2.7. Топливные системы

2.7.1. Сорта реактивных топлив Авиакеросины

Топливо Т-1, которое получают в основном из малосернистых нефтей, содержит значительное количество нафтеновых углеводородов и отличается более высокой плотностью по сравнению с другими широко распространенными сортами авиационного керосина (по техническим нормам плотность при 20°С не ниже 0,800 г/см³, фактически 0,800-0,830 г/см³).

Наиболее широко применяется топливо ТС-1 (буквы в его марке означают «топливо сернистое»). Топливо ТС-1 имеет меньшую плотность (не ниже 0,775 г/см³ при 20° С), и обладает большей коррозионной активностью.

Топлива ТС-1 и Т-1 (особенно Т-1) обладают недостаточной термической стабильностью. Их заменой может служить термостабильное топливо сорта Т-7. Оно вырабатывается из той же нефтяной фракции, что и ТС-1, путем гидроочистки (очистки водородом) от нестабильных и коррозионно-активных примесей.

Унифицированный сорт топлива РТ предназначен для реактивных двигателей дозвуковой авиации и сверхзвуковой с ограниченной продолжительностью полета. По нормам фракционного состава топливо РТ соответствует авиакеросинам как сорта Т-1, так и сортов ТС-1 и Т-7. Плотность топлива РТ установлена не ниже 0,775 г/см³ при 20°С.

Широкофракционное топливо

Топливо Т-2, имеет широкий фракционный состав т.к. оно является смесью керосина и бензина. Увеличение его производства в случае необходимости может обеспечить значительное повышение выхода реактивного топлива из нефти. Топливо Т-2 имеет меньшую плотность (не ниже 0,755 г/см³ при 20°С) и вязкость; худшие противоизносные свойства и более высокое давление насыщенного пара, способствующее возникновению кавитации в топливной системе самолета. Вследствие недостатков топлива Т-2 его применение приводит к уменьшению ресурса двигателя и снижает высотность ЛА.

Топлива с присадками

Для существенного улучшения термической стабильности (сохранение свойств при повышенных температурах) и противоизносных свойств реактивных топлив используются специальные присадки, которые вводятся в топлива при их производстве. Соответствующие марки топлив с присадкой обозначают ТС-1ТП, Т-2ТП, Т-7ТП и ТС-1П, Т-2П, Т-7П. Широкофракционные топлива Т-2ТП и Т-2П по противоизносные свойствам не уступают авиакеросинам и не требуют сокращения срока службы топливных насосов и авиадвигателей (ресурс отсчитывается час за час).

Утяжеленные керосины.

Для сверхзвуковых самолетов предусмотрено гидрированное топливо Т-6 утяжеленного фракционного состава. Плотность его при 20°С не менее 0,840 г/см³. Высокая температура начала кипения (не ниже 195°С) и удаление из этого топлива нестабильных и коррозионно-активных веществ обеспечивают нормальную работу топливной системы самолета и двигателей при длительных сверхзвуковых полетах в высотных условиях, при котором топливо нагревается до 100…150 °С и выше. Близкое по фракционному составу топливо Т-5 с плотностью при 20 °С не менее 0,845 г/см³, не подвергаемое гидроочистке, уступает топливу Т-6 по термостабильности. Это топливо пригодно только для кратковременных полетов. Высокая вязкость топлив Т-6 и Т-5 при отрицательных температурах не позволяет использовать их на тех двигателях, топливная аппаратура которых рассчитана на применение обычных керосинов и топлива широкофракционного топлива.

2.7.2. ПОТРЕБНЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ

В общем случае масса топлива составляет 30…60 % взлетной массы самолета. Изменение массы топлива для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз) для транспортных самолетов в зависимости от взлетной массы самолета показано на рис. 2.10. Эти зависимости действительны для самолетов, как с турбореактивными, так и с поршневыми двигателями. В связи с ростом требований, предъявляемых к самолетам по скорости и высоте полета, и увеличением сложности задач по навигации и применению для самолетостроения характерна тенденция к увеличению взлетной массы самолетов. При этом увеличивался и запас топлива на самолетах, масса топлива М_т, стала занимать большую часть взлетной массы самолета М _взл

Масса потребного количества топлива на борту самолета может быть оценена несколькими способами в зависимости от требуемой точности.

Наибольшая точность расчета количества топлива на выполнение программы полета М_пр достигается при использовании зависимости:

М_пр= , (а)

где C_уд- удельный расход топлива, ;

Р – тяга двигателя, Н; τ - время полета, час.

В этой формуле C_уд и Р представляют собой функции высоты и скорости полета, которые находятся из барограммы (графика) полета.

Рис.2.10 Изменение массы топлива М т в зависимости от взлетной массы самолета Мвзл для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз), для военно-транспортных самолетов и бомбардировщиков (без внешних подвесок): 1- военно-транспортных самолетов,2 – бомбордировщиков, 3 - истребителей

Все время полета дробится на интервалы с шагом ∆τ, в пределах которого берутся средние значения C_уд и Р, что и определяет необходимый запас топлива на выполнение программы полета.

Тогда М_т= М_пр+М_аэр+М_доп. (б)

Здесь М_аэр – аэродинамический запас топлива, соответствующий одному часу полета на крейсерском режиме; М_доп – дополнительное топливо, расходуемое на прогрев двигателей, рулежку и ожидание взлета.

Для прикидочной оценки количества топлива на выполнение полета можно воспользоваться формулой:

М_пр= кг, (в)

где Р_ср – осредненная тяга двигателей на всей дальности полета L,

H_u – теплотворная способность топлива,

η_су – полный КПД силовой установки составляет (15…25) %.

Общий запас топлива, как и в предыдущем случае, определится по формуле (б).

В общем случае запас топлива на борту самолета можно записать:

М_т=A_т М_пр.

Коэффициент A_т зависит от типа, назначения и программы полета самолета и может использоваться для оценки топливных систем самолетов одинакового назначения. Он показывает, какой дополнительный резерв топлива необходимо размещать на борту самолета для обеспечения соответствующего уровня безопасности полетов. В общем случае, для самолетов-истребителей этот резерв может составить 7-10% от топлива, необходимого для выполнения программы полета (A_т= 1,07…1,1), у транспортных самолетов коэффициент A_т= 1,2…1,21. В зависимости от общего запаса топлива на борту величина его резерва может составить сотни и тысячи килограммов, поэтому желательно его регламентировать и контролировать.

Некоторые соотношения масс силовой установки:

-масса топлива на самолете 100% ;

-масса конструкции топливной системы 8…9% ;

-масса не вырабатываемого остатка топлива 1,5…2,5% ;

-масса не сливаемого остатка топлива 0,3…0,4% .

2.7.3. РАЗМЕЩЕНИЕ ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ

Размещение на самолете отсеков для топливных баков производится при компоновке самолета, при этом масса топлива в отсеке определяется как

M_т=ρ(W₀-W_св.-W_a-W_ст.-W_м.б.)=W_т ρ,

где

W₀ - 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 / W₀.

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 пассажирских и 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, покрываемые 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 и необходимостью увеличения объема. Они имеют относительно большую высоту, что способствует более полной выработке топлива. Для дополнительного увеличения запасов топлива на борту применяются подвесные топливные баки.

Подвесные топливные баки на самолетах со стреловидным крылом могут устанавливаться как под фюзеляжем, так и под 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 его разгрузкой.

Емкость подвесных топливных баков колеблется от 500 л до 5000 л; на некоторых типах самолетов, например бомбардировщике В-58, где подвесной топливный бак выполнен в виде контейнера, подвешиваемого под фюзеляжем, достигает объема 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 (опробование, запуск, руление, взлет, набор высоты, полет над своей территорией и т. д.). При необходимости на ответственных участках траектории (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, и их емкость, 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 V₁ и V₂ соответственно передних и задних баков (относительно центра масс самолета) равны между собой.

В этом случае расход топлива, при поддержании постоянной центровки самолета, должен производиться при равенстве расходов из передних и задних баков (Q₁= Q₂). При этом расход топлива из каждого бака должен быть пропорционален расходу топлива на двигатель:

Q_1,2 = ,

где 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.

Несимметричное расположение, когда объемы баков и их расстояние до центра масс самолета не равны, а равны только моменты масс баков:

ρV₁X₁ = ρV₂X_2.

При несимметричном расположении топлива, если не требуется компенсация центровки для сохранения равенства моментов, например при десантировании грузов, расход топлива производится или непрерывно пропорционально закону:

Q₁= или Q₁ = Q₂.

или отдельными порциями в границах заданного поля центровок.

На самолетах, где топливо должно вырабатываться несимметрично, перекачка топлива производится с преимущественным расходом топлива из передних или задних баков (наиболее удаленных от центра масс самолета).

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=35⁰…40⁰) 0,26…0,30;

самолеты со стреловидным крылом (χ=50⁰…55⁰) 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 размещения части топлива, так и для подачи этого топлива к двигателям. Выработка топлива из расходных баков осуществляется после опорожнения основных баков. Кроме того, установленная в расходных баках 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 них 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) обеспечить дегазацию топлива, поступающего в расходный бак из очередных баков, и таким образом улучшить кавитационные характеристики насосов подкачки;

д) обеспечить частичный отстой топлива, поступающего к двигателям;

е) насосы с повышенной напорностью 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 в определенном порядке, обеспечивая необходимую центровку самолета в полете.

Требования, необходимые 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.

На самолетах-истребителях при отсутствии подвесных сбрасываемых баков начинать перекачку топлива в расходный бак следует из крыльевых баков. Объясняется это малой строительной 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.

2.7.4. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ТОПЛИВНЫМ СИСТЕМАМ

Топливная система (ТС) предназначена для размещения необходимого количества топлива на борту самолета и подачи его к двигателям для обеспечения полета заданной дальности и продолжительности. Топливо может использоваться в качестве хладагента в маслосистемах и системах кондиционирования для охлаждения соответственно масла и воздуха. Кроме того топливо может служить рабочей жидкостью в ряде силовых и автоматических устройств силовой установки (управление створками реактивного сопла, изменение центровки самолета перекачкой топлива и т.д.).

К топливным системам предъявляют следующие основные требования.

1. Надежная подача топлива к двигателю с требуемым расходом и под необходимым давлением на всех допускаемых режимах эксплуатации самолета и двигателя.

2. Высотность ТС должна быть не менее потолка (статического или динамического) самолета.

3. Обеспечение безопасности и живучести системы. С этой целью должно быть предусмотрено использование топлива из любого бака для любого двигателя, резервирование наиболее важных агрегатов, размещение в баках заборных отсеков и другие мероприятия.

4. Автоматическая выработка топлива из баков в заданной последовательности при сохранении центровки самолета в допустимом диапазоне.

5. Закрытая заправка (заправка снизу) баков топливом, для топливных систем с емкостью более 5 м³. Темп заправки должен быть не менее 25 л/с через каждую заправочную точку. При общей вместимости баков менее 5м³ время открытой заправки не должно превышать 10 мин.

6. Слив топлива в полете для самолета, имеющих ограничения по посадочной массе или центровке.

7. Надежный, удобный и непрерывный контроль работы топливной системы на земле и в полете.

8. Защита агрегатов топливной системы от коррозии, обмерзания, микроорганизмов, разрядов статического электричества, перегрева. Обеспечение прочности и вибростойкости.

9. Эксплуатационная технологичность - приспособленность топливной системы к выполнению работ по техническому обслуживанию при минимальных затратах.

Современная топливная система является комплексом систем: обеспечения двигателей топливом; дренажа и наддува топливных баков; управления заправкой и подачей топлива; измерения его расхода и количества.

Систему обеспечения двигателей топливом можно разбить на ряд магистралей:

- подачи топлива к двигателям (в том числе к пусковой топливной аппаратуре и к вспомогательной силовой и компрессорной установке),

- перекачки в расходные и балансировочные баки, перекрестного питания, перепуска, заправки, слива.

2.7.5. СПОСОБЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА К ДВИГАТЕЛЯМ