книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

Когда уровень топлива в баках превышает уровень нормаль­ ной заправки, топливо, воздействуя на мембрану предохрани­ тельного устройства, дает сигнал на закрытие отсечного кра­ на 27.

Во избежание явления гидроудара при закрытии перекрывных и отсечных кранов закрытие их должно быть плав­ ным. Но, с другой стороны, время закрытия кранов должно быть таким, чтобы не нарушать режима заправки, так как чрезмерно медленное их закрытие может привести к недопусти­ мому повышению давления в отдельных баках и их разруше­ нию.

362. Дозаправка самолетов в полете может осуществляться или сразу после взлета с неполным запасом топлива или на маршруте после израсходования определенной части топлива. Дозаправка сразу после взлета позволяет самолету, имеюще­ му неполный взлетный вес, сократить длину разбега или уве­ личить вес полезной нагрузки.

Дозаправка на маршруте значительно увеличивает даль­ ность полета. В настоящее время применяются три способа до­ заправки топлива в полете:

—с применением тросов и гибких шлангов;

—с применением шланга и конуса;

—с применением жесткой телескопической трубы.

Основные требования к заправочному оборудованию само- лета-заправщика и заправляемого самолета следующие:

—минимальное время заправки;

—обеспечение стабилизации положения контактных уст­ ройств в потоке воздуха;

—надежное автоматическое соединение и разъединение контактных устройств с учетом возможности повторной сцепки для заправки;

—обеспечение пожарной безопасности дозаправки;

—малые вес, габариты и потребляемые мощности обору­ дования дозаправки при достаточной прочности и эластично­ сти гибких шлангов дозаправки при низких температурах;

—обеспечение выравнивания давления в баках в процессе заправки дренажной системой в пределах установленных вели­

чин на всем диапазоне высот и скоростей, при которых допус­ кается дозаправка,и др.

363. При заправке топливом в полете с применением тро­ сов и гибких шлангов (фиг. 16.19) самолет-заправщик прист­ раивается к заправляемому самолету сбоку с некоторым пре­ вышением. Оба самолета выпускают тросы. Трос заправщика оттянут грузом вниз, а трос заправляемого самолета оттянут парашютом назад. Заправщик перемещается таким образом, чтобы тросы пересекли друг друга, при этом происходит сцеп­ ление тросов посредством специального зажима, выполненного

400

на тросе заправщика. Далее при помощи лебедки производит­ ся втягивание троса внутрь заправляемого самолета. Из само- лета-заправщика вытягивается гибкий шланг, прикрепленный к тросу. Когда датчик топлива, -смонтированный на конце шланга, доходит до контактного устройства, происходит гер­

метичное соединение шланга с приемником топлива заправляе­ мого самолета и начинается перекачка топлива.

После окончания заправки шланг отцепляется от приемни­ ка топлива. Конец шланга, к которому присоединен трос от за­ правляемого самолета, отходит по мере выпуска троса от са­ молета на определенное расстояние, после чего происходит рас­ цепка конца шланга с тросом. При таком способе заправки не­ обходима затрата сравнительно большого времени и наличие опытных операторов на обоих самолетах. Кроме того, из-за большого сопротивления шланга ограничена допустимая ско­ рость полета при заправке.

Этот способ упрощается и ускоряется при наличии на за­ правляемом самолете захвата с автоматически действующей контактной головкой. В этом случае заправляемый самолет, подойдя вплотную к провисающему под небольшим углом шлан­

ный захват с помощью электромагнита. Далее при помощи ле­ бедки производится подтягивание шланга. В захвате датчик фиксируется замком, который, закрываясь, включает механизм контактирования, и шланг соединяется с приемником топлива, после чего начинается заправка. При изменении расстояния меж­ ду самолетами шланг или подтягивается лебедкой, или, на­ оборот, выпускается на необходимую величину.

364. Заправка с применением шланга и конуса (фиг. 16.20).

Заправляемый самолет пристраивается в хвост заправщику с некоторым принижением. Заправщик выпускает шланг 1 с ко­

с замком и клапаны. В носовую часть заправляемого самолета вмонтирована выдвижная заправочная (приемная) труба (штанга), длина которой обычно 1—2 м. Летчик заправляе­ мого самолета попадает трубой в конус, и происходят автома­ тическое сцепление трубы 2 с зажимной головкой конуса и от­

крытие клапана 5. В кабине самолета-заправщика загорается сигнальная лампочка готовности к перекачке топлива. Включе­ ние пружинного замка головки при соединении трубы с кону­

скопической трубы (фиг. 16.21). Заправляемый самолет прист­ раивается с некоторым принижением сзади к заправщику и продолжает полет на равной с заправщиком скорости.

402

Телескопическая труба 1, установленная на заправщике, име­ ет на конце датчик 4. Труба крепится шарнирно к хвостовой ча­ сти самолета-заправщика 3 и имеет специальные аэродинамиче­ ские рули 2, которыми управляет оператор для направления ее в приемник топлива заправляемого самолета и для сцепления датчика с приемником. После сцепления открываются клапа­ ны и автоматически включается подача топлива.

Телескопическое звено трубы и ее шарнирное крепление по­ зволяют некоторые перемещения самолетов друг относительно друга. При превышении механических усилий свыше установ­ ленных пределов датчик и приемник разъединяются и подача топлива прекращается. Применение труб большого диаметра позволяет получать большие темпы заправки. Вследствие не­ большой длины трубы заправляемый самолет находится в воз­ душном потоке от заправщика, и при небольших допусках на относительное перемещение самолетов заправка требует высо­ кой квалификации летчика. К числу недостатков этой системы заправки следует отнести также и большое аэродинамическое сопротивление трубы, вибрации трубы и пульсации давления топлива при относительных перемещениях самолетов.

Приемные устройства заправляемых самолетов независимо от типа системы дозаправки соединяют с системой центра­ лизованной заправки топливом под давлением. При отсутствии на самолете системы централизованной заправки в топливных баках, дозаправляемых в полете, устанавливаются поплавко­ вые клапаны, не допускающие переполнения баков. Перекачи­ вающие насосы устанавливаются на самолетах-заправщиках.

При централизованной заправке топливом, когда скорости течений топлива велики, происходит электризация трубопрово­ дов. Поэтому при заправке на земле особенно внимательно нужно следить за заземлением самолета и заправщика. При заправке в воздухе скорость течения топлива по трубопрово­ дам может быть ограничена из-за недопустимой электризации системы.

§16.5. КОНСТРУКЦИЯ и РАБОТА ПРОТИВОПОЖАРНЫХ СИСТЕМ

ИИХ АГРЕГАТОВ

Внутренние объемы современных самолетов (вертолетов) насыщены емкостями, трубопроводами и агрегатами топливных, гидравлических и масля/ных систем.

Нарушение их герметичности и наличие источника воспла­ менения (горячие части двигателя, искра) могут привести к воз­ никновению пожара.

Особую опасность представляют пары топлива и само топ­ ливо, распыленная гидросмесь и масло из магистралей высокого давления при нарушении их герметичности. Для боевых само­ летов, работающих в условиях огневого противодействия про­

тивника, опасность возникновения пожара значительно повы­ шается.

Пули, снаряды, осколки, попадающие в самолет, нарушают герметичность систем и сами являются источником воспламе­ нения или взрыва паров топлива.

Для обеспечения пожарной безопасности на самолетах при­ меняются:

—системы нейтральных газов первой зоны (НГ-1);

—системы нейтральных газов второй зоны (НГ-2);

—системы подавления взрыва и пожара;

—противопожарные системы;

—комбинации этих систем.

366.Системы ,НГ-1 применяются для предотвращения воспла

менения паров топлива в баках. С помощью систем НГ-1 в надгопливном пространстве баков создаются условия, при которых невозможен взрыв или воспламенение паров топлива. Пределы воспламеняемости смеси паров топлива с воздухом точно устано­ вить довольно трудно, так как они зависят не только от давления смеси и физико-химических свойств топлива, но и от формы и размеров баков, соотношения объемов жидкой и паровой фаз топлива в баках, характера источника воспламенения и др.

Кроме того, концентрация паров топлива в разных баках может быть различна, она может меняться в зависимости от режимов полета высоты и скорости и от конструкции систем наддува и дренажа и т. п. Поэтому вывести топливо-воздуш­ ную смесь из пределов воспламеняемости за счет изменения ее концентрации пока не представляется возможным.

Эта проблема частично или полностью может быть разре­ шена путем заполнения надтопливного пространства баков нейтральными газами.

В качестве нейтральных газов могут быть использованы уг­ лекислота, азот, выхлопные газы поршневых двигателей и др. Выхлопные газы ТРД содержат сравнительно много кислорода я мало углекислого газа и использовать их в качестве ней­ тральных газов нецелесообразно.

Взрывоопасность зависит от процентного содержания ней­ трального газа и кислорода в смеси, заполняющей свободное пространство топливного бака. Считается, что воспламенение паров керосина (бензина) невозможно, если количество сво­ бодного кислорода в смеси менее 10% по объему. Поэтому си­ стема НГ-1 должна обеспечивать заданную объемную концент­ рацию нейтрального газа в баках при различных расходах топ­ лива и режимах полета.

Для уменьшения расхода нейтрального газа система НГ-1 должна включаться только в необходимых случаях (например, перед пролетом самолета зоны возможного огневого противо­ действия противника или перед воздушным боем и т. п.). В за­

404

висимости от требований, предъявляемых к системе НГ-1, она может получить различное конструктивное оформление.

Принципиальная схема системы НГ-1 представлена на фиг. 16.22. Эта система работает следующим образом: кнопкой 1 в кабине самолета замыкается цепь пиропатрона 3. При взрыве

пиропатрона его боек пробивает мембрану, открывая доступ НГ (например, СОг) из баллона 2 в систему. Баллоны заполняют­ ся жидкой обезвоженной углекислотой не более чем на 80% своего объема, так как превращение жидкой углекислоты в газ происходит в самом баллоне. При повышении температуры уг­ лекислоты до 320—330°Ks=!50—55°С и выше [критическая температура жидкого СОг равна 304°К (31°С)] давление в бал­ лоне резко увеличивается. Чтобы не было разрушения балло­ на, в его затворе имеется предохранительное устройство, кото­ рое срабатывает при давлении около 180 дан/см2 (атм). При этом газообразная углекислота, находящаяся в баллоне, вы­ брасывается через трубку 11 за борт самолета, выбивая из на­ ружных гнезд хорошо видимые красные контрольные пробки.

Газ через фильтры 4 и редукционные клапаны высокого 5 и низкого 6 давления подводится к системе наддува топливной системы. Дроссель 7 обеспечивает необходимый расход газа для получения за установленное время необходимой концентра­ ции НГ в надтопливном пространстве баков.

Секундный расход газа определится как

где <^др— диаметр проходного сечения дросселя; Р — коэффициент истечения;

Ар — перепад давления на дросселе;

Очевидно, для заполнения свободных объемов баков ней­ тральными газами необходимо, чтобы давление за дросселем 7

405

было выше, чем давление в системе наддува. Воздух и пары топлива при включении системы НГ-1 вытесняются нейтраль­ ными газами через предохранительный клапан системы над-

дува.

Минимальная объемная концентрация углекислого газа С02 в надтопливном пространстве баков должна быть равна ~ 25%,

Например, в систему наддува топливных баков могут подавать­

назначены для предотвращения и ликвидации пожара в отсе­

включается только при возникновении пожара в отсеках топ­ ливных баков. В боевых условиях целесообразно включать си­ стему при воздействии по самолету огневых средств противни­ ка. Принципиальная схема системы НГ-2 не отличается от си­ стемы НГ-1. Возможно конструктивное объединение систем НГ-1 и НГ-2 в одну, обеспечивающую подачу НГ и внутрь ба­ ков, и в окружающие отсеки конструкции.

368. Система подавления взрыва и очага пожара внутри ба­ ков основана на автоматической подаче огнегасящих веществ к очагу воспламенения, так как взрыв происходит не мгновенно, а в течение некоторого времени.

При срабатывании системы за время, меньшее времени рас­ пространения взрыва или пожара, горение топливо-воздушной смеси или распространение взрыва в баке может быть прекра­ щено раньше, чем давление в баке превысит допустимое по ус­ ловиям прочности.

Высокочувствительный приемник, установленный внутри ба­ ка, управляет системой распыления огнегасящего вещества.

В качестве чувствительных датчиков используются прием­ ники давления или фотоэлементы.

Приемник давления при определенном избыточном давле­ нии замыкает электрическую цепь детонатора, взрыв которого обеспечивает разбрызгивание огнегасящего вещества с боль­ шой скоростью.

406

Фотоэлемент реагирует на инфракрасные лучи, возникаю­ щие в самом начале воспламенения (взрыва) топливовоздуш­ ной смеси. Импульс, воспринятый фотоэлементом, передается на усилитель, который обеспечивает взрыв детонатора. Огнега­ сящее вещество, как и в первом случае, ликвидирует начав­ шийся пожар (взрыв).

Весь процесс подавления пожара (взрыва) протекает при­ мерно за 0,001 секунды после его возникновения.

369. Противопожарные системы автоматического или полу­ автоматического типа предназначены для сигнализации летчи­ ку о пожаре и для подачи огнегасящего вещества в отсеки топливных баков, двигателей, маслобаков и другие пожаро­ опасные зоны. В качестве огнегасящего состава применяются жидкая углекислота, бромистые соединения и др.

Огнегасящий состав «3,5» (бромистый этил С2Н2В2 — 70% и С 02—30% по весу) является эффективным составом для по­ жаротушения. Однако жидкость ядовита и вызывает коррозию алюминиевых сплавов. Состав «3,5» сохраняет свою эффектив­

С2Н2ВГ2—20% но весу), но он еще более токсичен и агрессивен, чем «3,5». Фреон — тяжелая бесцветная жидкость, работающая в диапазоне температур от + 160 до + 315°К (от—110°С до +45°С). Имеет высокую эффективность, примерно такую же, как и «7».

ниевыми сплавами. Поэтому широко применяется в качестве огнегасящей жидкости на современных самолетах.

Потребное количество огнегасящего состава определяется, как и в системах НГ, необходимой концентрацией состава в отсеке для ликвидации в нем пожара.

В качестве примера рассмотрим противопожарную систему, предназначенную для сигнализации и тушения пожара в зоне двигателя, схема которой приведена на фиг. 16.23.

407

Г л а е а XVII

ВЗАИМОСВЯЗЬ СВОЙСТВ ВОЕННОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

§17.1. УРАВНЕНИЯ СУЩЕСТВОВАНИЯ, СТОИМОСТИ

ИОБЪЕМОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Эти уравнения наряду с соотношениями по боевой эффек­ тивности являются основными, с помощью которых анализиру­ ется взаимосвязь свойств военного летательного аппарата.

370. Летательный аппарат является сложным комплексом

различных частей. В самолете военного назначения, например, можно выделить следующие части:

—планер (ПЛ) (крыло, фюзеляж, оперение);

—взлетно-посадочные устройства (ВПУ) (шасси, механи­ зация крыла, стартовые ускорители, тормозные парашюты);

—двигательная установка (ДУ) (двигатель, элементы си­ стемы его подвески, воздухозаборник и воздухоподводящий канал, выхлопное сопло и др.);

—топливная система (ТС) с подсистемами дренажа, над­

дува, нейтрального газа и пожаротушения;

— средства обеспечения условий жизнедеятельности (СОЖ) экипажа (система наддува и кондиционирования воздуха, кислородная система и др.);

— средства спасения (СС) экипажа в аварийных ситуациях (катапультные устройства, отделяемые гермокабины, спасатель­ ные лодки и др.);

— система управления (СУ) (командные рычаги, тяги, ка­ чалки, гидроусилители, автоматы стабилизации, автопилот, ру­ левые поверхности и др.);

—энергетические системы (ЭС) (гидравлическая, электри­ ческая и пневматическая);

—оборудование (ОБ) (пилотажное, прицельно-навигацион­

ное, связное, бортовые радиоэлектронные средства создания помех и др.);

—вооружение (пушки, ракеты, бомбы и др.) или другой

груз;

—экипаж (ЭК) •

409