4.3. Пожарная опасность силовой установки систем

К силовой установке относятся: двигатель, воздушный винт, рама крепления двигателя, капот, системы всасывания воздуха, выпуска отработавших газов, обдува агрегатов двигателя, топливная и масляная системы двигателя, системы запуска двигателя и пожаротушения. В гражданской авиации применяют силовые установки с поршневыми двигателями (ПД) на самолетах Ан-2, Ил- 14 и вертолетах Ми-4 и Ка-26 и с газотурбинными двигателями (ГТД); турбовинтовыми (ТВД) на самолетах Ан-24, турбореактивными двухконтурными (ТРДД) на самолетах Ту-154, Ил-62, Ил-96, Як-42 и турбореактивными (ТРД) в основном на вертолетах.

Поршневые двигатели. Авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работаю­щие на бензине. Охлаждение цилиндров ПД выполняется, как пра­вило, воздушным потоком. В зависимости от способа смесеобразо­вания топлива с воздухом ПД подразделяются на карбюраторные и двигатели с непосредственным впрыском. Для улучшения охлаждения цилиндры располагают в виде звезды. Основными конструктивными узлами ПД являются: цилиндропоршневая группа, шатунный механизм, коленчатый вал, редуктор, механизм газорас­пределения, нагнетатель, картер и приводы агрегатов. Помимо этого, двигатель имеет топливную и масляную системы, систему зажи­гания, запуска, охлаждения и противопожарной защиты, а также агрегаты, которые обслуживают эти системы.

Горючие материалы в конструкции ПД: магниевые сплавы в конструкциях картера редуктора, корпуса нагнетателя, корпусов агрегатов масляной, топливной и гидравлической систем; резина в гибких трубопроводах топливной и масляной систем; моторное масло в маслобаке, маслорадиаторе, картере, трубопроводах; топливо в трубопроводах и агрегатах топливной системы.

Возможные причины пожара на двигателе: прогар головки цилиндра; разрушение редуктора, нагнетателя или любого привода агрегатов; прогар или заклинивание поршня; обрыв клапанов в цилиндре. В пожарном отношении опаснее задняя часть двигателя, так как там сосредоточены агрегаты топливной, масляной, гид­равлической систем и выхлопной коллектор. При разрушении трубопроводов и попадании на раскаленный выхлопной коллектор бензина, масла пожар неизбежен.

Для тушения пожара стволы подаются:

спереди со стороны входа воздуха системы охлаждения двигателя;

через открытые юбки капота в задней части двигателя;

через лючки слива масла, топлива, подогрева двигателя;

через отверстия с использованием стволов-пробойников, ломовраспылителей.

Газотурбинные двигатели. Используемые в гражданской авиации на воздушных судах в качестве силовых установок типы ГТД – ТРД, ТВД, ТРДД по конструкции и принципу работы во многом схожи. В качестве топлива в ГТД используется керосин.

ТРД состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Камера сгорания является одним из основных элементов ГТД и расположена за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми. В передней части камеры сгорания устанавлива­ются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилиза­ции пламени. На камере сгорания имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев стенок камеры сгорания. Топливо поджигается запальными устройствами. Основные нагрузки для камер сгорания – тепловые, вызываемые неравномерностью на­грева стенок. Большинство случаев их перегрева и прогара связано с неправильным расположением факела пламени.

Рабочий процесс в ГТД не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно. Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте. В полете воздушный поток проходит через входное устрой­ство, в котором происходит предварительное сжатие воздуха, затем в компрессоре происходят более значительное сжатие воздуха и рост температуры. Далее сжатый воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. В камере сгорания происходят смесеобразование топлива с воздухом и смешение продуктов сгорания с вторичным потоком воздуха. Температура в зоне горения 1500÷2000° С. Во избежание перегрева камера сгорания охлаждается вторичным воздухом, который затем, пере­мешиваясь с продуктами сгорания, снижает температуру газа на входе в турбину до температур 800÷950 °С. Газовый поток уст­ремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат, где скорость его резко возрастает до 450÷500 м/с. В выходном сопле осуществляется дальнейшее расширение газа, давление его уменьшается, а скорость возрастает, достигая на выходе из двигателя при работе его на земле 550÷650 м/с, а в полете значительно больших значений. Скорость и температура газов продолжают оставаться высокими на значительном расстоянии от реактивного сопла. Так, температура газов, равная 100 °С, удерживается на расстоянии 12÷15 м от двигателя.

ТВД называется ГТД, турбина которого развивает большую: мощность, чем требуется для вращения компрессора, и передает эту избыточную мощность на воздушный винт.

ТВД состоит из таких же узлов и агрегатов, что и ТРД, но; дополнительно снабжен воздушным винтом, вал которого соединяется с валом компрессора через редуктор, уменьшающий частоту вращения до наибольшего значения КПД винта. Кроме того, в ТВД имеется многоступенчатая турбина, число ступеней которой; от 2 до 6 для большего расширения газа. Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и незначительно за счет реакции газовой струи.

Горючие материалы в ГТД аналогичны материалам поршневого двигателя. В ТВД магниевых сплавов больше в передней1 части двигателя: картер редуктора, лобовой картер, корпуса агрегатов в топливной, масляной и гидравлической системах. В пожарном отношении опасны также маслобаки в районе компрессора, топливно-масляные радиаторы, трубопроводы с маслом, топливом и гидрожидкостью, электропроводка.

Причины, приводящие к пожару ГТД: разрушение подшипников валов винта, компрессора, турбины; разрушение редуктора; обрыв лопаток компрессора, турбины; прогар камеры сгорания; разрушение топливных, масляных магистралей; превышение температуры газов при запуске; выброс пламени по причине переобогащения смеси или плохой раскрутке ротора.

Причиной неудачного запуска и выброса пламени может быть недостаточная раскрутка ротора из-за слабого источника запуска двигателя. Топливо подается по заданной программе, а воздуха недостаточно для горения топлива. Происходит обогащение рабочей смеси, которая не успевает сгорать полностью в камере сгорания и догорает в реактивном сопле, газоотводящей трубе и иногда с разливом под двигателем. Если пламя, выброшенное из двигателя, укорачивается и переходит из красновато-коптящего в голубое, (светлое), можно считать процесс запуска условно нормальным, и наоборот.

Если в новом двигателе не произвели достаточного удаления продуктов расконсервации из внутренней полости путем холодной прокрутки ротора, то возможен выброс пламени по причине обога­щения смеси. Причиной выброса пламени может быть позднее зажигание топлива, что приводит к его скоплению и выбросу с хлоп­ком, большим пламенем и изливом горящего топлива из сопла.

ТВД к указанным выбросам более склонны, так как раскрутка ротора и редуктора с винтом затрудняется, особенно в зимнее время из-за загустевания масла в редукторе.

На стоянках запуска должны быть первичные средства пожаротушения. Должна быть двусторонняя связь запускающего двигатель с наземным техником, чтобы выключить двигатель по первому сигналу опасности.

При пожаре в мотогондоле двигателя огнетушащие составы по­дают через лючки снизу мотогондол (слив масла, топлива, подо­грев двигателя) или пробивают обшивку стволами-пробойниками. При пожаре внутри двигателя огнетушащие составы подают в газовоздушный тракт спереди или сзади со стороны выходного сопла. Пожаротушение производится при выключенном двигателе, на ТВД – при остановленном винте.

Задняя часть ГТД двигателя после компрессора наиболее пожароопасная.

При размещении СУ в носовой части фюзеляжа пожар, возникающий в двигателе, охватывает и кабину эки­пажа. Пилотирование затрудняется или становится невозможным.

При размещении СУ на крыле в случае пожара двигателя существует опасность его распространения на крыло, где размещено топливо.

При размещении СУ в хвостовой части фюзеляжа опасность загорания крыла от двигателей исключается, уменьшается шум в пассажирских салонах, подъемная сила крыла увеличивается, так как крыло «чистое» и работает вся его площадь, но близость расположения СУ к фюзеляжу и оперению также вызывает пожарную опасность последних в случае пожара на двигателе.

Размещение СУ под крылом на пилонах пожарная опасность несколько снижается для крыла. Однако двигатели подвержены повреждению из-за всасываемых посторонних предметов с ВПП рулежной дорожки (РД) в большей степени, чем двигатели с другим расположением, что может вызвать разрушение двигателя и пожар.

Размещение СУ под фюзеляжем в пожарном отношении опасней, чем расположение СУ под крылом или в хвостовой части фюзеляжа, так как в центроплане размещено топливо.

На воздушных судах фюзеляж может быть разделен (полом) на две части: верхнюю и нижнюю. В верхней части герметичной кабины размещены: кабина экипажа, пассажирские салоны, кухни-буфеты, гардеробы для пассажиров и экипажа, туалеты, аварийно-спасательное оборудование и другие бытовые помещения. В ниж­ней части фюзеляжа располагаются: багажные и грузовые помеще­ния, отсеки буфета-кухни, отсеки электро и гидросистем, системы пожаротушения, кислородные баллоны, сливные баки и т. д.

На фюзеляжах, которые не разделены полом, все это оборудование размещено в герметичной кабине. Люки для багажных и грузовых помещений расположены с правой стороны фюзеляжа. Число багажных и грузовых помещений для ВС различное.

Под герметичной частью фюзеляжа расположены багажные или грузовые помещения, отсеки передней и основных опор шасси, высотного оборудования, вспомогательной силовой установки, радиона­вигационного оборудования, электрооборудования, отсек (люк) для съема и установки двигателя в задней части фюзеляжа