Способы подачи топлива

На выбор рационального способа 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:, 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. 2.11а ) 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.

Рис2.11. Способы выработки топлива из баков: а – самотеком; б – вытеснением; в–насосом подкачки; 1– заборники воздуха из атмосферы; 2 – баки; 3 – трубопроводы подачи топлива к насосу двигателя; 4– обратные клапаны; 5 – заборник воздуха от компрессора двигателя; 6 – предохранительный клапан; 7 – насос подкачки

Выработка топлива из баков вытеснением (рис. 2.11б) 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. 2.11в) приводит к тому, что баки нагружены в меньшей степени, стенки их могут быть изготовлены более тонкими, а баки – меньшей массы. Бак может быть расположен и ниже насоса подкачки. 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. Для повышения надежности 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 необходимой производительностью 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. 2.12 дана принципиальная схема топливной системы самолета. Она представляет много баковую 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 варьиро ваться не только по номенклатуре самих подсистем, но и по входящим в них агрегатов. Поэтому представленную схему следует рассматривать, как функциональную.

Рис.2.12. Принципиальная сема топливной системы самолета 1 - расходный топливный бак, 2 -фюзеляжный топливный бак, 3. - крыльевые топливные баки, 4 - подвесной топливный бак, 5 - подкачивающая магистраль, 6 - перекачивающая магистраль, 7 - аварийная пере­ливная магистраль, 8 - отсек отрицательных перегрузок, 9 - клапан отсека отрицательных перегрузок, 10 -подкачивающий центробежный насос (ГШН), 11 - двигательный центробежный насос (ДЦН), 12 - обратный клапан, 13-топливный аккумулятор, 14 -топливно-масляный аккумулятор, 15 – термо- клапан, 16-фильтр тонкой очистки, 17 - перекрывной (противопожарный) кран, 18 - датчик расходомера, 19,21 - поплавковые гидроклапаны, 20 - перекачивающий центробежный насос, 22 - топливный клапан с сервоприводом,23 -гидроклапан выработки топлива, 24 - гидроклапан дренажа крыльевых топливных баков, 25 - дренажная магистраль, 26 - предохранительный клапан, 27 - линия командного давления выработки топлива, 28 - линия командного давления дренажа крыльевых топливных баков,29-сигнализатор давления, 30 - датчик аварийного остатка топлива.

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. 2.12). 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 (НП 1) 10 и одним насосом подкачки второй ступени на двигателе (НП 2) 11. При этом НП 1 создает необходимое давление на входе в НП 2, а последний обеспечивает потребное давление на входе в основной насос двигателя (ОНД). Преимуществами такой двухступенчатой подкачки является меньшая суммарная масса НП 1 и НП 2 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.

Рис. 2.13.. Поплавковый клапан 1 - корпус, 2 - клапан-демпфер, 3 - пружина, 4 - прокладка, 5 - крышка, 6 - клапан, 7 - ось, 8 - вилка, 9 - рычаг, 10 - болт, 11 - заклепка, 12 - гайка, 13 - болт, 14 - гайка, 15 - гайка, 16 - кольцо, 17 - манжета, 18 - поршень, 19 -пружина, 20 - клапан, 21 - шпилька

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 16 от 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.

Рис.2.14. Принципиальная поплавкового гидроклапана схема 1 – расходный бак, 2 – шариковый клапан, 3 – пружина, 4 – поплавок, 5 – магистраль отбора давления, 6 – магистраль командного давления, 7 – жиклер.

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. 2.13) 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 топ

Рис.2.15. Принципиальная схема гидроклапана выработки топлива 1 – мембранная коробка, 2 – корпус 3 – пружина, 4 – мембрана, 5 – седло клапана, 6 – клапан, 7 – днище бака

лива 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.

Рис. 2.16. Клапан сброса командного давления: 1 - корпус; 2 - крышка; 3 - клапан; 4 - гайка; 5 - шайба; 6 - мембрана; 7 - пружина

Выработка топлива из бака 4 осуществляется в первую очередь с помощью поплавкового гидроклапана 19 и гидроклапана выработки топлива 23, их принципиальные схемы даны соответственно на рисунках 2.14 и 2.15. При снижении уровня топлива в баке 1 поплавок 4 (см. рис. 2.14) опускается вниз и шариковый клапан 2 перекрывает сброс топлива (отбор последнего осуществляется от насоса 10). Это вызывает рост давления в командной магистрали 6, которая подключена к мембранной коробке 1 гидроклапана (см. рис. 2.15). Под действием избыточного давления мембрана 4, преодолевая усилие пружины 3, открывает клапан 6, чем обеспечивает подачу топлива в расходный бак. При достижении необходимого уровня топлива в расходном баке поплавок 4 (см. рис. 2.14) откроет шариковый клапан, давление в командной магистрали упадет и клапан 23 (см. рис. 2.15) перекроет подачу топлива из подвесного бака. После опорожнения подвесного бака гидроклапан выработки 23 будет находиться в открытом состоянии.

Выработка топлива из крыльевых баков контролируется гидроклапаном 21 и его поплавок установлен на более низком уровне топлива в расходном баке. При уменьшении уровня топлива, ниже заданного, в командной магистрали 28 возрастает давление, которое закрывает клапан 3 (см. рис. 2.16), 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.

2.7.6. ТОПЛИВНЫЕ НАСОСЫ.

Рис. 2.17 Конструктивная схема внутрибакового ЭЦН: 1—электропривод; 2—топливный бак; 3—уплотнительное кольцо; 4—центробежный отражатель; 5—сетка; 6—уплотнительная манжета; 7—вал агрегата; 8—рабочее центробежное колесо; 9—корпус агрегата; 10—дренажный канал; 11—вентиляционный канал

Насосы, применяемые в топливных системах самолетов, должны обеспечивать в зависимости от типа самолета подачу топлива от 0,3 до 100 м³ /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 КПД. 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 КПД.

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, гидротурбинные, гидромоторные и пневмотурбоприводы.

Рис. 2.18.. Принципиальная схема установки и питания струйного насоса I ступени подкачки топлива: 1 - топливный бак; 2 - струйный насос; 3 – подача топлива к двигателю; 4 - трубопровод подачи высоконапорного топлива;5 - электроприводной топливный насос с трубопроводом подкачки топлива от электроприводного насоса

Топливные насосы с приводом от электродвигателя. Насосы с приводом от электродвигателей (рис.2.17) имеют достаточно высокую надежность. В большинстве подкачивающих и перекачивающих топливных насосов на случай выхода из строя привода предусматривается подача топлива самотеком или подсосом последующей насосной ступенью через дополнительные каналы, расположенные вокруг всасывающего патрубка.

Во время нормальной работы насоса давление в отводе повышается и указанные аварийные перепускные отверстия закрываются обратными клапанами (или клапаном), препятствующими утечке топлива обратно в бак.

В качестве привода центробежных насосов наибольшее распространение получили электродвигатели постоянного тока со смешанным возбуждением и трехфазные асинхронные двигатели.

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 пневмотурбопрнводом. 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.2.18. 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 второй ступени подкачки и обеспечивает подачу топлива на режимах приемистости двигателя.

Рис. 2.19. Зависимость к.п.д. струйного насоса от соотношения расходов эжектируемого и эжектирующего топлива (qсм=Ga/Gi) и соотношения площадей смесительного трубопровода и сопла (m=Fа/Fi)

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. 2.19. 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 q₀ = 2,25 и m = 7.75.

Значения КПД струйного насоса (25...27) % могут быть получены только при постоянных значениях коэффициента смешения q _cм 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).

2.7.7 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. 2.20 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.

Рис. 2.20 Зависимость давления насыщенных паров топлива рt от его температуры tтопл на входе в насос двигателя

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).

Рис. 5.13а. Схемы потоков жидкости с воздухом и парами топлива

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 однородной, 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 возникает 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.

2.7.8. 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=Р_вых.- 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. 2.21.). Эта характеристика приводится для данной жидкости при некоторой постоянной 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 упру гость паров топлива р_t на некоторую величину.

Рис.2.21. Кавитационная (высотная характеристика центробежного насоса)

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 (2.1)

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, (2.2)

где Q - подача насоса, м³ /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.

С точки 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 р_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) р_кав =(10…25) кПа. Для ДЦН (промежуточные насосы подкачки, устанавливаемые на двигателе) - р_кав =(60…80) кПа.

Для насосов высокого давления (насосы-регуляторы) - р_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. 2.17).

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.

2.7.9. ОСНОВЫ РАСЧЕТА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Расчет топливной системы сводится к следующему:

- определение потребной массы топлива;

- определение потребной емкости баков с учетом их размещения;

- 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.

Рис 2.22.. Зависимость относительного расхода топлива двигателем от высот и режима работы. 1 – максимальный; 2 – крейсерский.

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 четвертый пункты полностью решаются на этапе эскизной компоновки 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.

Технические требования 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, определяемые из расчетных условий полета (см. рис.3.22);

-наиболее высокие (а иногда самые низкие) расчетные температуры топлива t;

-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 , коэффициент кинематической вязкости , 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). Монтажная 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:

n_у=(+4…-0,5); n_х=±0,3; n_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 ЛА гражданской авиации с работающими НП 1 рекомендуется принять характер изменения объемного расхода топлива по линии а-б-в, соответствующей максимальному режиму, а для расчета высотности с неработающими НП 1 - по линии а-б-г-д, где участок г-д - крейсерский режим.

Расчет ТС подразделяется на два варианта: проектировочный и проверочный.

2.7.10. ПРОЕКТИРОВОЧННЫЙ 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.2.23.

р₁+y₁ρg+ =p₁₁+y₁₁ρg+ +Δp, (2.3)

где p₁- давление в надтопливном пространстве;

V₁- вертикальная скорость перемещения жидкости в баке;

V₁₁- скорость движения топлива на выходе из топливной системы;

Δp - потери давления по тракту подкачивающей магистрали.

Из уравнения массового расхода при установившемся процессе, FVρ= сonst, следует:

Рис. 2.23. Расчетная схема

.

Но F₁>>F₁₁ поэтому V₁<<V₁₁. и V₁=0.

Тогда ( 5.6 ) можно записать:

p₁=p₁₁+(y₁₁- y₁) ρg + +p_трен. +p_местн. +p_ин., (2.4)

где p_трен. , p_местн. , p_ин. соответственно потери давления от трения, от преодоления местных сопротивлений и инерционные давления.

Тогда (2.3) можно записать:

p₁=p₁₁+ (y₁₁- y₁) ρg + +p_трен. +p_местн. +p_ин., (2.4)

где p_трен. , p_местн. , p_ин. соответственно потери давления от трения, от преодоления местных сопротивлений и инерционные давления.

Статическое давление в сечении 1-1определяется давлением атмосферы p_H , соответствующей заданной высоте полета H, и величиной наддува топливного бака p_б.:

p₁ =p_H+p_б..

Наддув баков p_б. не следует делать больше минимально необходимого, так как это вызывает неоправданное увеличение массы баков (или контейнеров - в случае мягких баков) особенно, если в конструкции присутствуют баки с более или менее плоскими стенками.

Для несущих баков наддув можно принять несколько увеличенным, так как влияние внутреннего давления на вес баков в этом случае существенно снижается. Встречаются даже случаи при очень тонкостенных баках или при передаче стенкой бака тяги двигателя, когда повышение внутреннего давления улучшает условия работы конструкции несущего бака и даже приводит к снижению его массы.

Обычно для самолетов с насосной подачей принимается p_{б max} 30 кПа. В случае вытеснительной подачи - p_б. = 80 кПа.

Давление p₁₁ есть ничто иное, как потребное давление на входе в насос (ДЦН или основной насос двигателя) p_{вх потр.} и может быть определено по выражению (2.1) или по имеющимся кавитационным характеристикам насосов.

Выражение (2.4) запишется в следующем виде, если считать левую часть этого уравнения источниками давления, а правую - потерями:

p_H +p_б. = p_{вх потр.}  yg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + , (2.5).

Гидростатическое давление. В случае горизонтального полета гидростатическое давление yg определяется высотой y (см. рис. 2.23). Знак «+» берется в случае принижения уровня топлива в баке относительно выходного трубопровода ТС и в противном случае – знак «-».

В полете с некоторым углом  к горизонту y находится как превышение зеркала топлива в расходном баке над окончанием топливной системы самолета и запишется в следующем виде:

y= -h_топл  , (2.6).

где h_топл -превышение высоты топлива над заборным патрубком бака;

l_x и l_y –проекции длин трубопроводов (при сложной пространственной схеме) на соответствующие координатные оси самолета.

Знаки перед суммой определяются по следующему правилу: если топливо в трубопроводах течет по направлению земного тяготения, то берется знак «-» и в противном случае – знак «+»

Гидравлические потери. Путевые потери давления p_трен. вызываются трением жидкости о стенки трубопровода и выражается:

p_{трен. = ,} (2.7)

где l – длина трубопровода, м;

d - гидравлический диаметр трубопровода, м.

Здесь же для турбулентного течения коэфф. трения , число Рейнольдса Re=Vd/ν, где ν – коэффициент кинематической вязкости топлива при эксплуатационной температуре топлива.

В проектировочных расчетах V принимается равной (1…2) м/с при движении топлива самотеком и 4…7 м/с при насосной подаче. Потребный диаметр d при заданной прокачке топлива Q определится:

d= ,

Полученное значение d округляется до стандартного значения, и далее оценивается p_трен (формула 2.7) по истинным величинам V и λ.

Местные потери. Потери давления, вызванные преодолением местных сопротивлений p_мест.:

p_мест.= ξ_i , (2.8)

где ξ_i- коэффициент местных сопротивлений магистрали системы (принимается для каждого агрегата по справочным данным).

Инерционные давления. Инерционные потери давления р_ин для всей магистрали подкачки записываются:

р_ин.= р_{x ин.}+ р_{y ин.} + р_{z ин.} =ρg[n_x l_x +(n_y-1) l_y +n_z l_z ], (2.9)

где l_x , l_y, l_z - суммарные проекции длин трубопроводов на соответствующие координатные оси самолета.

Инерционные потери давления могут быть как положительными, так и отрицательными в зависимости от направления действия перегрузок n

В направлении осей х и z перегрузки ,обычно, невелики, но длины трубопроводов могут быть большими. Как правило, все же наиболее существенной оказывается перегрузка в направлении оси у, доходящая в отдельных случаях до расчетных значений п_у = 10… 12.

Для расчета необходимо брать предельно неблагоприятный случай, когда все инерционные давления относятся к категории потерь.

После оценки всех составляющих потерь, из уравнения (2.5) можно найти величину источника давления:

p_б. = p_{вх. потр.}  yg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + - p_H . (2.10)

Если полученное значение p_б >30 кПа, то в систему необходимо включить подкачивающий насос с давлением на выходе р_нас.

В этом случае выражение (2.10) примет вид:

р_нас. =p_{вх. потр.}  yg +(p_трен.)₁ +(p_мест.)₁ + ( )₁-( p_H +Dp_б)_. (2.11)

В уравнении (2.11) значения (p_трен.)_1, (p_мест.)₁ и ( )₁ определяются при новых значениях скоростей, соответствующих насосной подаче топлива [принимается V=(4…7) м/с]. Полученное значение р_нас. соответствует одному, расчетному, режиму работы силовой установки.

2.7.11. ПРОВЕРОЧНЫЙ РАСЧЕТ ВЫСОТНОСТИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Проверочный расчет высотности топливной системы на максимальной высоте полета - потолке. Полет на потолке предполагает равномерный и горизонтальный полет. В этом случае инерционные давления р_ин. равны нулю.

Особым случаем расчета топливной системы является проверочный расчет ее высотности на высотах существенно выше статического потолка самолета в связи с тем, что для скоростных самолетов с высокой энерговооруженностью динамический потолок может значительно отличаться от статического.

Для некоторых (например, опытных) самолетов остановка двигателей на предельных высотах, в ряде случаев, допустима, поскольку после выполнения задания самолет может снизиться до умеренных высот, на которых система запуска позволяет произвести надежный запуск двигателей и продолжать полет. Для боевых самолетов необходимость существенного снижения высоты полета для запуска двигателей может полностью уничтожить все преимущества, получаемые за счет превышения статического потолка путем использования накопленной кинетической энергии. В связи с этим и возникает необходимость обеспечения надежной работы топливной системы не только до высоты статического потолка, но и до высот, на которых еще может поддерживаться работа камеры сгорания двигателей при уменьшении М_H полета.

В этом случае расчет сводится к оценке достаточности давления топлива на входе в основной насос двигателя, когда в уравнении (2.11) p_{вх. потр.} становится располагаемым давлением р_вх.рас :

p_{вх. рас.}= ( p_H +p_б +p_нас.) - (  yg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + ), (2.12)

Очевидно, необходимым условием будет:

р_вх.рас > p_{вх. потр.}

Отдельным случаем может служить расчет по определению предельной высоты полета, которой можно достичь уменьшением массы самолета за счет демонтажа определенного оборудования, тогда уравнение (5.15) необходимо решить относительно p_H :

( p_H)_min = p_{вх. потр.}  yg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + - (p_б.+ p_нас. ). (2.13)

По полученному значению (p_H)_min в соответствии с международной стандартной атмосферой (МСА) находится максимальная высота H_max.

2.7.12. ДРЕНАЖ И НАДДУВ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ

Система дренажа соединяет надтопливное пространство баков с внешней атмосферой и предназначено для создания избыточного давления в надтопливном пространстве для улучшения кавитационных характеристик насосов и выравнивания его во всех топливных баках во избежание несанкционированного (нештатного) перетекания топлива из баков. В ряде случаев некоторые трубопроводы дренажной системы используются для подвода воздуха под повышенным давлением в баки (подвесные, крыльевые) для выработки топлива из них методом вытеснения.

Сообщение надтопливного пространства с атмосферой необходимо при заправке баков топливом для удаления воздуха из баков, исключая противодавления воздуха при заполнении баков; при изменении высоты полета для поддержания постоянного перепада давлений между надтопливным пространством и внешней атмосферой и т.д. Избыточное давление в баках необходимо для улучшения кавитационных характеристик насосов и сохранения формы и прочности баков. Его величина создается за счет скоростного напора, поддавливания баков воздухом, отбираемым от компрессора двигателя или от баллонов со сжатым нейтральным газом. Системы дренажа и наддува топливных баков работают совместно и всегда рассматриваются в единстве.

Воздушный поток подается в баки или от компрессора двигателя, или из баллонов, или от воздухозаборника скоростного напора. В зависимости от типа и назначения самолета системы могут быть открытого, закрытого или комбинированного типа.

В открытых системах наддув баков осуществляется скоростным напором с помощью воздухозаборника, выведенного в верхнюю часть фюзеляжа. На маневренных самолетах предусматривается пространственная петля, играющая роль гидрозатвора при отрицательных перегрузках.

В остальных случаях дренажный трубопровод должен быть свободен для прохода воздуха, поэтому его прокладка производится без каких-либо перегибов и петель, в которых возможно скопление воды и других посторонних включений. Целесообразность применения в системе дренажа и наддува редукторов, жиклеров, предохранительных, обратных клапанов и других элементов автоматики определяется требованиями надежности, допустимыми величинами расхода воздуха (нейтрального газа), массой, стоимостью изготовления и эксплуатации. Во всех случаях необходимо учитывать опасные последствия выпадения влаги и образования льда на регулирующих и дозирующих элементах автоматики дренажа и наддува.

В системах закрытого типа подвод газа (как правило, нейтрального) производится от автономного баллона высокого давления через редуцирующую систему.

Комбинированные системы представляют совокупность открытой и закрытой систем, при этом перед врезкой трубопровода от баллона высокого давления на открытой магистрали устанавливается обратный клапан. Последний обеспечивает подачу воздуха в систему при значительных скоростных напорах и исключает сброс давления из баков, когда давление от скоростного напора мало и наддув баков осуществляется от баллонов со сжатым газом.

Рис. 2.24. Схемы дренирования нескольких баков: а,-от скоростного напора; б- от скоростного напора или из баллонов; 1-приемник воздуха из атмосферы; 2-петля воздуховода с дренажным жиклером; 3,5-топливные баки; 6-трубопровод подачи топлива в двигатель; 7-баллон с нейтральным газом; 8-редукционный клапан: 4, 9, 11-обратные клапаны; 10-предохранительный клапан

На рис. 2.24. приведена схема дренирования и наддува, обеспечивающие одинаковое давление в баках. Атмосферный воздухозаборник представляет собой трубопровод, установленный против потока воздуха на внешней поверхности обшивки фюзеляжа так, чтобы в полете был постоянный подпор воздухом надтопливного пространства баков. Величина располагаемого давления зависит от скорости полета и конструкции заборника. Параллельно с линией скоростного напора имеется линия поддавливания баков от баллона со сжатым нейтральным газом, который редуцируется до давления поддавливания и поступает в баки. От возможного превышения давления в баках в дренажной магистрали устанавливается предохранительный клапан.

При быстром снижении самолета в надтопливном пространстве баков может возникнуть разрежение (по сравнению с окружающим атмосферным давлением), что может привести к потере их устойчивости и к возможному разрушению. Для предотвращения этого в линию наддува дренажной системы до предохранительного клапана устанавливают вакуум-клапан, который при возникновении отрицательного перепада открывается и пропускает воздух на атмосферы внутрь баков, выравнивая внутрибаковое давление с атмосферным.

На стоянке самолета дренажная система должна обеспечивать связь надтопливного пространства баков с атмосферой. Обычно это осуществляется через жиклеры небольшого сечения. Такая связь необходима для выравнивания давления при изменении атмосферного давления и температурных условий.

2.7.13. СИСТЕМА ЗАПРАВКИ ТОПЛИВОМ

На самолетах применяются два вида заправки: открытая и централизованная.

Открытая заправка обеспечивает заполнение топливом бака или группы баков через открываемую заливную горловину бака, расположенную в верхней его точке. Заправка осуществляется вручную оператором через заправочный пистолет, вставляемый в горловину бака. Темп заправки определяет оператор, регулируя проходное сечение заправочного пистолета. Обычно заправляют «под пробку», оставляя необходимый свободный объем на случай теплового расширения топлива.

Централизованная заправка осуществляется под давлением через топливный приемник, расположенный в нижней части самолета, в месте, удобном для подключения заправочного шланга. Централизованная заправка всех топливных баков системы или ее части производится в определенной последовательности заполнения топливных емкостей, обеспечивающей необходимую центровку самолета.

Централизованная система обеспечивает наибольший темп заправки и чистоту топлива в баках. Обычно топливная система заправляется полностью, но для проведения кратковременных проверочных полетов производится частичная заправка топливом. Во избежание образования конденсата в баках на стоянках самолета, баки должны быть полностью заправлены топливом.

В процессе заправки топливом необходимо выполнять условия, предотвращающие возможное образование искры разряда статического электричества.

1. Перед заправкой и в процессе заправки самолет и топливозаправщик должны быть надежно заземлены.

2. Для предотвращения чрезмерной напряженности поля (возрастающей во время заправки), что может привести к электрическому разряду, все трубопроводы и агрегаты топливной системы должны быть металлизированы с корпусом самолета.

Дозаправка самолета топливом в полете осуществляется от самолета-заправщика и может существенно увеличить как время пребывания в воздухе, так и дальность полета. Широкое применение получили две системы подачи топлива: а) с помощью гибкого выпускаемого с самолета-заправщика шланга; б) телескопической штанги, шарнирно закрепленной в хвостовой части фюзеляжа заправщика.

Процесс заправки посредством шланга происходит следующим образом. Танкер разматывает шланг на длину несколько десятков метров с установленном на конце с воздухопроницаемым конусом. Оба летательных аппарата сближаются друг с другом. Заправщик выдерживает постоянную скорость и высоту. Заправляемый самолет занимает позицию сзади и несколько ниже танкера. После стыковки магистралей подачи происходит подтягивание шланга на (2…3)м с целью устранения его провисания и уменьшения колебаний. Подача топлива в баки заправляемого самолета начинается после завершения всех операций стыковки и контроля. По окончании заправки скорость заправляемого самолета уменьшается и под действием растягивающих усилий топливоприемник разъединяется от заправочной магистрали самолета-заправщика.

Производительность насосов систем дозаправки составляет 500…5000 л/мин. при давлениях 300…500 кПа.

Заправка с помощью штанги. Данный способ осуществляется при помощи самолётов-заправщиков, оборудованный заправочными штангами. В рабочем состоянии штанга представляет собой телескопическую трубу длиной около 20 метров, шарнирно закреплённую в хвостовой части заправщика. На штанге расположены V-образные рулевые поверхности (крылышки), благодаря которым штанга в выпущенном состоянии, не влияя на аэродинамику заправщика, может перемещаться в пространстве.

Процесс заправки сходен с заправкой при помощи шланга, но есть и некоторые существенные отличия. Они состоят в том, что после сближения и выравнивания скорости заправляемый самолёт занимает позицию снизу и немного сзади заправщика. Затем оператор заправочной станции, управляя рулевыми поверхностями на штанге, стыкует её с заправочной горловиной. После стыковки топливо под давлением подаётся в баки заправляемого самолёта.

После окончания заправки происходит расцепление штанги от заправочного узла за счет снижения скорости заправляемого самолета. Длина штанги сокращается, подтягивается к фюзеляжу и фиксируется в убранном положении. Весь процесс заправки управляется и контролируется оператором, находящимся в кабине хвостовой части фюзеляжа.

Ввиду того, что штанга достаточно велика, её устанавливают только на крупные самолёты-заправщики. Современные заправочные установки позволяют перекачивать топливо со скоростью до 4500 литров в минуту, что позволяет заправлять не только лёгкие самолёты, но и бомбардировщики, транспортные и другие тяжелые самолёты.

В линию дозаправки в воздухе входят убирающийся приемник топлива, клапаны заправки, система сигнализации готовности к заправке, прохождения процесса заправки, завершения заправки, а также система продувки шланга и заправочных магистралей во избежание выброса остатков топлива.

2.7.14. СИСТЕМЫ СЛИВА ТОПЛИВА

Слив топлива из топливных систем самолетов предусматривается:

- частично в полете на некоторых типах летательных аппаратов, когда их посадочная масса больше допустимой.

- из всех баков (или отдельных баков) на земле при выполнении регламентных работ на стоянке путем отсоса его топливозаправщиком; или удалении отстоя топлива

Слив топлива в полете необходим в случае вынужденной посадки через небольшой промежуток времени после взлета для уменьшения массы самолета при посадке, для повышения пожарной безопасности в случае посадки с отказавшими шасси, двигателем или системой управления, когда топливо сливается до аварийного остатка в расходном баке. Слив осуществляется за счет давления наддува или насосами двигателя и электроприводными насосами и должен обеспечивать безопасность полета. Применение того или иного способа зависит от компоновки летательного аппарата, размещения баков и двигателей. Топливо в баках, расположенных вдали от двигателей, сливается самотеком или поддавливанием. Из баков, расположенных вблизи работающих двигателей, для уменьшения пожарной опасности топливо необходимо перекачивать в безопасное место слива, например, в конец крыла. Последовательность слива топлива из баков обычно соответствует порядку выработки при нормальном полете.

Слив топлива из топливной системы на стоянке путем отсоса его топливозаправщиком используется при выполнении ремонтных работ, работ по проверке порядка выработки топлива из баков, для тарировки топливных емкостей, отстоя выделившейся из топлива воды и т. д.

2.7.15. ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКИИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Топливные баки. В зависимости от типа самолета, тепловых режимов работы конструкции, расположения на самолете применяются мягкие топливные баки, баки-отсеки и металлические подвесные баки.

Мягкие топливные баки изготавливаются путем выклейки на разборных формах по размерам и конфигурации, соответствующим контейнеру-отсеку, в который помещается бак. Стенки бака выклеены из резины, снаружи обклеены армированной тканью, препятствующей растяжению резины. После выклейки на основе сырой резины бак проходит вулканизацию. Резиновые штуцера, металлическая арматура для крепления заливных горловин, датчиков топливомеров, фланцев насосов, крышек монтажных люков и узлов крепления баков к контейнерам-отсекам вулканизируются резиной. Резиновый мягкий бак передает нагрузки от топлива, наддува бака, инерционных сил топлива на стенки контейнера. Стенки баков выполняют лишь функции герметичной емкости.

Мягкий бак, как правило, монтируется через небольшие люки, расправляется по стенкам контейнера и крепится вклеенными штырями (или другими элементами) к стенкам контейнера. Деформация стенок мягкого бака не допускается.

Мягкие резиновые баки удобны в эксплуатации (не подвержены воздействию вибраций) и достаточно легки, но их применение ограничено температурными условиями и относительно непродолжительным ресурсом.

Баки-отсеки. Они представляют собой герметический отсек конструкции самолета (крыла, фюзеляжа) использующихся в качестве топливных баков. Герметизация отсеков осуществляется либо за счет свариваемых элементов либо за счет применения термо - и топливостойких герметиков. Это позволило снизить массу самолета и увеличить число емкостей, заполняемых топливом.

Сварная конструкция отсеков, выполненных из легких алюминиевых материалов или высокопрочных, коррозионно-стойких сталей, прочна в эксплуатации и легко ремонтируется сваркой в случае появления течи топлива.

Баки-отсеки, выполненные сборочными процессами, состоят из панелей внешней обшивки и стенок. Отдельно стенки бака и панели герметизируются нанесением герметика на их внутреннюю поверхность. Последующее соединение панели со стенками бака производится болтами с герметизирующим уплотнением, создаваемым запрессовкой герметика в канавку. Герметичные баки-отсеки для размещения топлива находят все более широкое применение на всех самолетах.

Подвесные баки применяются для увеличения дальности полета. Обычно они сбрасываются, но при необходимости самолеты могут совершать посадку с пустыми подвесными баками. Размеры и формы подвесных баков и места их крепления на самолете определяются грузоподъемностью самолета, его устойчивостью в полете и другими факторами. Часто подвесные топливные баки по условиям обеспечения центровки самолета разделены на отсеки для обеспечения заданной очередности выработки. Сброс подвесного бака сопровождается срабатыванием пиротолкателя, который отбрасывает бак от самолета во избежание повреждения самолета отделяющимся подвесным баком. Подкрыльевые подвесные баки при поддаче команды сбрасываются одновременно. Обычно топливо из подвесных баков перекачивается в топливные баки самолета под давлением воздуха от компрессора двигателя, подаваемого в подвесной бак, что является наиболее простым и дешевым способом.