5.4 Система дренажа топливных баков.

Система дренажа и наддува топливных баков предназначена для поддержания давления внутри бака в определенных пределах, обеспечения надежного питания топливом двигателя, безопасной заправки и слива топлива.

Требования, предъявляемые к системе дренажа:

1. Система должна поддерживать давление в топливных баках на заданном уровне на всех режимах полета.

2. Вывод трубопроводов системы дренажа должен быть выполнен так, чтобы в случае выброса топлива оно не попадало на элементы конструкции и предотвращалось попадание внешних осадков в топливную систему.

Рисунок 5.3 - Схема системы дренажа

5.5 Система заправки топливом.

Система заправки является промежуточным, связующим звеном между топливной системой самолёта и средствами наземного обслуживания, их взаимодействие должно быть оптимальным по времени и трудозатратам.

Централизованная заправка топливом снизу под давлением состоит из двух частей:

- наземной и самолётной, образующей разветвлённую гидравлическую систему.

Наземная часть системы состоит из бака, топливного насоса с клапаном, ограничивающим давление подачи топлива, фильтра, расходомера, крана, манометра и гибкого шланга с датчиком топлива.

На самолёте размещены: приёмник топлива, клапан (открывается только в период заправки), кран, магистральный трубопровод с дренажным клапаном, открываемым при отсосе топлива из магистрали и шланга после окончания заправки самолёта. К магистральному трубопроводу присоединяются дистанционно управляемые краны подачи топлива в баки.

Рисунок 5.4 Схема заправки топливом

5.6 Система слива топлива на земле и в полете

Слив топлива из баков производится на земле электроприводными насосами через бортовой штуцер централизованной заправки.

Слив отстоя топлива из крыльевых баков осуществляется самотеком через клапаны слива конденсата, установленные в расходных отсеках в нижней панели крыла.

Слив топлива в полете предусмотрен для случая, когда посадочный вес самолета больше допустимого веса при посадке и в случае отказа важных систем, ведущего к невозможности или опасности посадки с топливом на борту. На данном самолете топливо сливают через сливные отверстия на концах крыла. Система имеет расходные топливомеры, измеряющие количество слитого топлива.

Система аварийного слива топлива должна обеспечивать:

– сохранение центровки в допустимых пределах;

– противопожарную безопасность.

Основными требованиями к аварийному сливу топлива являются нормативы на слив топлива:

при сливе до 10000 л – не более 7 минут;

при сливе до 20000 л – 12 минут;

при сливе до 30000 л – 15 минут;

при сливе свыше 30000 л скорость слива должна быть не менее 2000 л/мин.

Рисунок 5.5 – Схема системы слива топлива

5.7 Расчет топливной системы на высотность (расчетная схема, исходные данные)

Топливная система рассчитывается на высотность для случаев, когда необходимо проверить работу магистралей подачи топлива к двигателям в наиболее неблагоприятных условиях полёта. К таким случаям относятся [1]

1. Основной расчётный случай, соответствующий полёту с максимальной скоростью на высоте, ниже потолка на 2-3км. Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полёта максимальна, положение самолёта и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчёт системы производится для упругости паров , соответствующей максимальной расчётной температуре топлива (не ниже +40С).

Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению плотности топлива, увеличению упругости паров, возрастанию скоростного течения топлива в трубопроводах (что приводит к росту гидравлических сопротивлений).

2. Полёт на потолке (проверочный расчёт). Принимается, что двигатели работают на максимальных режимах, а инерционные потери равны нулю.

3. Полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива.

Двигатели работают на максимальном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной (-50 С). В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.

Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос ( ) на двигателе

где – давление на расчётной высоте

– давление, создаваемое в баке за счёт скоростного напора на заданной высоте или за счёт системы наддува баков газом

, – удельный вес и расход топлива;

, – минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчёта

a = n * g ускорение 

– давление насыщенных паров для заданного топлива

– кавитационный запас давления, необходимый для безкавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя;

F – площадь сечения топливопровода

– инерционные потери давления

Результаты расчета на ЭВМ представлены в приложении Б.

Как видим из расчетов, необходимая высотность топливной системы обеспечена для всех расчетных случаев. Определен также диаметр трубопровода, который равен 150 мм.

Рисунок 5.6 – Компоновка системы питания топливом