в полете:
На эйрбасах все проще, информация о топливе вообще отображается на одной из страниц многофункционального дисплея:
Сравните с панелью управления топливной системой 154го=). Вот где сила=).
На самом деле я шучу. Конечно же, именно поэтому на новых иностранных самолетах в составе экипажа бортинженер не летает. Он там просто не нужен. Самолет все делает сам.
Особенно на больших самолетах необходимо внимательно следить за заправкой, чтобы в одно крыло не закачалось намного больше топлива, чем в другое. Это называется "вилка". Сами понимаете, если в одном крыле на несколько тонн топлива будет больше, то это может не только сказаться на удобстве летчика (самолет будет тянуть в сторону), но и на безопасности полетов.
Хуже всего то, что ситуацию очень сложно исправить. Если получилась большая вилка, нужно сливать лишнее топливо и заправлять в другое крыло. А это не меньше часа (если все удачно совпадет, и нужная наземная техника окажется под рукой, чего никогда не бывает) времени. Соответственно задержка. А за задержки по личной вине техсостав по головке не погладят... Слитое топливо в самолеты больше не заправляют. Оно идет на аэродромную технику, тракторы и чего-нибудь еще.
Итак, заправка закончена. Водитель ТЗ выписывает требование, в котором написаны литры керосина по счетчику. Это очень ответственный момент, когда нужно чтобы все расчеты сошлись, иначе будут проблемы. Литры в требовании переводим в килограммы и прибавляем к остатку перед заправкой. Если это значение равно требуемому на полет, то все отлично, ставим нужные росписи (а вы как думали, каждый отвечает головой, тем более в вопросе топлива).
Сколько берет самолет керосина? Я не буду называть конкретные цифры под рейсы, потому что уже начал их забывать. Могу сказать, что обычно Ту-154М заправлял 25-35 тонн. B-737-500 не больше 15 тонн. A320 примерно 15-25 тонн. Эти данные указаны при приблизительно одинаковых маршрутах. Как рассчитывается топливо лучше спрашивать у пилотов, я этим никогда не занимался и особо не интересовался. Знаю, что в заправку закладывается аэронавигационный запас, позволяющий летать самолету еще несколько часов и для каждого типа считается по-своему.
Через 15 минут после заправки нужно снова слить отстой топлива с самолета. За это время возможная вода должна была опуститься на дно баков, где мы ее и проверяем через точки слива:
Подносим баночку и смотрим состояние керосина. Все отлично?
А сейчас я лучше пару слов скажу о том, как оно расходуется в полете. Итак, из расходного бака топливо подается насосами. Как правило эти насосы центробежные:
Такой тип насосов устроен проще других и позволяет работать на холостом ходу, даже если топливо качать некуда (перекрыты краны подачи топлива к двигателям). Насосы есть перекачивающие и подкачивающие. Одни помогают перемещаться топливу по бакам, а другие отправляют его в магистраль питания двигателей.
Но, чтобы запустить двигатель, недостаточно включить насосы. Нужно еще и открыть "пожарные краны" (так называются на отечественной технике, потому что перекрываются в первую очередь в случае пожара двигателя). Когда краны открылись, топливо поступает в двигатель, где фильтруется и подогревается (как правило стоит радиатор, который охлаждает масло, циркулирующее в двигателе, и одновременно нагревает топливо) и подается на форсунки. Это уже двигательная часть, поэтому про нее подробно в следующих постах. Могу сказать только, что есть несколько степеней фильтрации и даже если забьются все фильтры, топливо пойдет в обход. Главное - поддержать бесперебойную работу, чтобы можно было посадить самолет.
Напоследок хотелось бы показать вам что бывает, когда допускаются ошибки с заправкой на Ту-154:
Фото с просторов интернета
Да-да, самолет просто может сесть на хвост!
Фото с просторов интернета
На самом деле это страшный сон каждого техника и бортинженера Ту-154. Хвост у самолета очень тяжелый. Выход пассажиров желательно в порядке - второй салон, первый салон, особенно, если в четвертом баке осталось мало топлива.
Фото с просторов интернета
Про то, как топливо хранится в аэропорту недавно писали здесь: http://community.livejournal.com/sky_hope/180444.html#cutid1
Очень рекомендую посмотреть.
Назначение топливной системы самолёта
Топливная система предназначена для размещения на самолёте необходимого количества топлива и подачи его к двигателю (двигателям) на всех режимах полёта.
В качестве топлива на современных самолетах применяется высокооктановый бензин, для поршневых двигателей и авиационный керосин (Т-1, ТС-1, РТ и др.) для реактивных двигателей.
Топливная система условно делится на топливную систему самолета и топливную систему двигателя.
В любой топливной системе самолета можно выделить три характерных участка:
систему заправки топливом;
емкость для топлива;
систему подачи топлива к двигателю.
Заправка топлива в баки производится либо самотеком, либо централизованно.
Топливные емкости выполняются в виде отдельных баков или в виде отдельных герметизированных отсеков планера самолета. Топливные баки размещают на самолете так, чтобы центр тяжести всего топлива располагался вблизи центра тяжести пустого самолета. С целью обеспечения необходимой устойчивости по крену самолёта топливо из правых и левых баков вырабатывается равномерно с помощью автомата выравнивания или вручную. По размещению различают фюзеляжные и консольные топливные баки, по характеру применения – расходные и дополнительные.
Система питания топливом должна непрерывно подавать требуемое количество топлива в топливную систему двигателя. Система питания должна удовлетворять следующим требованиям :
обеспечивать надёжность питания двигателей топливом на всех режимах и высотах полёта независимо от атмосферных условий.
запас топлива на самолёте должен обеспечивать заданную дальность и продолжительность полёта.
возможность нормального питания двигателей при выходе из строя одного из баков или участков трубопровода.
быть удобной в эксплуатации и безопасной в пожарном отношении.
выработка топлива должна происходить по заданной программе и мало влиять на полётную центровку самолёта.
полную выработку топлива (остаток не более 1,5% ёмкости баков)
Различают топливные системы двух типов:
открытого;
закрытого.
В открытых – полости топливных баков сообщаются с атмосферой. В закрытых – эти полости сообщаются с системой забора воздуха от компрессора двигателя или поддавливаются нейтральным газом от специальной системы поддавливания.
Конструкция топливной системы самолета ТЛ-2000 (20 мин.).
Топливная система самолёта TL – 2000 Sting carbon открытого типа, т.е. полости топливных баков, сообщаются с атмосферой. Топливо подаётся к двигателю механическим насосом или электрической помпой.
Система питания топливом состоит из:
топливных баков;
трубопроводов;
перекрывного – пожарного крана;
фильтра – отстойника;
электрической помпы;
механического насоса;
системы контроля наличия и выработки топлива;
сливного топливного крана;
заправочных горловин.
| |
||||||||||||
| |
||||||||||||
Рис. 10.1. Принципиальная схема топливной системы TL – 2000 Sting carbon
(a) Каждая топливная система должна быть сконструирована и выполнена таким образом, чтобы обеспечивалась подача топлива с расходом и давлением, установленными для нормальной работы основного и вспомогательного двигателей во всех ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе при всех маневрах, на которые запрашивается сертификат и в течение которых разрешена работа основных и вспомогательных двигателей.
(b) Каждая топливная система должна быть выполнена так, чтобы воздух, попадающий в систему, не мог привести:
(1) К потере мощности более чем на 20 с для поршневых двигателей.
(2) К срыву горения в газотурбинном двигателе.
(c) Каждая топливная система самолета с газотурбинными двигателями должна быть способна длительно работать во всем диапазоне расходов и давлений топлива, содержащего максимально возможное в ожидаемых условиях эксплуатации количество растворенной и свободной воды и охлажденного до наиболее критической с точки зрения обледенения температуры, которые могут встретиться в эксплуатации.
(d) Каждая топливная система самолета с газотурбинным двигателем должна отвечать применимым требованиям Части 34 Авиационных правил по выбросу топлива из дренажных систем.
(a) Нормальная работа топливной системы во всех ожидаемых условиях эксплуатации должна быть показана посредством анализа и таких испытаний, которые будут признаны Компетентным органом необходимыми. Испытания, если требуются, должны выполняться на топливной системе самолета или на испытательном стенде, который воспроизводит рабочие характеристики испытываемого участка топливной системы.
(b) Возможный отказ любого теплообменника, использующего топливо в качестве одной из рабочих жидкостей, не должен создавать опасных последствий.
Каждая топливная система должна удовлетворять требованиям 25.903(b) посредством:
(a) Подачи топлива к каждому двигателю по системе, не зависимой от любого участка системы, обеспечивающего подачу топлива к другому двигателю; или
(b) Любого другого приемлемого метода.
Топливная система должна быть сконструирована и размещена так, чтобы предотвращалось воспламенение паров топлива внутри системы в результате:
(a) Прямого удара молнии в те зоны самолета, которые характеризуются большой вероятностью попадания в них разряда молнии.
(b) Скользящих разрядов молний в зоны, где вероятность скользящих разрядов велика.
(c) Коронного разряда и протекания тока молний в зоне топливных дренажных выходов.
(a) Каждая топливная система должна обеспечивать подачу топлива с расходом не менее 100% расхода, необходимого для двигателя при каждом ожидаемом эксплуатационном режиме и маневре. Должно быть показано следующее:
(1) Топливо должно подаваться в каждый двигатель под давлением и с температурой в пределах, указанных в сертификате типа двигателя.
(2) При испытаниях количество топлива в рассматриваемом баке не должно превышать величины, установленной в виде невырабатываемого остатка топлива для этого бака в соответствии с требованиями 25.959, плюс количество топлива, необходимое для демонстрации соответствия требованиям данного параграфа.
(3) Каждый основной топливный насос должен обеспечивать каждый режим и пространственное положение самолета, для которых демонстрируется соответствие данному параграфу, а соответствующий аварийный насос должен быть в состоянии заменить основной насос, используемый таким образом.
(4) При наличии расходомера топливо должно свободно проходить через расходомер, если он заблокирован, либо через каналы перепуска.
(b) Если двигатель может питаться топливом более чем из одного бака, топливная система должна:
(1) Обеспечивать для каждого поршневого двигателя восстановление полного давления топлива, поступающего в этот двигатель, не более чем через 20 с после переключения на любой другой топливный бак, содержащий используемое топливо, если становится очевидным, что нарушение работы двигателя вызвано недостаточным количеством топлива в баке, из которого двигатель до этого питался; и
(2) Для каждого газотурбинного двигателя дополнительно к соответствующему ручному переключению должно быть предусмотрено устройство, предотвращающее перебои подачи топлива к этому двигателю без участия экипажа в случае, если топливо, в любом баке, питающем этот двигатель, выработано в процессе нормальной работы, а в любом другом баке, из которого обычно подается топливо только к этому двигателю, содержится используемый запас топлива.
(а*) Подача топлива должна быть продемонстрирована при наихудших условиях подачи топлива на самолете в отношении высоты полета, пространственного положения самолета и других условий, при:
(1) Неработающих баковых насосах подкачки.
(2) Подаче топлива в два двигателя из одного бака с открытым краном кольцевания.
Если в полете имеется возможность перекачки топлива из одного бака в другой, то система дренажа баков и система перекачки топлива не должны допускать повреждения конструкции баков в случае их переполнения.
Для каждого топливного бака с относящимися к нему компонентами топливной системы невырабатываемый остаток топлива должен устанавливаться не менее того количества, при котором наблюдается первый признак нарушения работы двигателя при наиболее неблагоприятных условиях подачи топлива на всех предполагаемых эксплуатационных режимах и полетных маневрах, при которых производится забор топлива из данного бака. Не требуется рассматривать отказы компонентов топливной системы.
25.961. Работа топливной системы при высокой температуре
(а) Топливная система самолета должна функционировать удовлетворительно в жарких климатических условиях. Для этого должно быть продемонстрировано, что в топливной системе на участке от бака до каждого двигателя имеется такое давление при всех заданных условиях работы, которое предотвращает парообразование, или это должно быть показано в наборе высоты с уровня аэродрома, выбранного Заявителем, до максимальной высоты, установленной эксплуатационными ограничениями 25.1527.
Если выбраны испытания с набором высоты, то не должно быть признаков появления паровых пробок или других нарушений работы системы при проведении испытаний с набором высоты в следующих условиях:
(1) У самолетов с поршневыми двигателями все двигатели должны работать на режиме максимальной продолжительной мощности, за исключением того, что на высотах от высоты на 300 м ниже критической до критической включительно должна применяться взлетная мощность.
Время работы на взлетном режиме не должно быть меньше допустимой длительности взлетного режима.
(2) У самолетов с газотурбинными двигателями двигатели должны работать на взлетном режиме в течение времени, выбранного для демонстрации траектории набора высоты при взлете, и на режиме максимальной продолжительной мощности на остальном участке набора высоты.
(3) Масса самолета должна складываться из массы самолета с полными топливными баками и минимальным числом членов экипажа и массы балласта, необходимого для выдерживания центра тяжести в допустимых пределах.
(4) Скорость набора высоты не должна превышать:
(i) для самолетов с поршневыми двигателями - максимальной воздушной скорости, установленной для набора высоты от взлета до максимальной рабочей высоты при следующей конфигурации самолета:
(A) шасси убрано;
(B) закрылки в наиболее благоприятном положении;
(C) створки капотов (или другие средства регулирования охлаждения двигателей) в положении, обеспечивающем надлежащее охлаждение в условиях жаркого дня;
(D) двигатели работают в пределах ограничений максимальной продолжительной мощности;
(E) масса соответствует максимальной взлетной массе; и
(ii) для самолетов с газотурбинными двигателями - максимальной воздушной скорости, установленной для набора высоты от взлета до максимальной рабочей высоты.
(5) Температура топлива перед взлетом должна быть не менее 45 °С. Кроме того, топливо должно иметь давление насыщенного пара, максимально возможное для тех его марок, на которых может эксплуатироваться самолет.
(b) Испытания, указанные в пункте (а) данного параграфа, могут проводиться в полете или на земле в условиях, близко имитирующих условия полета. Если летные испытания проводятся в холодную погоду, которая может помешать правильному проведению испытаний, то поверхности топливных баков, трубопроводы и другие элементы топливной системы, подверженные воздействию холодного воздуха, должны быть изолированы, чтобы имитировать (насколько это возможно) полет в жаркую погоду.
(а) Каждый топливный бак должен выдерживать без повреждений и потери нормированной герметичности вибрации, инерционные силы, массу топлива и нагрузку от конструкции, которым он может подвергаться на самолете при эксплуатации.
(b) Оболочки мягких топливных баков должны быть одобренного типа или должно быть продемонстрировано, что они соответствуют данному назначению.
(c) Топливные баки-отсеки (баки-кессоны) должны иметь средства для внутреннего осмотра и ремонта.
(d) Топливные баки, размещенные в фюзеляже, не должны разрушаться и терять герметичность при действии инерционных сил, указанных в 25.561 для случая аварийной посадки. Кроме того, эти баки должны быть защищены таким образом, чтобы трение баков о землю было невозможным.
(e) Крышки люков топливных баков должны отвечать следующим критериям во избежание вытекания опасных количеств топлива:
(1) Должно быть показано анализом или испытаниями, что все крышки, расположенные в зоне, в которой, судя по опыту эксплуатации или анализу, возможен удар, минимально подвержены пробиванию или деформации кусками шин, обломками двигателей, обладающими малой энергией, или другими подобными обломками.
(2) Все крышки люков должны быть огнестойкими.
(f) Для топливных баков с наддувом должны быть обеспечены безопасные средства, препятствующие образованию чрезмерного перепада между давлением внутри бака и снаружи.
(a) При проведении испытаний топливных баков должно быть продемонстрировано, что установленные на самолете баки могут выдерживать без повреждения или течи наиболее критические давления в условиях, указанных в пунктах (а)(1) и (а)(2) данного параграфа. Кроме этого, посредством анализа или испытаний должна быть продемонстрирована способность поверхностей баков, подвергающихся воздействию наиболее критических давлений из числа возникающих в условиях, указанных в пунктах (a)(3) и (a)(4) настоящего параграфа, выдерживать следующие давления:
(1) Внутреннее давление 0,25 кг/см2.
(2) 125% максимального давления воздуха, создаваемого в баке скоростным напором.
(3) Гидравлические давления, возникающие при максимальных предельных перегрузках и маневрах самолета с полными баками.
(4) Гидравлические давления, возникающие при наиболее неблагоприятном сочетании крена самолета и запаса топлива.
(b) Каждый металлический бак с большими неподдерживаемыми или неусиленными плоскими поверхностями, повреждение или деформация которого может вызвать течь топлива, должен выдерживать следующие испытания (или эквивалентные им) без появления течи или чрезмерной деформации стенок бака:
(1) Каждый полностью собранный бак вместе с узлами крепления должен быть подвергнут вибрационным испытаниям в компоновке, имитирующей действительную установку на самолете.
(2) За исключением случая, изложенного в пункте (b)(4) данного параграфа, бак в сборе, наполненный на 2/3 водой или любой другой подходящей для испытаний жидкостью, должен быть подвергнут вибрационным испытаниям в течение 25 ч с амплитудой колебаний не менее 0,8 мм, если не указывается другая достаточно обоснованная амплитуда.
(3) Частота вибрационных колебаний при испытаниях должна быть следующей:
(i) если в нормальном рабочем диапазоне частот вращения роторов двигателя отсутствует критическая частота вибрации бака, то частота вибрации при испытаниях должна быть равна 2000 колебаний в минуту (33,3 Гц);
(ii) если в нормальном рабочем диапазоне частот вращения двигателя имеется только одна критическая частота колебаний бака, то испытания должны проводиться с этой частотой;
(iii) если в нормальном рабочем диапазоне частот вращения роторов двигателя критической окажется более чем одна частота, то испытания должны проводиться с наиболее критической частотой.
(4) При выполнении испытаний в соответствии с пунктами (b)(3)(ii) и (iii) данного параграфа должна быть изменена продолжительность испытаний для получения такого же числа циклов колебаний, как и в течение 25 ч испытаний при частоте, указанной в пункте
(b) (3)(i) настоящего параграфа.
(5) При испытаниях бак в сборе должен быть подвергнут вибрационным испытаниям в течение 25 ч с частотой 16-20 полных периодов в минуту на угол 15° в обе стороны от горизонтального положения (в сумме 30°) относительно наиболее критической оси.
Если критическим является движение относительно более чем одной оси, то бак должен качаться относительно каждой критической оси в течение 12,5 ч.
(c) Неметаллические баки должны выдержать испытания, указанные в пункте (b)(5) данного параграфа, с топливом при температуре 45 °С, за исключением тех случаев, когда имеется достаточный опыт эксплуатации подобного бака при его аналогичной установке. Во время этих испытаний бак данного типа должен быть установлен на опоры, имитирующие его установку в самолете.
(d) Для топливных баков с наддувом должно быть показано путем расчета или испытаний, что топливные баки могут выдерживать максимальное давление, которое может иметь место на земле или в полете.
(a) Крепление каждого топливного бака не должно допускать концентрации нагрузок от массы топлива на неподкрепленные поверхности баков. Кроме того, должны учитываться следующие положения:
(1) Для предотвращения трения между баком и поддерживающей его конструкцией должны устанавливаться прокладки.
(2) Прокладки должны изготавливаться из неабсорбирующих материалов, либо из материалов, обработанных соответствующим образом, предохраняющим от поглощения жидкостей.
(3) При использовании мягких баков их оболочки должны крепиться таким образом, чтобы они не подвергались воздействию гидравлических нагрузок.
(4) Каждая внутренняя поверхность отсека установки бака должна быть гладкой и свободной от выступов, наличие которых может привести к повреждению оболочки, за исключением тех случаев, когда:
(i) приняты меры для защиты оболочки в таких точках; или
(ii) сама конструкция оболочки обеспечивает такую защиту.
(b) Полости, смежные с поверхностями бака, должны вентилироваться, чтобы не допустить скопления паров в случае небольшой утечки. Если бак находится в герметизированном отсеке, то вентиляция может осуществляться с помощью дренажных отверстий необходимого размера для предотвращения избыточного давления при изменении высоты полета.
(c) Размещение каждого бака должно удовлетворять требованиям 25.1185(а).
(d) Никакая часть обшивки гондолы двигателя, лежащая непосредственно за основным выходом воздуха из отсека двигателя, не должна служить в качестве стенки бака-отсека.
(e) Каждый топливный бак должен быть изолирован от кабин персонала и пассажиров конструктивными средствами, не допускающими проникновения паров и топлива.
Каждый топливный бак должен иметь расширительное пространство объемом не менее 2% от емкости бака. Должна быть исключена возможность непреднамеренного заполнения этого пространства при нормальном стояночном положении. Для систем заправки топлива под давлением соответствие этому параграфу можно продемонстрировать наличием устройств, применяемых для установления соответствия с 25.979(b).
25.971. Отстойник топливного бака
(а) Каждый топливный бак должен иметь отстойник, рабочая емкость которого при стояночном положении должна быть не менее 0,1% от емкости бака или 0,3 л, в зависимости от того, какая из этих величин больше, если только установленные эксплуатационные ограничения не гарантируют, что при эксплуатации скопление конденсата не превысит емкость отстойника.
(b) Конструкция каждого топливного бака должна обеспечивать отвод опасного количества конденсата из любой части бака в отстойник при стояночном положении самолета.
(c) Каждый отстойник топливного бака должен иметь доступное сливное устройство, которое:
(1) Обеспечивает слив отстоя на земле.
(2) Не допускает попадания сливаемого топлива на другие части самолета; и
(3) Имеет ручное или автоматическое устройство для надежной фиксации в закрытом положении.
Конструкция каждой заправочной горловины топливного бака должна не допускать попадания топлива в любые другие части самолета помимо самих баков. Кроме того:
(a) [Зарезервирован].
(b) Каждая утопленная заправочная горловина топливного бака, в которой может скопиться значительное количество топлива, должна иметь сливное устройство, не допускающее попадания сливаемого топлива на другие части самолета.
(c) Крышка каждой заправочной горловины должна обеспечивать плотное закрытие горловины, не допускающее просачивания топлива.
(d) Каждая точка заправки должна иметь средства металлизации для электрического соединения с наземным заправочным оборудованием.
(а) Дренаж топливных баков. Каждый топливный бак должен сообщаться с атмосферой через верхнюю часть расширительного пространства с тем, чтобы обеспечивался эффективный дренаж при любых нормальных режимах полета. Кроме того:
(1) Расположение каждого дренажного отверстия должно исключать возможность его загрязнения или закупоривания льдом.
(2) Конструкция дренажа не должна допускать сифонирования топлива в нормальных условиях эксплуатации.
(3) Пропускная способность дренажной системы и уровень давления в ней должны быть достаточными для выдерживания приемлемых перепадов давления внутри и снаружи бака при:
(i) нормальных режимах полета;
(ii) максимальной скорости набора высоты и снижения; и
(iii) заправке и сливе топлива.
(4) Воздушные полости баков с сообщающимися между собой топливными выходными каналами также должны сообщаться между собой.
(5) В дренажной системе не должно быть мест, где может скапливаться влага при положении самолета на земле или в горизонтальном полете, в противном случае должна быть предусмотрена возможность ее слива.
(6) Дренажные и сливные устройства не должны заканчиваться в точках:
(i) где выход топлива из дренажного отверстия может создать опасность пожара; или
(ii) откуда пары топлива могут проникнуть в кабины персонала и пассажиров.
(b) Дренаж карбюратора. Каждый карбюратор со штуцером для отвода паров должен иметь трубопровод для отвода паров обратно в один из топливных баков. Кроме того:
(1) Каждая дренажная система должна быть выполнена так, чтобы не происходило закупорки дренажа льдом.
(2) Если имеется более одного топливного бака и необходимо расходовать топливо из баков в определенной последовательности, то каждая линия возврата паров должна соединяться с баком, топливо из которого расходуется при взлете и посадке.
25.977. Заборник топлива из бака
(a) Заборник топлива из бака или вход в баковый насос должен иметь защитную сетку — фильтр. Сетка-фильтр должна:
(1) Для самолетов с поршневыми двигателями иметь 3 - 6 ячеек на 1 см; и
(2) Предотвращать прохождение частиц, которые могут ограничить расход топлива или повредить любой элемент топливной системы самолета с газотурбинными двигателями.
(b) [Зарезервирован].
(c) Площадь проходного сечения каждого фильтра на заборнике или на входе бакового насоса должна не менее чем в 5 раз превышать площадь проходного сечения трубопровода подачи топлива из бака в двигатель.
(d) Диаметр каждого фильтра должен быть не меньше диаметра заборника топливного бака.
(e) К каждому фильтру (фильтрующему элементу) должен быть обеспечен доступ для проверки и очистки.
К системам заправки баков топливом под давлением относится следующее:
(a) Каждое соединение трубопроводов системы подачи топлива должно иметь средства, предотвращающие утечки опасных количеств топлива из системы в случае отказа впускного клапана.
(b) Должны быть предусмотрены средства автоматического закрытия, предотвращающие заполнение каждого бака топливом в количестве, большем, чем установлено для данного бака. Эти средства должны:
(1) Допускать проверку правильности закрытия перед каждой заправкой бака топливом; и
(2) У каждого места заправки обеспечивать индикацию отказа средств закрытия с целью прекращения подачи топлива при максимальном количестве заправляемого топлива, установленного для данного бака.
(c) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения повреждения топливной системы в случае отказа средств автоматического закрытия, предписанных в пункте (b) данного параграфа.
(d) Система заправки самолета топливом под давлением (за исключением топливных баков и их дренажа) должна выдерживать нагрузку, которая вдвое больше нагрузки, создаваемой при максимальных давлениях, в том числе при пульсациях, которые могут иметь место во время заправки. Должно быть определено максимальное давление пульсаций для любой комбинации случайного или преднамеренного закрытия топливных кранов.
(e) Самолетная система слива топлива (за исключением топливных баков и их дренажа) должна выдерживать нагрузку, которая вдвое больше нагрузки, создаваемой при максимально допустимом давлении слива (положительном или отрицательном) в самолетном топливном соединительном штуцере.
(a) Должна быть определена наибольшая температура, которая на величину установленного запаса ниже минимальной ожидаемой температуры самовоспламенения топлива в баках самолета.
(b) Температура в любой точке внутри каждого топливного бака, где возможно воспламенение топлива, не должна превышать температуру, определенную в соответствии с пунктом (а) данного параграфа. Это должно быть продемонстрировано при всех возможных режимах работы, отказах и неисправностях любого элемента, способного привести к повышению температуры внутри бака.
