4.2. Топливная система турбореактивного двигателя (трд)
Системы топливоподачи служат для подачи в двигатель топлива, находящегося в баках летательного аппарата, в требуемом количестве. Они обеспечивают также надлежащее распыливание топлива при вводе его в камеры сгорания. Системы топливоподачи дополняются системами автоматического регулирования, точно дозирующими подачу топлива в двигатель в зависимости от заданного режима работы, высоты и скорости полета.
В современных воздушно-реактивных двигателях применяются исключительно углеводородные топлива прямой перегонки (низшая теплота сгорания — 43 000 кДж/кг, плотность при t=+20° С равна ρ=770...850 кг/м3).
Величина потребной подачи топлива в двигатель достигает: минимальная — 300—400 кг/ч, максимальная — 10 000— 30 000 кг/ч и более. Она изменяется в зависимости от режима работы, высоты и скорости полета. Для малогабаритных беспилотных летательных аппаратов диапазон подач топлива – в десять раз меньше.
Системы топливоподачи работают в большом диапазоне температур топлива. При длительном полете на больших высотах с дозвуковыми скоростями топливо охлаждается в баках до температуры -50° С. При полете в стратосфере со скоростью, соответствующей числу М = 3, температура топлива в баках становится равной 120—150° С и выше.
В качестве примера рассмотрим систему топливопитания ТРД TJ 100 S
4.2.1. Описание двигателя
Общие сведения
Турбореактивный двигатель TJ 100 S сконструирован и производит-ся в качестве силовой установки с тягой как минимум 1000 Н, предназначенной, прежде всего, для беспилотных летающих аппаратов (рис.4.3 – 4.5).
ТРД TJ 100 S является одновальным воздушно-реактивным двигателем с одноступенча-тым центробежным компрессором, кольцевой камерой сгорания, одноступенчатой осевой турбиной и выхлопным (реактивным) соплом. Во входной части компрессора соосно встроен бесщеточный стартер-генератор, позволяющий производить запуск двигателя от бортовой сети и генерировать электроэнергию во время работы двигателя.
Всасываемый воздух сжимается в центробежном рабочем колесе компрессора и через радиальный и осевой диффузоры поступает в камеру сгорания, где смешивается с топливом, распыляемым топливными форсунками.
-
Рис.4.3. Двигатель ТРД TJ на испытательном стенде
Рис.4.4. ТРД TJ 100 S на планере «BLANIK
Рис.4.5. Расположение приборов и узлов на двигателе TJ 100 S
Продукты сгорания, возникающие при сжигании топлива в камере сгорания, расширяются и проходят через одноступенчатую осевую турбину, далее выбрасываются через выхлопное сопло в атмосферу, тем самым, создавая тягу двигателя. Осевая турбина обеспечивает привод колеса компрессора, расположенного с ней на одном валу.
Ротор двигателя установлен на 2-х шарикоподшипниках, смазываемых маслом под давлением. Уплотнение масляной полости подшипников обеспечивается лабиринтными уплотнениями.
Расположение приборов и устройств на двигателе показано на рис.4.5.
4.2.2. Характеристики топливной системы
Различают топливную систему летательного аппарата и систему топливоподачи двигателя. Будем сматривать последнюю.
Основные технические параметры
В условиях международной стандартной атмосферы (МСА) на уровне моря двигатель обладает следующими статическими параметрами
Параметр |
Единицы |
Максим. взлетный |
Режим работы |
||
Номинал |
Крейсерский |
Холостой |
|||
Обороты двигателя |
% |
100 |
97 |
91 |
-50 |
Тяга |
Н |
1100±20 |
950-30+50 |
≥700 |
< 160 |
Уд. расход.топлива.* |
кг/Н/час. |
< 0,122 |
< 0,121 |
< 0,122 |
<0,28 |
Время работы |
мин. |
≤5 |
≤30 |
постоянно |
постоянно |
Температура выхлопа. газов |
°С |
<770 |
< 750 |
< 700 |
< 500 |
* действительно для топлива с теплотворной способностью 43,5 МДж/кг. |
|||||
Дополнительные данные
Диапазон рабочих оборотов двигателя:
- обороты холостого хода ~ 30 000 мин.-1
- максимальные обороты (100%) 58 000 - 60 000 мин.-1
Расход воздуха на максимальном взлетном
режиме в условиях МСА : . ~ 1,8 кг/сек.
Минимальные обороты двигателя ~ 30 000 мин.-
Предельные обороты двигателя ~ 61 200 мин.-1
Объем масляного бака на отметке MAX 430 мл
MIN 370 мл
Общий объем бака 480 мл
Расход масла во всем диапазоне рабочих условий макс. 150 мл/час
Расход масла при стендовых испытаниях макс. 60 мл/час
Минимальное давление масла на входе в подшипники
на рабочем режиме .~65 кПа
Габаритные размеры двигателя:
- наибольший диаметр корпуса двигателя 272 ± 0,5 мм
- длина двигателя, включая сопло 1045 ± 3 мм
Рабочие жидкости
Топливо - авиационный керосин TС-1, T2, РT согласно ГОСТ 10227 - 86;
JET A, JET A-1, JET В согласно DERD 2494
Чистота топлива должна соответствовать. классу 10-11 согласно ГОСТ 17216-71 или 7-8 согласно NAS 1638.
Масло - турбинные масла 5cSt - MOBIL JET OIL II, AEROSHELL TURBINE
OIL 560 согласно MIL-L-23699
3cSt - AEROSHELL TURBINEOIL 390
Чистота масла должна соответствовать классу 14 согласно GOST 17216-71 или 10 согласно NAS 1638.
Рабочие условия
Запуск двигателя гарантирован в диапазоне:
- температур наружного воздуха от -30°С до + 45°С
- высоты над уровнем моря от 0 до 4 000 м
- скорости полета от 0 до 0,3 М
Работа двигателя гарантирована в диапазоне:
- температур наружного воздуха от - 40°С до + 45°С
- высоты над уровне моря от 0 до 8 000 м
- скорости полета от 0 до 0,8М
Рабочая температура жидкостей на входе в двигатель:
- масло 5cSt от - 20°С до + 145°С
3cSt от - 30°С до + 135°С
- топливо от - 40°С до + 60°С
Давление и величины расхода топлива:
- оборудование планера должно обеспечить достаточную подачу топлива на входе в двигатель, давление ppi должно находиться в диапазоне от - 20 кПа до + 50 кПа;
- максимальный расход топлива достигает 220 л/час.