Топливная система самолёта. Топливная система Что такое топливоподача воздушных судов

Изобретение относится к авиации. Топливная система самолета содержит топливные баки, предрасходный и расходный отсеки, насос подкачки, струйные насосы перекачки топлива из топливных баков в предрасходный отсек, струйный насос перекачки топлива из предрасходного в расходный отсек, трубопровод подачи активного топлива, снабженный клапанами. Система подключена к установленному на самолете датчику перегрузок, содержит бачок-аккумулятор, датчики уровня топлива и датчики опорожнения бака. Каждый струйный насос перекачки топлива в предрасходный отсек снабжен гидравлическим клапаном, управляемым от датчика уровня топлива, к каждому участку трубопровода между гидравлическим клапаном и датчиком уровня топлива подключен электрически управляемый клапан, стравливающий давление по сигналу от датчика опорожнения бака или сигналу об уменьшении показателя перегрузки от датчика перегрузок и восстанавливающий давление по сигналу о повышении показателя перегрузки. Изобретение уменьшает расход активного топлива отключением струйных насосов перекачки при опорожнении баков и на время действия отрицательных перегрузок, что увеличивает длительность полета при отрицательных перегрузках. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиации, точнее к топливным системам силовых установок самолетов.

В топливных системах самолетов широкое распространение получили струйные (эжекторные) насосы для перекачки топлива, в которых топливо увлекается струей того же топлива (так называемого активного или приводного топлива), подаваемой под давлением от другого насоса. Активное топливо отбирается, как правило, из расходного бака теми же подкачивающими насосами, которые снабжают двигатели. В отдельных случаях расход активного топлива становится сопоставимым с расходом его двигателями. При режимах полета с нулевыми и отрицательными перегрузками в некоторых ситуациях может возникнуть потребность повышенного расхода топлива двигателями, например на форсаже. Для обеспечения предельных расходов, а также необходимого времени работы двигателей в условиях отлива топлива от основного подкачивающего насоса, ставят второй подкачивающий насос, причем размещают его выше основного, чтобы он был залит топливом при этом режиме, а уменьшение топливоподачи из-за отлива топлива от основного насоса компенсируется бачком-аккумулятором. Для обеспечения необходимого времени полета при отрицательной перегрузке иногда увеличивают объем бачка-аккумулятора, что повышает вес и ухудшает летные характеристики самолета. Поэтому для уменьшения расхода топлива целесообразно иметь возможность отключения подачи активного топлива в струйные насосы перекачки, и когда в этом нет необходимости, и на время действия нулевой или отрицательной перегрузки.

Известна система подкачки топлива на самолете (а.с. СССР №335 908, кл. B64D 37/14), содержащая внутрибаковый эжекторный насос и линию подачи в указанный насос активного топлива, в которой в этой линии перед соплом эжекторного насоса смонтирован переключатель, исполнительный орган которого соединен с установленным в баке инерционным механизмом, имеющим груз с отрицательной плавучестью, обеспечивающий предотвращение подачи в насос активного топлива при нулевых и отрицательных перегрузках.

Известна система подкачки топлива летательного аппарата (а.с. СССР №378077, кл. B64D 37/20), содержащая установленные в расходном баке основной (струйный) и вспомогательный подкачивающие насосы, в которой напорный трубопровод (подающий активное топливо) основного насоса соединен с магистралью питания и каналом, сообщающим магистраль питания с камерой, соединенной с клапаном, открывающимся при нулевой и отрицательной перегрузках. В этих ситуациях клапан открывается и стравливает давление из напорного трубопровода, отключая подачу активного топлива в основной насос.

Известна топливная система самолета (а.с. СССР №526126, кл. B64D 37/20), которая содержит топливный бак с расходным отсеком, насосы подкачки, установленные в расходном отсеке, струйные насосы перекачки топлива из бака, подсоединенные к насосам подкачки, и трубопроводы. С целью повышения надежности работы, в том числе при обесточенной системе и отрицательных перегрузках, в топливном баке перед расходным отсеком вмонтирован предрасходный отсек с заправочным устройством, в нижней части отсека размещен струйный насос, перекачивающий топливо в расходный отсек, в стенках предрасходного отсека, примыкающего к топливному баку, выполнены отверстия, обеспечивающие заданный уровень топлива в нем, а выходы струйных насосов перекачки топлива из бака в предрасходный отсек и участки трубопроводов, соединяющих эти струйные насосы с насосами подкачки, расположены выше заданного уровня топлива в предрасходном отсеке и в верхних точках этих трубопроводов выполнены отверстия, перед которыми установлены обратные клапаны, а выход из струйного насоса перекачки топлива в расходный отсек расположен в верхней его части и на нем установлен инерционный клапан, перекрывающий этот выход при отрицательных перегрузках.

Во всех указанных системах при нулевых и отрицательных перегрузках подача активного топлива перекрывается с помощью инерционного клапана. Он действует как запорное устройство только при отрицательных перегрузках. Перекрытие подачи активного топлива инерционным клапаном приемлемо для непосредственно снабжающих двигатели насосов подкачки, но ситуации, когда возможно отключать струйные насосы перекачки, этим не ограничиваются. В ситуациях нормальной перегрузки он не перекрывает активное топливо тогда, когда, например, в работе струйных насосов нет необходимости, т.к. закончилось топливо в баке, где установлен насос.

Наиболее близкой к изобретению является топливная система самолета (а.с. СССР №942366, кл. B64D 37/00). Она содержит топливные баки, предрасходный отсек с обратными клапанами и отверстиями, обеспечивающими заданный уровень топлива, расходный отсек, в котором размещен насос подкачки, и отсек отрицательных перегрузок, а также подключенные к насосам подкачки струйные насосы перекачки топлива: два для перекачки из топливных баков в предрасходный отсек и один для перекачки из предрасходного в расходный отсек. Струйные насосы снабжены трубопроводами подачи активного топлива, а с целью повышения надежности питания двигателя в трубопроводе подачи активного топлива установлен клапан и имеются специальные изгибы, а в месте подключения этого трубопровода к насосам подкачки размещен общий для всех струйных насосов обратный клапан. На входных патрубках струйных насосов установлены обратные клапаны.

Недостатком этой системы является то, что в ней не предусмотрены средства для уменьшения расхода активного топлива тогда, когда это необходимо.

Задачей изобретения является уменьшение расхода активного топлива или его прекращение в возможных ситуациях, т.е. при опорожнении части баков и, в особенности, при нулевых и отрицательных перегрузках.

Задача решается с помощью топливной системы самолета, содержащей топливные баки, предрасходный и расходный отсеки, как минимум один размещенный в расходном отсеке насос подкачки, а также струйные насосы перекачки топлива из топливных баков в предрасходный отсек и как минимум один струйный насос перекачки топлива из предрасходного в расходный отсек, трубопровод подачи активного топлива к упомянутым струйным насосам, снабженный клапанами, отличающейся тем, что она подключена к установленному на самолете датчику перегрузок, содержит бачок-аккумулятор, датчики уровня топлива и датчики опорожнения бака, а упомянутые клапаны установлены так, что каждый струйный насос перекачки топлива из топливных баков в предрасходный отсек снабжен гидравлическим клапаном, управляемым от одного из датчиков уровня топлива, к каждому участку трубопровода между упомянутым гидравлическим клапаном и датчиком уровня топлива подключен электрически управляемый клапан, выполненный с возможностью стравливания давления на этом участке при поступлении от соответствующего датчика опорожнения бака сигнала об опорожнении бака или от упомянутого датчика перегрузок сигнала об уменьшении показателя перегрузки ниже заранее определенного значения и с возможностью обеспечения восстановления давления на этом участке при поступлении от упомянутого датчика перегрузок сигнала о повышении показателя перегрузки выше упомянутого значения.

Система содержит два насоса подкачки, причем они установлены на разной высоте.

Предлагаемая топливная система позволяет уменьшить расход активного топлива за счет отключения струйных насосов перекачки по мере опорожнения соответствующих им баков, а также на время действия нулевых и отрицательных перегрузок, что исключает необходимость увеличения объема бачка-аккумулятора или применения насоса подкачки повышенной производительности, а также позволяет увеличить длительность полета при отрицательных и нулевых перегрузках.

Изобретение поясняется чертежом, на которой изображена схема предлагаемой топливной системы.

Топливная система содержит топливные баки 1, расходный отсек 2, предрасходный отсек 3, как минимум один размещенный в расходном отсеке 2 насос подкачки 4, струйные насосы 5 перекачки топлива из топливных баков 1 в предрасходный отсек 3, как минимум один струйный насос 16 перекачки топлива из предрасходного отсека 3 в расходный отсек 2.

Для повышения надежности снабжения двигателей топливом при отрицательных перегрузках лучше, если система содержит два установленных на разной высоте насоса подкачки 4. Насосы подкачки 4 трубопроводом 6 соединены с двигателями 7.

Насосы 5 установлены в каждом баке 1. Имеется трубопровод 9 подачи активного топлива к струйным насосам 5 и 16.

Для повышения производительности струйных насосов 5 и 16 система содержит дополнительные насосы 8, соединенные входами с трубопроводом 6, а выходами - с трубопроводом 9 и повышающие давление топлива в трубопроводе 9. Трубопровод 9 подключен также к гидроприводным насосам подкачки 4.

Трубопровод 9 снабжен клапанами 10, которые выполнены гидравлическими и установлены так, что гидравлическим клапаном 10, управляемым от одного из датчиков уровня топлива 11, снабжен каждый струйный насос 5 перекачки топлива из топливных баков 1 в предрасходный отсек 3.

Датчики уровня топлива 11 представляют собой струйные сигнализаторы уровня, снабжаемые активным топливом также от насосов 8 по тем же трубопроводам 9. Датчики 11 выполнены так, что они выдают сигналы о понижении уровня топлива до значения, при котором следует начать перекачку топлива из очередного бака 1 в предрасходный отсек 3 или из предрасходного отсека 3 в расходный отсек 2. Клапан 10 открывается при поступлении сигнала от датчика 11.

К каждому участку трубопровода 9 между гидравлическим клапаном 10 и датчиком 11 подключен электрически управляемый клапан 12. Через клапаны 12 топливная система подключена к установленному на самолете датчику перегрузок 13 (на чертеже подключение показано точечными линиями 21).

В каждом из баков 1 имеются датчики 14 опорожнения баков. Каждый из датчиков 14 электрически соединен с соответствующим клапаном 12 (на чертеже точечными линиями 22 показаны некоторые соединения) и управляет клапаном 12.

Каждый электрически управляемый клапан 12, выполненный с возможностью стравливания давления на том участке, где он установлен, при поступлении от соответствующего датчика 14 опорожнения бака сигнала об опорожнении бака или от датчика перегрузок 13 сигнала об уменьшении показателя перегрузки ниже заранее определенного значения и с возможностью обеспечения восстановления давления на этом участке при поступлении от датчика перегрузок 13 сигнала о повышении показателя перегрузки выше упомянутого значения.

Топливная система содержит также бачок-аккумулятор 15, подключенный к трубопроводу 6 подкачки топлива к двигателям 7.

Насос 16 перекачки топлива из предрасходного 3 в расходный отсек 2 снабжен гидравлическим клапаном 17, управляемым от датчика уровня топлива 18, соединенного с трубопроводом 9 (клапан 17 выполнен с возможностью открытия при поступлении сигнала от датчика 18).

Топливная система работает следующим образом.

Во время обычного полета насосы 4 по трубопроводу 6 подают топливо под давлением в двигатели 7. Бачок-аккумулятор 15 под давлением в трубопроводе 6 заполнен топливом, но оно не расходуется. Дополнительные насосы 8 обеспечивают подачу под повышенным давлением активного топлива по трубопроводу 9 к насосам 4, датчикам уровня топлива 11, 18 (струйным индикаторам уровня), насосу 16 и, если клапаны 10 открыты, к струйным насосам 5.

Пока уровень топлива находится выше датчиков 11 уровня топлива, клапаны 10 закрыты, поэтому активное топливо к насосам перекачки 5 не подается.

По мере выработки топлива его уровень опускается до одного из датчиков 11, который открывает проход топлива в соответствующий соединенный с ним гидравлический клапан 10, клапан 10 открывает поступление активного топлива в соответствующий насос 5, который начинает перекачивать топливо. Когда уровень топлива в перекачиваемом баке 1 опускается до датчика 14 опорожнения бака, последний подает сигнал об этом на соответствующий электрически управляемый клапан 12, который по получении этого сигнала стравливает давление на участке трубопровода 9, где он установлен, в результате чего подача активного топлива через клапан 10 в соответствующий насос 5 прекращается, и насос 5 отключается. Таким образом, подача активного топлива к насосам 5 осуществляется только в период перекачки топлива этим насосом: с того момента, когда должна начаться перекачка и только до тех пор, пока бак 1, где установлен насос 5, не пуст.

Во время действия отрицательных перегрузок возникает необходимость кратковременного (на время действия перегрузки) отключения подачи активного топлива к насосам 5. В это время топливо отливает от заборника нижнего насоса 4 в расходном отсеке 2, давление в трубопроводе 6 уменьшается, топливо из бачка-аккумулятора 15 выдавливается в трубопровод 6.

Когда показания датчика перегрузок 13 уменьшаются и становятся ниже заранее определенного значения (близкого к нулю), сигнал об этом поступает на все клапаны 12, они стравливают давление из трубопровода 9, при этом закрываются клапаны 10 и подача активного топлива к насосам 5 прекращается. Общий расход топлива уменьшается за счет прекращения подачи активного топлива к насосам 5. Это позволяет увеличить время полета при отрицательной перегрузке, что особенно важно и регламентируется на режиме форсажа и максимальных оборотов двигателя.

Когда действие отрицательной перегрузки прекращается, сигнал о повышении показателя перегрузки выше заранее определенного значения от датчика перегрузок 13 поступает на все клапаны 12, они срабатывают и восстанавливают давление на своих участках трубопровода 9, восстанавливается подача активного топлива к насосам 5 и продолжается прерванная на время действия отрицательной перегрузки перекачка топлива ими в предрасходный отсек 3.

Таким образом, предлагаемая топливная система позволяет не только управлять подачей активного топлива в зависимости от складывающейся ситуации, но и обеспечивает увеличение времени полета при отрицательных и нулевых перегрузках.

1. Топливная система самолета, содержащая топливные баки, предрасходный и расходный отсеки, как минимум один размещенный в расходном отсеке насос подкачки, а также струйные насосы перекачки топлива из топливных баков в предрасходный отсек и как минимум один струйный насос перекачки топлива из предрасходного в расходный отсек, трубопровод подачи активного топлива к упомянутым струйным насосам, снабженный клапанами, отличающаяся тем, что она подключена к установленному на самолете датчику перегрузок, содержит бачок-аккумулятор, датчики уровня топлива и датчики опорожнения бака, а упомянутые клапаны выполнены гидравлическими и установлены так, что каждый струйный насос перекачки топлива из топливных баков в предрасходный отсек снабжен гидравлическим клапаном, управляемым от одного из датчиков уровня топлива, к каждому участку трубопровода между упомянутым гидравлическим клапаном и датчиком уровня топлива подключен электрически управляемый клапан, выполненный с возможностью стравливания давления на этом участке при поступлении от соответствующего датчика опорожнения бака сигнала об опорожнении бака или от упомянутого датчика перегрузок сигнала об уменьшении показателя перегрузки ниже заранее определенного значения и с возможностью обеспечения восстановления давления на этом участке при поступлении от упомянутого датчика перегрузок сигнала о повышении показателя перегрузки выше упомянутого значения.

2. Топливная система по п.1, отличающаяся тем, что она содержит два насоса подкачки, причем они установлены на разной высоте.

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения запаса и расхода топлива на борту самолета. .

Методические указания по проведению практических занятий на тему

«Топливная система самолёта»

1. 
   Цель работы
   1. 
      Закрепление студентами знаний по темам программы лекционного курса, посвященного изучению функциональных систем летательных аппаратов.
   2. 
      Изучение особенностей конструкции топливной системы самолёта (на примере самолёта Ил-86).
2. 
   Содержание занятий
   1. 
      Контроль готовности студентов к занятиям.
   2. 
      Назначение и общая характеристика системы.
   3. 
      Изучение работы основных агрегатов топливной системы.
   4. 
      Характерные отказы и повреждения системы.
   5. 
      Основные работы по техническому обслуживанию топливной системы самолёта.
   6. 
      Изучение заправки и слива топлива.
   7. 
      Самостоятельная работа студентов со схемой топливной системы.
   8. 
      Опрос студентов.
3. 
   Топливная система самолёта
   1. 
      Общие сведения

заправку самолета топливом и хранение запаса топлива на самолете в его баках;

подачу топлива к двигателям и к ВСУ;

перекачку топлива межбаковую и внутрибаковую;

аварийный слив топлива в воздухе;

слив топлива на земле;

дренаж топливных баков;

контроль за количеством и расходом топлива, управление работой агрегатов топливной системы и контроль за их работой.

Топливная система включает баки, трубопроводы, насосы, краны, клапаны, приборы измерения и контроля.

Самолет имеет семь баков-кессонов (рис. 1).

Баки 1, 2, 3, 4, из которых топливо подается к соответствующим двигателям 1, 2, 3, 4, называются основными. Из бака 1А топливо поступает в бак 1 и далее к двигателю 1, из бака 4А топливо поступает в бак 4 и к двигателю 4. Бак 5 является дополнительным, и топливо из него перекачивается во все основные баки.

Максимальное количество топлива, заливаемое в баки (на самолетах с бортового №86011), следующее: в баки 1А и 4А - по 3420 л; в баки 1 и 4 - по 13 060 л; в баки 2 и 3 - по 19 680 л; в бак 5 --41 800 л; всего в баки самолета можно залить 114 800 л (88 400 кг). Самолеты до бортового №86011 имеют более высокое расположение ограничителей максимального уровня заправки, поэтому в них можно заправить максимально 115 840 л (89 900 кг) топлива.

Невырабатываемый остаток топлива при работающих насосах составляет около 1080 л, а при питании двигателей самотёком - примерно 5000 л. Несливаемый остаток - около 630 л (520 кг).

Баки 1, 2, 3, 4 имеют предрасходные и расходные отсеки. Расходные отсеки расположены внутри предрасходных и сообщаются с ними через отверстия перелива, расположенные сверху, и противоотливные клапаны, расположенные снизу. Предрасходные отсеки сообщаются с остальной частью бака также через отверстия перелива и противоотливные клапаны.

В состав топливной системы самолета входят следующие агрегаты:

Рис.1. Расположение баков на самолете:

1 - дренажный бак; 2 - предрасходный отсек 3600 л; 3 - расходный отсек 500 л; 4 - расходный отсек 530 л; 5-предрасходный отсек 3700 л; 6 -«сухой» отсек
2. Центробежные подкачивающие насосы ВСУ типа ЭЦН-40-

2 шт. Электродвигатели насосов питаются постоянным током 27 В.

3. Струйные насосы СН-6 - 4 шт.; СН-11 -4 шт.; СН-12 -

22 шт.; СН-13 - 2 шт. Насосы различаются по своей производительности.

4. Перекрывные краны 771300 - 7 шт. (четыре перекрывных и три кольцевания). Электромеханизм крана МПК-13А5-2 питается постоянным током 27 В, как и остальные типы кранов.

5. Перекрывной кран ВСУ 768600МА - 1 шт.

6. Краны 770100-2 - 4 шт. (два главных крана заправки и два главных крана аварийного слива). В отличие от других кранов, они, вместе со своими электромеханизмами, установлены внутри трубопроводов и находятся в потоке топлива.

7. Краны 772200-15 шт. (внутрибаковые краны заправки- 7 шт., внутрибаковые краны аварийного слива - 6 шт., краны перелива топлива--2 шт.).

Краны 771300, 772200 установлены на стенке заднего лонжерона таким образом, что сам кран находится внутри бака, а его электромеханизм - снаружи. Все трубопроводы проложены внутри баков.

8. Краны слива топлива 604700-1 -5 шт. Установлены по одному на каждом двигателе, и один - на сборнике бака 5.

9. Нажимные краны слива конденсата 590200 - 22 шт. Установлены на нижних панелях кессона всех баков, кроме бака 5.

10. Поворотные краны слива конденсата 638700А - 6 шт.

Пять кранов установлены в баке 5, шестой - на трубопроводе подвода топлива к ВСУ.

11. Гидравлические краны заправки 584000-7 шт.

12. Поплавковые клапаны заправки 741400, работающие совместно с гидравлическими кранами заправки и управляющие ими,-7 шт. Установлены по одному в каждом баке.

13. Краны 768670М с ручным управлением - 2 шт.

Установлены перед насосами ВСУ. В открытом положении рукоятка крана направлена в сторону.

14. Бортовые штуцера заправки - 4 шт. Стандартного типа, выполнены по ОСТ 1.11320-74. Установлены в двух нишах

в обтекателе правой опоры между шп. №47 и 50.

15. Клапаны двойного действия- 2 шт. Представляют комбинацию вакуумного клапана, открывающегося при отрицательном перепаде давления 7,8 кПа (0,08 кгс/см2), и предохранительного клапана на 880 кПа (8,5-9,0 кгс/см). Установлены в трубопроводе на участке между штуцерами заправки и главными кранами заправки и закреплены на передней стенке отсека правой опоры. При откачке топлива из шлангов после заправки вакуумный клапан впускает атмосферный воздух в трубопровод. Предохранительный клапан открывается и сливает часть топлива из трубопровода, если оно не было откачано и нагрелось при стоянке самолета.

1. 
   Подача топлива к двигателям и к ВСУ

Два насоса подкачки установлены для увеличения надежности системы, причем один насос установлен в стакане и обеспечивает питание двигателя при отрицательных перегрузках в течение 5 с.

Насосы подкачки включаются и выключаются только вручную переключателями на панели топливной системы на рабочем месте бортинженера. Если насос включен и подает топливо, то желтая лампа сигнализации, расположенная рядом с переключателем, гаснет. Сигнал на лампу поступает от датчика давления МСТВ-0,5, включенного в магистраль непосредственно за насосом до обратного клапана.

В случае отказа одного насоса второй обеспечивает работу двигателя на всех режимах. В случае отказа обоих насосов топливо к двигателю, питавшемуся от отказавших насосов, может быть подано через краны кольцевания от любых работающих насосов в других баках.

В случае обесточивания всех насосов подкачки питание двигателей до высоты 8000 м может производиться самотеком. При этом остаток невырабатываемого топлива составит около 5000 л (без учета топлива в баке 5, которое нельзя будет перекачать в другие баки).

Топливо в предрасходный и расходный отсеки в каждом баке при самотеке поступает через противоотливные клапаны в стенках этих отсеков, а из баков 1А и 4А - в баки 1 и 4 через краны перелива.

Подача топлива к ВСУ осуществляется из предрасходного отсека бака 4 по отдельному трубопроводу с помощью двух насосов ЭЦН-40. Один насос является резервным и включается в случае отказа основного насоса. За насосами установлены обратные клапаны с отверстиями диаметром 0,3 мм в шариках для слива топлива при его термическом расширении на стоянке. Далее топливо проходит через перекрывной кран с термоклапаном и по трубопроводу, проложенному в обтекателе с наружи фюзеляжа, подходит к топливному агрегату ВСУ. Термоклапан открывается при перепаде давления 294 кПа (3 кгс/см2) и выпускает часть топлива из трубопровода ВСУ, при его нагреве и расширении, в бак.

Управление насосами и перекрывным краном осуществляется с панели ВСУ. Для подачи топлива к ВСУ необходимо включить один насос переключателем на панели ВСУ. Загорится зеленое светосигнальное табло «ИДЕТ ПОДКАЧКА». Затем надо открыть перекрывной кран. Загорится зеленое светосигнальное табло «ТОПЛИВНЫЙ КРАН ОТКРЫТ». Теперь можно приступать к запуску ВСУ.

Рис. 2. Схема топливной системы:

1 - правый главный кран аварийного слива; 2 - сигнализатор MCTВ-0,3A повышения давления в баке при его переполнии; 3- гидравлический клапан (кран) заправки со своим поплавковым клапаном; 4 - внутрибаковый кран заправки; 5 - кран перелива топлива; 6 - струйный насос; 7 - поплавковый клапан; 8 - струйный насос перекачки топлива; 9 - насос подкачки ЭЦНГ-40-2 с отсеком отрицательных перегрузок; 10 - обратный клапан; 11 - кран кольцевания; 12 - сигнализатор работы насоса МСТВ-0,5; 13 - насос подкачки ЭЦНГ-40-2; 14 - трубопровод кольцевания; 15 - струйные насосы бака 5 (8 шт.); 16 - насос перекачки ЭЦНГ-40-2; 17 - ниши для штуцеров заправки; 18 - штуцер заправки; 19 - клапан двойного действия; 20 - главный кран заправки; 21 - внутрибаковый кран заправки бака 5; 22 - магистраль автоматической межбаковой перекачки левого полукрыла; 23 - главная магистраль заправки - перекачки - аварийного слива; 24 - кран аварийного слива; 25 - сигнализатор - ограничитель уровня при полной заправке бака; 26-кран аварийного слива; 27 - сигнал о начале выработки топлива из расходного отсека; 28 - насос аварийного слива ЭЦНГ-40-2; 29 - сигнализация об остатке топлива 2000 кг на двигатель; 30 - мнемосигнализатор начала выработки топлива из расходного отсека; 31 - табло на панели топливной системы; 32 - табло на правой приборной доске пилотов; 33 - кран слива топлива; 34 - перекрывной (пожарный) кран; 35 - МСТВ-О.ЗА; 36 - сигнализатор выключения насоса аварийного слива; 37 - труба перелива топлива из дренажного бака; 38 - дренажный бак; 39 - вакуумный клапан; 40 - заборник воздуха; 41 - предохранительный клапан (2 шт.).

1. 
   Внутрибаковая перекачка топлива

При работающих насосах подкачки расходные отсеки заливаются топливом доверху с созданием небольшого избыточного давления посредством одного струйного насоса СН-11 на каждый отсек, который перекачивает топливо из предрасходного отсека. Предрасходные отсеки также заливаются топливом доверху, пока есть топливо в остальной части бака, с помощью двух струйных насосов СН-12, которые перекачивают топливо из основной части бака (рис. 2.).

В баке 5 имеется сборный отсек, в который перекачивается топливо из основной части бака восемью струйными насосами, если работают насосы перекачки ЭЦНГ-40-2. Восемь насосов обеспечивают полную откачку топлива из бака, разделенного полками семи лонжеронов на секции.

1. 
   Межбаковая перекачка топлива

Автоматическая межбаковая перекачка начинается после включения насосов подкачки в основных баках 1 и 4 и насосов перекачки в баке 5 (рис. 2).

Из баков 1А и 4А топливо будет перекачиваться в предрасходные отсеки баков 1 и 4 струйными насосами СН-13. Но эта перекачка начнется лишь тогда, когда в предрасходном и расходном отсеках баков 1 и 4 останется 3500 л. Задержка перекачки осуществляется поплавковым клапаном и обеспечивает сохранение нужной центровки самолета.

Из бака 5 при включении одного из двух перекачивающих насосов (второй насос является резервным) топливо через дроссели перекачивается в предрасходные секции всех четырех основных баков. Темп перекачки - 3000 л/ч в каждый бак.

Межбаковая перекачка ручного включения позволяет вести перекачку топлива из любого основного в любой основной бак и переливать топливо из бака 1А в бак 1 (из бака 4А в бак 4). Перекачать топливо из основных баков в баки 1А, 4А или в бак 5 нельзя, так как на панели топливной системы отсутствуют органы управления для такой перекачки. Также можно перекачать топливо из бака 5 в любой основной бак.

Управление перекачкой ручного включения сосредоточено на панели топливной системы. В системе перекачки ручного включения используются насосы аварийного слива в основных баках (в баке 5 они же насосы перекачки) и краны заправки (на панели топливной системы они обозначены как краны перекачки).

Для осуществления перекачки ручного включения в баках, из которых топливо выкачивается, включаются насосы аварийного слива и открываются краны аварийного слива, а в баках, в которые топливо закачивается, открываются краны перекачки (заправки). Насосы аварийного слива забирают топливо из основной части баков и через краны аварийного слива подают его в главную магистраль, из которой топливо через краны перекачки (заправки) и гидравлические краны заправки может быть подано в любой основной бак. Полностью все топливо из основных баков выкачать нельзя, так как из расходных и предрасходных отсеков топливо не забирается.

Поскольку темп перекачки очень высокий, бортинженер при перекачке обычно держит руку на панели топливной системы и следит за разницей в количестве топлива в баках. Между баками 1А и 4А она не должна быть более 1500 кг, между баками правого и левого полукрыльев - более 3000 кг.

Полезно помнить, что на земле, открывая краны заправки переключателями, расположенными на щитке заправки, можно перекачать топливо из баков 1, 2, 3, 4 и 5 в любой бак.

1. 
   Заправка самолёта топливом и слив отстоя

Заправка производится через четыре заправочных штуцера. При давлении 3,5 кгс/см2 скорость заправки составляет 3000 л/мин. Во избежание разрядов статического электричества скорость заправки не должна превышать 4000 л/мин при заправке всех баков и 650 л/мин при заправке одного бака. От каждых двух штуцеров заправки через главный кран заправки и обратный клапан топливо поступает в магистральный трубопровод, из которого распределяется по бакам через внутри-баковые краны заправки и последовательно соединенные с ними гидравлические краны заправки. Количество заправляемого в каждый бак топлива определяется по таблице заправки, укрепленной на крышке ниши, где находится щиток заправки. При необходимости заправка или дозаправка может осуществляться через заливные горловины, находящиеся на верхних панелях всех баков, кроме бака 5.

Управление заправкой осуществляется со щитка заправки, на котором расположены выключатели главных и внутрибаковых кранов заправки и четыре индикатора топливомера с задатчиками, обеспечивающими автоматическое закрытие внутрибаковых кранов заправки при достижении заданного уровня топлива в баке.

С целью предохранения баков от раздутия при перезаправке каждый бак имеет три ступени автоматической защиты.

Первая ступень. Если при достижении заданного уровня топлива внутрибаковый кран почему-либо не закрылся, то при достижении уровня максимальной заправки он будет закрыт по сигналу датчика-сигнализатора уровня ДСИ-ЗБ.

Вторая ступень. Если внутрибаковый кран заправки отказал, то при достижении уровня, несколько превышающего уровень максимальной заправки, закроется гидравлический кран заправки по сигналу своего поплавкового клапана.

Третья ступень. При отказе гидравлического крана заправки, когда давление в баке поднимется до 29 кПа (0,3 кгс/см2), внутрибаковый кран заправки и оба главных крана заправки будут закрыты по сигналу датчика давления МСТВ-0,ЗА.

Подготовка к заправке

Остановить топливозаправщик на расстоянии 10 м от самолета и проверить наличие контрольного талона на топливо, пломб на заправщике, наземных средств пожарной защиты, состояние шлангов и наконечников шлангов, слив отстоя из топливозаправщика, надежность заземления самолета.

Установить топливозаправщик на расстоянии 5 м от самолета так, чтобы он мог отъехать без разворотов, заземлить топливозаправщик, затормозить и установить упорные колодки под его колеса. Для выравнивания потенциалов соединить топливозаправщик с самолетом уравнительным кабелем.

Проверить снятие заглушек с воздухозаборников дренажных баков, установку упорных колодок под колеса самолета (чтобы после заправки шины не зажимали колодки, зазор между шиной и колодкой должен быть примерно 5 см).

Включать питание 27 и 115 В, проверить, включен ли стояночный тормоз.

Убедиться, что АЗС топливомера на ЦРУ371, 372, 381, 382, 373, 383,- на РУ223 включены и выключатель питания топливо-мера включен.

Переключатель индикаторов топливомера «РАСХОД-ЗАПРАВКА» на панели топливной системы установить в положение «ЗАПРАВКА».

Заправка под давлением

Открыть крышки люков в правом обтекателе шасси для подхода к штуцерам и щитку заправки.

Подсоединить шланги топливозаправщика к бортовым штуцерам заправки и заземлить их через гнезда, установленные на штуцерах заправки. Если присоединяются два заправщика, то два шланга одного заправщика стыкуются с правыми штуцерами заправки в обеих нишах, а два шланга другого заправщика - с левыми штуцерами.

Если в баке 5 есть топливо, а для предстоящего полета его заправлять не нужно, то необходимо перекачать остаток топлива в основные баки.

Руководствуясь таблицей заправки, установить индексы заправки индикаторов топливомера на то количество топлива, которое необходимо заправить в баки.

Установить выключатель «ПИТАНИЕ» на щитке в положение «ВКЛ».

Установить переключатели «ГЛАВНЫЕ КРАНЫ» в положение «ОТКРЫТЫ». Погаснут красные лампы закрытого положения главных кранов и загорятся желтые лампы открытого положения. Установить переключатели «КРАНЫ ЗАПРАВКИ» заправляемых баков в положение «ВКЛ». Загорятся зеленые лампы открытого положения внутрибаков кранов заправки.

Подать топливо из топливозаправщика и контролировать процесс заправки.

После окончания заправки индексы заправки всех индикаторов топливомеров нужно установить на максимальные отметки шкал, чтобы в полете в процессе межбаковой перекачки не произошло преждевременного закрытия внутрибаковых кранов заправки-перекачки.

Выключить выключатели главных кранов заправки, выключить питание щитка, но не ранее чем закроются главные краны и загорятся красные лампы сигнализации их закрытого положения.

Откачать топливо из шлангов, отсоединить шланги, закрыть и законтрить крышки бортовых штуцеров заправки, закрыть лючки.

Переключатель топливомера на панели топливной системы вернуть в положение «РАСХОД».

Через 15 мин слить отстой из баков.

При наличии в отстое механических примесей или воды топливо надо сливать до исчезновения воды или примесей. В этом случае качество топлива проверяется путем слива его из всех 21 точек слива отстоя.

3.6. Аварийный слив топлива

Используется в случае необходимости для уменьшения посадочной массы самолета.

Топливо сливается из всех семи баков самолета. Из баков 1, 2, 3, 4 топливо выкачивается насосами аварийного слива, из бака 5 - двумя насосами перекачки, из баков 1А и 4А переливается через краны перелива в баки 1 и 4. Полностью все топливо слить нельзя, так как насосы аварийного слива выключаются по сигналам датчиков уровня топлива во время аварийного слива при остатке топлива на самолете (19 000+1000) кг.

При сливе топливо от насосов через краны аварийного слива поступает в магистральный трубопровод (см. рис. 2), из которого сливается через два главных крана, установленных на концах" крыла, в атмосферу. Система является общей для левого и правого полукрыльев и позволяет производить слив топлива через один главный кран в случае отказа второго. Темп аварийного слива 2000 л/мин через оба главных крана и 1300 л/мин через один главный кран аварийного слива. Слив должен производиться одновременно из всех баков. Автономный слив разрешается только для бака 5.

Управление включением насосов и кранов аварийного слива, сигнализация открытого положения кранов и работы насосов осуществляются с помощью панели топливной системы, на которой находятся включатели кранов и насосов и лампы сигнализации их состояния.

Выключение насосов аварийного слива производится или вручную, или автоматически по сигналам от сигнализаторов уровня при остатке топлива на самолете (19 000±ЮОО) кг, либо по сигналам от сигнализаторов давления МСТВ-0,ЗА, когда из основной части бака будет откачано все топливо.

Для слива топлива на земле в системе имеется пять больших сливных кранов, открываемых вручную: четыре крана справа на каждом двигателе и один на сборнике бака 5. Слив из этого бака будет идти самотеком. Слив из основных баков может происходить или самотеком, или с использованием насосов подкачки. При сливе из основных баков должны быть открыты перекрывной кран того двигателя, на котором открыт кран слива (рис. 2), и соответствующие краны кольцевания, если слив производится из соседних основных баков.

Из баков 1А и 4А топливо будет сливаться, если открыть краны перелива топлива в баки I и 4. Остатки неслившегося топлива можно слить через краны слива отстоя.

3.8. Дренаж топливных баков

Дренаж баков предотвращает повышение давления в баках при заправке и образование вакуума при выработке топлива, создает в полете полезное небольшое избыточное давление в баках.

Дренаж осуществляется через дренажные баки, расположенные на каждом полукрыле, и выполнен раздельно для правого и левого полукрыльев. Бак 5 связан дренажными трубопроводами с обоими дренажными баками. От каждого дренажного бака через баки соответствующего полукрыла протянуты две дренажные трубы. От них в каждом баке имеются два дренажных отвода. Передний дренажный отвод выведен в переднюю верхнюю часть бака, задний - в верхнюю часть вблизи заднего лонжерона и оканчивается поплавковым клапаном. В горизонтальном полете открыт передний дренажный отвод. При снижении и эволюциях самолета, когда конец трубы переднего дренажного отвода может оказаться в топливе, дренаж осуществляется через второй дренажный отвод. Топливо, которое может попасть из баков в дренажный бак, вытекает из него самотеком в бак 1 (4) по трубопроводам с обратными клапанами. Дренажный бак соединен трубой с воздухозаборником, расположенным на нижней поверхности крыла. На этой трубе установлены четыре вакуумных клапана на 1,96 кПа (0,02 кгс/см2) и два предохранительных клапана на 19,6 кПа (0,2 кгс/см2). Они будут соединять баки с атмосферой в случае обмерзания и закупорки воздухозаборника.

3.9. Порядок выработки топлива из баков

Принятый порядок выработки топлива обеспечивает сохранение центровки самолета в полете в пределах допусков и достигается автоматически без вмешательства экипажа.

Проследим, как будет вырабатываться топливо из баков при выполнении следующих условий:

самолет заправлен полностью, и в баках находится 114 480 л;

расход топлива двигателями составляет 11520 кг/ч, один двигатель расходует 2880 кг/ч;

плотность топлива 0,8 кг/л;

межбаковая перекачка экипажем не производится.

Топливо из бака 5 вырабатывается со скоростью 12 000 л/ч (3000 л/ч в каждый основной бак) в течение 3,5 ч, пока бак 5 не опорожнится.

Одновременно в небольшом количестве расходуется топливо из основных баков. Этот расход покрывает разницу между часовым расходом двигателем топлива 2880 кг/ч и часовым приходом подаваемого из бака 5 топлива - 2400 кг/ч. Разница составляет 480 кг/ч.

После окончания перекачки топлива из бака 5 начнется выработка топлива из основной части баков 1, 2, 3, 4 со скоростью 2880 кг/ч в течение 3 ч 43 мин в баках 2 и 3 и 1 ч 54 мин в баках 1 и 4.

Когда из основной части баков все топливо будет выкачано, начнется выработка топлива из предрасходных секций баков 1, 2, 3, 4. Запаса топлива в предрасходных секциях баков 2 и 3 хватит на 1 ч 02 мин работы двигателя, а в баках 1 и 4 - на I ч работы.

Когда в предрасходных секциях баков I и 4 останется по 3500 л (это случится через 1,5 мин после начала выработки из них), откроются поплавковые клапаны струйных насосов СН-13 и начнется перекачка топлива из баков 1А и 4А в баки 1 и 4 со скоростью, обеспечивающей поддержание постоянного уровня топлива в предрасходных секциях, так как скорость откачки СН-13, равная 6300 л/ч, превышает скорость расхода топлива двигателем. Питание двигателя топливом, подаваемым из бака 1А (4А), будет происходить в течение 57 мин, пока бак 1А (4А) не опорожнится.

После полной выработки топлива из предрасходных секций начнется выработка топлива из расходных секций сначала в баках 1 и 4, а затем в баках 2 и 3. Топлива в этих секциях хватит лишь на 8-9 мин работы двигателей.

При неполной заправке самолёта топливом часть процессов может отпасть, например, перекачка топлива из бака 5. Остальные процессы будут проходить в том же порядке.

Возможные неисправности топливной системы

На долю топливной системы приходится 3,4 % всех неисправностей. Топливная система построена по гибкой схеме, допускающей применение различных вариантов парирования отказов. Поэтому при возникновении отказа какого-либо агрегата, чаще всего топливомера или крана, бортинженер всегда может найти выход из ситуации, сложившейся после отказа.

Легко парируются отказы в системах, где агрегаты дублированы: неисправный агрегат выключается, остается работать второй агрегат. Дублеры имеют насосы подкачки, насосы перекачки бака 5, главные аварийные краны.

Не имеет дублеров, кроме главных кранов, нечасто используемая система аварийного слива. Поэтому при отказе либо насоса, либо внутрибакового крана аварийного слива, либо крана перелива из бака 1А (4А) в бак 1 (4) придется аварийный слив прекратить и вырабатывать топливо двигателями. Автономный слив допускается только для бака 5.

Даже при одновременном возникновении двух отказов будет создаваться далеко не безвыходная ситуация. Например, при отказе двух насосов подкачки в одном баке и одновременном неоткрытии крана перекачки соседнего бака, в который целесообразно было бы перекачивать топливо, можно периодически перекачивать топливо в баки другого полукрыла, и через краны кольцевания подавать топливо из трех баков к четырем двигателям.

1. 
   Основные работы по техническому обслуживанию (ТО) топливной системы

Предполетная подготовка топливной системы включает проверку количества заправленного топлива, проверку исходного состояния агрегатов топливной системы, проверку работоспособности кранов, насосов, топливомера.

Количество заправленного топлива определяется по указателям на щитке заправки, так как в стояночном положении самолета они дают более точные показания, чем указатели в кабине. Погрешности указателей на щитке заправки составляют:

указателей баков 1А и 4А…………………………………±300 кг;

указателей баков 2 и 3…………………………………….±800 кг;

указателей баков 1 и 4…………………………………….±550 кг;

указателя бака 5………………………………………………..±1700 к"г.

Максимальная погрешность показаний указателей суммарного количества топлива составляет ±5500 кг.

На щитке заправки рекомендуется проверить, установлены ли техниками индексы заправки на максимальные отметки шкал и все ли переключатели установлены в положение «ВЫКЛЮ¬ЧЕНО». Не будет лишним убедиться, что все внутрибаковые краны заправки закрыты, для чего на несколько секунд надо включить питание щитка и проверить, что все желтые лампы закрытого положения кранов загорелись.

В кабине проверяют, находятся ли в исходном положении согласно разд. 8.20 РЛЭ-86 органы управления топливной системой. Непосредственно перед полетом бортинженер проверяет работоспособность агрегатов топливной системы, для чего открывает и закрывает все краны аварийного слива, краны перелива, краны кольцевания, кратковременно включает насосы аварийного слива и насосы бака 5, а также проверяет измерительную часть топливомера, как изложено в разд. 8.20.2 РЛЭ-86.

Если в баках нет топлива, то топливные насосы включать нельзя, чтобы не вывезти их из строя.

4.2. Основные работы по ТО топливной системы

При техническом обслуживании топливной системы самолета необходимо особо соблюдать указания по технике безопасности. Работы по замене агрегатов, трубопроводов и другие работы, связанные с возможностью открытой течи топлива, необходимо выполнять при обесточенной электросети самолета. Не допускается попадание топлива в электропроводку и агрегаты электрооборудования самолета.

Работы в топливных кессон-баках надо проводить в спецодежде, в маске или противогазе в присутствии связного для наблюдения. Спецодежда должна быть из хлопчатобумажной ткани с застежками или молниями, не дающими искрения.

Для предотвращения пожара при заправке надо надежно заземлять самолет, заправочные шланги и топливозаправщик. Источником пожара могут быть разряды статического электричества, возникающего при прокачке большой массы топлива, а также искры, появляющейся в результате ударов металлических предметов друг о друга.

Основными работами по техническому обслуживанию топливной

системы являются:

проверка состояния трубопроводов и агрегатов системы;

проверка работы насосов; проверка герметичности системы;

определение работоспособности агрегатов системы подачи

противообледенительной жидкости.

При наличии течи по соединениям заменяют в них уплотнительные кольца. Детали, имеющие на уплотнительных поверхностях забоины, царапины и задиры, не подлежат установке на самолет.

При осмотре трубопроводов, агрегатов топливной системы необходимо убедиться в отсутствии течи, подтеков, трещин, забоин, ослаблений болгар крепления и нарушения контровки.

При проведении работ необходимо следить, чтобы в кессон-баки, трубопроводы и агрегаты не попадали посторонние предметы, вода, снег, грязь.

Заправка самолета топливом осуществляется в соответствии с заданием на полет. Основным топливом для двигателей самолета и двигателя ВСУ является керосин марок T-I, ТС-I, РТ, ТС-6 и смеси указанных марок. В случае отсутствия жидкости или неисправности системы подачи жидкости "И" необходимо добавить эту жидкость в количестве, определяемом специальной инструкцией.

5. Вопросы для самостоятельной проработки

1. Назначение системы питания топливом основных двигателей и

двигателя BCУ.

2. Какие марки топлива применяются в топливных системах?

3. Назначение системы дренажа топливных баков.

4. Назначение системы перекачки топлива.

5. Способы заправки топливом.

6. Преимущества заправки топливом под давлением.

7.Способы слива топлива.

8. Работа топливной системы.

9. Назначение и работа системы подачи противообледенительной

жидкости.

10.Характерные отказы и повреждения топливной системы. 11.Основные работы по техническому обслуживанию топливной система.

Литература

1. 
   Смирнов Н.Н. Техническая эксплуатация летательных аппаратов. М.: МГТУ ГА, 1994.
2. 
   Яковлев Ю.А. Самолёт Ил-86. Конструкция и лётная эксплуатация. Учебное пособие. М.: Воздушный транспорт, 1992.
3. 
   Смирнов Н.Н., Жорняк Г.Н., Уриновский Б.Д. Введение в специальность. Техническая эксплуатация самолётов и двигателей. Ч.2. Учебное пособие. М.: МГТУ ГА, 1992.
4. 
   Машошин О.Ф. Особенности конструкции и технической эксплуатации шасси самолёта Ту-154. Методические указания по проведению практических работ по дисциплине «Введение в специальность». М.: МГТУ ГА, 1996.
5. 
   Степанов С.В. Топливная система самолёта Ту-154. Техническое обслуживание. Методические указания по проведению практических работ по курсу «Введение в специальность». М.: МГТУ ГА, 1996.
6. 
   Жорняк Г.Н. Гидравлическая система самолёта Ту-154. Методические указания по проведению практических работ по курсу «Введение в специальность». М.: МГТУ ГА, 1994.

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

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.

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

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 <.