Авиадвигатели и силовые установки самолетов

Входные сверхзвуковые устройства внешнего сжатия

Организация рабочего процесса в сверхзвуковых входных устройствах

Идея торможения сверхзвукового потока сначала в системе слабых косых скачков уплотнения, а затем в замыкающем практически прямом, но также слабом скачке (головной волне) заключается в том, что потери полного давления получа- ются меньшими, чем при торможении этого же потока в одном интенсивном пря- мом скачке уплотнения.

На рис. 1.20 изображена схема течения воздуха в СВУ. Косые скачки уплотне- ния образуются на изломах поверхности торможения и фокусируются в окрестности передней кромки обечайки, а замыкающий прямой скачок (головная волна) располагается непосредственно на входе во внутренний канал. При этом обеспечивается дозвуковое втекание воздуха во внутренний канал.

При реальном течении воздуха на расчетном режиме (т.е. при М Н = Мр) обыч- но осуществляют некоторую расфокусировку косых скачков уплотнения. Это необходимо для того, чтобы замыкающий прямой скачок не разрушал их в непосред ственной близости перед обечайкой. Это приводит к небольшому снижению коэффициента расхода по сравнению φ= 1 и незначительному увеличению внешнего сопротивления, но способствует повышению устойчивости течения в СВУ.

Рис. 1.20. Схема течения в СВУ внешнего сжатия

Во входных сверхзвуковых устройствах внешнего сжатия генератор скачков размещается относительно входа в воздухозаборник таким образом, чтобы первый и последующие скачки (фокус системы скачков) касались входной кромки обечайки СЗУ в расчетных условиях полета. При этом обеспечивается максимальный расход (захват) воздуха, минимальные потери в процессе сжатия (внутренние потери) и минимальное внутреннее сопротивление входного устройства.

Рис1.21 Схема расположения скачков уплотнения и изменение параметров.

На рис.1.21 показано изменение направления линии тока воздуха при прохождении скачков уплотнения и соответственное изменение числа Маха - и давления – р. После прямого замыкающего скачка скорость становится дозвуковой (М_Е) с последующим плавным уменьшением до скорости входа в компрессор – М_В Здесь же дан характер изменения площади поперечного сечения дозвукового канала (F_E – F_В).

 

1.18. КОМПРЕССОРЫ

Принцип работы центробежного компрессора

Рис 1.34. Схема центробежного компрессора

Как видно из схемы на рис. 1.34 ступень компрессора состоит из рабочего колеса с рабочими лопатками и диффузора. При входе в компрессор воздушный поток поворачивается межлопаточными каналами в радиальном направлении. Поперечное сечение этих каналов приблизительно постоянное, поэтому относительная скорость потока будет неизменной. Окружная составляющая, определяемая радиусом колеса, будет возрастать, увеличивая кинетическую энергию воздуха. В результате колесо покидает сильно закрученный воздушный поток со скоростью, близкой к окружной скорости колеса.

Диффузор служит для преобразования полученной на колесе кинетической энергии в работу сжатия воздуха. Изменение параметров воздуха в ступени центробежного компрессора показано на рис.1.34.

Следует отметить, что в связи с:

1) относительно малой производительностью;

2) небольшой степенью повышения давления (π_к≤4…5);

3) низкого КПД (η^*_{к ад.}= 0,76…0,86)

центробежные компрессоры нашли применение лишь во вспомогательных и малогабаритных газотурбинных двигателях.

Процесс сжатия воздуха в компрессоре

Работа, затраченная на сжатие 1 кг воздуха в компрессоре L _{k ад} в адиабатическом процессе (изоэнтропном), определится разностью энтальпий воздуха на выходе из компрессора и выходе из входного устройства (см. рис35).

Рис. 1.35. Процесс сжатия в компрессоре в i^*-s координатах

L _{к. ад} =i^*_{к ад} - i^*_в=с_рТ^*_{к ад}- с_рТ^*_в= с_рТ^*_в =с_рТ^*_{в =} с_рТ^*_в().

Используя уравнение Майера и критерий Пуассона, получаем:

с_р= .

Теоретическая работа сжатия выразится:

L _{к. ад}= Т^*_в().

Действительная работа сжатия L _к= L _{к. ад}/η^*_{к ад}.

Часть вторая. 2.СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ

 

СОСТАВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Силовая установка предназначена для создания тяги на самолете и обеспечения безопасного и эффективного его полета. В силовую установку входят: авиадвигатель, создающий тягу или развивающий эквивалентную ей мощность; системы, устройства и некоторые элементы конструкции самолета, обеспечивающие заданный режим эксплуатации.

Система - это комплекс отдельных элементов и связей между ними, которые выполняют определенные функции. В системе обязательно перемещается рабочее тело, энергия или механические части агрегатов. Названия систем определяются их назначением.

Устройство - отдельный агрегат, который выполняет строго определенные функции (насос, кран, гидроусилитель и т.д.).

В силовую установку самолета входят следующие составные элементы:

1. Двигатель со своими топливной и масляной системами; системами автоматики и запуска.

2. Топливная система самолета, предназначенная для размещения определенного количества топлива на борту и его бесперебойной подачи к двигателю на всех допускаемых режимах эксплуатации ЛА.

3. Масляная система самолета является внешней частью общей системы маслопитания двигателя и предназначена, в основном, для поддержания температурного режима двигателя; масло также служит рабочим телом в некоторых агрегатах рабочей системы.

4. Входные и выходные устройства. Входные устройства предназначены для преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную энергию (давление). Выходные устройства преобразуют оставшуюся часть энергии после турбины в кинетическую энергию вытекающих из сопла газов. При наличии дополнительных устройств они могут создавать отрицательную тягу, изменять угол вектора тяги, служить форсажными устройствами, а также исполнять роль глушителей шума.

5. Система подвески (крепления) двигателей предназначена для восприятия всех массовых сил, сил тяги и передачи этих усилий на конструкцию ЛА с максимально большей возможностью уменьшения вибрации от двигателя на ЛА и исключения термических напряжения в узлах навески.

6. Винты изменяемого шага (ВИШ) самолета с турбовинтовым двигателем (ТВД) являются движителями - окончательным звеном, преобразующим энергию ТВД в работу, совершаемую самолетом во время полета.

7. Система управления и контроля работой силовой установки. Под управлением понимается изменение режима работы силовой установки самолета (по желанию оператора или по принятой программе).

8. Система контроля включает в себя комплекс приборов и сигнальных устройств, позволяющих оценить как текущие параметры силовой установки, так и пороговые нарушения функционирования ее систем.

Бортовые приборы дают текущее значение замеряемого параметра.

Сигнальные устройства (в виде табло разного цвета) предупреждают о выходе контролируемого параметра за допустимые пределы (недостаточное количество масла в маслобаке, окончание топлива в том или ином баке и т.д.).

Применение бортовых вычислительных комплексов позволяет автоматизировать систему контроля, выводя необходимые (по условиям эксплуатации или запросу оператора) параметры на экран монитора. Это в значительной степени снижает психологическую нагрузку на пилота в процессе полета.

9. Система запуска предназначена для предварительной раскрутки ротора ГТД автоматического вывода двигателя на устойчивый режим малого газа и включает в себя:

а) источники энергии - электроэнергия, сжатый воздух или газ, жидкость под давлением;

б) пусковые устройства - двигатели с различными видами энергии: электро, пневмо, гидростартеры;

в) систему автоматики - совокупность устройств, обеспечивающих выполнение отдельных этапов запуска в определенной последовательности без вмешательства летчика. Время запуска зависит от типа двигателя, его мощности или тяги и составляет от десятка до сотен секунд.

Силовая установка должна удовлетворять следующим основным требованиям:

- в процессе эксплуатации обеспечить сохранение основных технических характеристик;

- минимальное сопротивление при внутреннем и внешнем обдуве;

- минимальная масса;

- надежность, безопасность (пожаробезопасность) и живучесть.

2.2. ВЫБОР КОЛИЧЕСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ

Потребное количество двигателей, необходимое для пассажирского самолета, определяется: его назначением, летными характеристиками, экономичностью и безопасностью. При этом необходимо выполнить следующие требования:

1.Самолет должен обладать необходимой тяговооруженностью (обеспечить взлет с взлетно-посадочной полосы заданной длины).

2.Обеспечить продолжение безопасного взлета и набора высоты при отказе одного двигателя.

3.Обладать достаточной надежностью и экономичностью.

Взлетная тяга Р_взл определяется средним значением тяги Р_ср

Р_взл. = Р_ср./0,95.

Р_ср принимается от момента старта до достижения скорости отрыва и оценивается по формуле:

Р_ср=100m₀g ,

где m₀ –стартовая масса самолета;

K_взл. – аэродинамическое качество самолета при разбеге (K_разб=5…6 для сверхзвуковых, K_разб.= 8…10 для дозвуковых самолетов);

f_тр.- коэффициент трения колес шасси при разбеге ();

L_разб. - длина разбега, м.

Значения fтр.от состояния посадочной полосы
Сухая цементная ВПП	0,7…0,8
Влажная ВПП (без скопления воды)	0,5…0,6
Скользкая ВПП (снег с водой)	0,3…0,35
Гладкий лед или укатанный снег	0,05
Без тормозов(колеса вращаются)	0,01…0,015

Для винтовых двигателей (ПД и ТВД) Р_взл. оценивается

Р_взл= (17,6…20,4)N_взл., н,

где N_взл. – взлетная мощность на винте в кВт.

Значение V²_отр в первом приближении принимается:

для самолетов с ТРД:

V²_отр =175 p₀ /C_{y α max};

для самолетов с ПД и ТВД:

V²_отр =130 p₀ /C_{yα max},

где p₀ - удельная нагрузка на крыло при разбеге, Па;

C_{yα max}- максимальное значение коэффициента подъемной силы при приведении механизации крыла во взлетное положение.

Одним из основных требований, предъявляемых к пассажирскому самолету, является способность продолжать взлет и набор высоты при отказе одного из двигателей. При этом для обеспечения безопасности при продолжении взлета и при наборе высоты с одним отказавшим двигателем вертикальная скорость набора высоты Vy должна составлять не менее 2 м/с, а соответствующий угол наклона траектории взлета θ должен быть больше минимально допустимого угла, который равен 1⁰ 30'.

Рис. 2.1 Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты

Уравнения движения самолета при наборе высоты (см. рис. 2.1)записывается в виде,

P_наб. = X+ mg Sinθ; Y = mg Cosθ,

где Р - сила тяги, Х - сила лобового сопротивления, mg - сила тяжести, θ - угол подъема в град., Y- подъемная сила, Так как

Х_взл.= ,

то потребная тяга двигателей для набора высоты будет равна:

Р_наб.= .

Если учесть, что θ <1,5^0,, то Cosθ ≈ 1 и

Р_взл.= mg(Cosθ/К_взл.+Sinθ).

Здесь θ - минимальный угол наклона траектории к горизонту на различных этапах взлета. Полный градиент набора η_пн = tgθ 100%.(См. рис 2.2)

 

При отказе одного из двигателей полный градиент набора η_пн в соответствии с Нормами летной годности самолетов (НЛГС) представлены в таблице.

При всех работающих двигателях на 3 этапе η_пн 5 % (θ=4⁰ ; tgθ = 0,0524); на 4 этапе η_пн 3 % (θ=1,66⁰ ; tgθ = 0,03).

Наиболее ответственным при взлете является третий этап №3. при котором угол θ=1,5°, то можно принять Cosθ ≈ 1. Поэтому потребная тяга двигателей для продолжения взлета самолета при условии отказа одного из двигателей определяется по формуле:

Р_взл.= mg( + Sinθ).

Располагаемая тяга всех двигателей, выбранная из условия отказа одного из них при взлете, составит:

Р_потр.= () mg( + Sinθ)k_v,

и соответствующая ей тяговооруженность:

= () (1/К_взл +SinΘ)

где n – число двигателей, k_v= 1.5 - коэффициент запаса.

В случае заданной тяговооруженности , можно оценить потребное количество двигателей n на самолете:

n= .

Принимая различное количество двигателей (от двух до четырех) можно оценить потребную тяговооруженность.

При n=2:

=1,5() ( + 0,025)=3 (1/ К _взл. + 0,025,) (θ=1,43⁰).

При n=3:

=2,25 (1/К_взл+0,027), (θ=1,55⁰).

При n=4:

=2,0 (1/К_взл+0,03), (θ=1,7⁰).

Из рассмотренного следует:

1. В случае неизменности К_взл самолеты с меньшим количеством двигателей должны обладать наибольшей тяговооруженностью.

2. При одинаковой тяговооруженности самолетов с разным количеством двигателей самолеты с большим числом могут иметь меньшее качество К_взл на взлете. Например, при стартовой тяговооруженности =0,3 самолет с двумя двигателями должен иметь К_наб ≥13, с тремя двигателями - К_наб ≥9.8 и с четырьмя двигателями - К_наб ≥9.5.

В первом приближении число двигателей также можно связать с массой самолета. На легких самолетах военного и гражданского назначения устанавливаются 1-2 двигателя, что объясняется соображениями надежности и особенностями компоновки самолета.

На гражданских самолетах количество двигателей увязывается с дальностью полета:

- малая дальность (1000-2500 км) – 2 двигателя;

- средняя дальность (2500-6000км) – 3 двигателя:

- большая дальность (более 6000 км) – 4 двигателя.

 

Гироскопический момент

При изменении траектории воздушного судна возникает гироскопический момент

M_г =I_x ω_x ω_i Sin (ω_x ω_i),

Рис. 2.3 Силы и моменты, действующие на силовую установку

где I_x – приведенный массовый момент инерции воздушного винта и ротора двигателя, кг·м² или Н·м·с²;

ω_x -угловая приведенная скорость вращения ротора двигателя, (относительная скорость)рад/с;

ω_i -угловая скорость вращения самолета (переносная скорость) относительно i-ой оси (у или z), рад/с.

Гироскопический момент стремится повернуть ось двигателя x к i-ой оси так, чтобы вектор угловой скорости ω_x совместился с вектором угловой скорости вращения воздушного судна ω_i через угол <180 ⁰.

При работе двигателя возникает реактивный момент М_р, направленный в противоположную сторону вращения ротора (воздушного винта):

M_р= ,

где n - секунднаячастота вращения ротора, N-мощность, потребляемая воздушным винтом ПД или ТВД.

Рис. 2.4. Моторама для рядного ПД с опорными площадками

Распределение усилий на узлы крепления двигателя определяется по принятым законам механики.

Аэродинамические силы. Они возникают в результате воздействия набегающего потока на мотогондолы. Наиболее полную картину их распределения по величине и направлению на капоты и гондолы двигателей получают по итогам аэродинамических продувок.

Силы и моменты, действующие на узлы крепление двигателей при эксплуатации самолета, могут принимать различные значения. Авиационными правилами определен ряд положений самолета, обусловливающих наиболее тяжелые случаи нагружения его основных частей и деталей. Для расчета нагрузок на узлы крепления двигателей принимаются общеизвестные зависимости:

Р^э =n^э _{max ц.м.} m_су g,

где n^э _{max ц.м.} - коэффициент эксплуатационной перегрузки, приложенной в центре масс самолета; g- ускорение свободного падения.

Расчетная нагрузка:

Р_расч =P^э f,

где f – коэффициент безопасности, варьируемый для различных условий загружения.

 

2.6 СИСТЕМЫ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ И КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ УЗЛОВ КРЕПЛЕНИЯ

Фиг. 2.5 Конструкция моторамы для звездообразного поршневого двигателя. 1 — кольцо рамы; 2 — подкос; 3 — косынка; 4 — гнезда; 5 — конусная опора.

Для крепления двигателя к силовым элементам крыла или фюзеляжа применяют специальные рамы, стержневые пространственные сварные ферменные и другие конструкции, которые позволяют надежно соединить двигатель с планером самолета и передать на него нагрузки от двигателя. Силовые схемы таких конструкций определяются типом двигателя и его расположением на самолете.

Двигатель имеет шесть степеней свободы (перемещения и поворот относительно осей X, Y, Z), поэтому в общем случае надо не менее шести стержней, направления которых не пересекали бы одну прямую.

Часто для повышения живучести СУ число стержней крепления двигателя может быть увеличено. Высокая нагруженность элементов крепления двигателя предопределяет использование в этих целях высокопрочных сталей (например, ЗОХГСА со значениями σ_в=12...15 МПа). Основные узлы крепления двигателя располагают вблизи ц.м., а вспомогательные узлы - возможно дальше от ц.м.

Рис. 2.6 Ферменно-балочное крепление ТВД: 1-передняя цапфа; 2 - место переднего амортизатора; 3-серьга; 4 - верхний подкос;5 - балка; 6 - внутренний подкос; 7 - кронштейн; 8 - перемычка металлизации; 9 - подкос-демпфер; 10 - шпангоут гондолы;11 – двигатель.

Крепление на самолетах ПД жидкостного охлаждения осуществлялось на подмоторных рамах (Рис.2.4), основным элементом которых были две продольные балки, закрепленные непосредственно на силовых элементах планера или через пространственную стержневую систему. Для крепления двигателя на балках подмоторной рамы использовался ряд специальных узлов («лап» с проушинами) по обеим сторонам силовой части двигателя - картера и соответствующие им гнезда под шпильки на балках рамы.

Крепление звездообразного ПД воздушного охлаждения часто осуществляется на трубчатой сварной моторной раме, состоящей из трубчатого кольца, к которому крепится картер двигателя, и приваренных к нему стержней. Узлы крепления мотора к фюзеляжу или к крылу представляют собой вваренные в стержни проушины или фитинги. Ответные узлы должны быть и на усиленном шпангоуте фюзеляжа или на лонжероне крыла в местах стыка с усиленными нервюрами.

На рис.2.5 показана конструкция моторамы звездообразного ПД. Картер двигателя шпильками крепится к раме-кольцу 1, к которой приварены втулки 4 (сечение Б-Б ) и ушки крепления капотов двигателя. Во втулки 4 вставляется резиновый амортизатор. Стержни 2 пространственной фермы приварены к кольцу 1 с помощью косынок 3.

Задние концы стержней попарно соединены и сварены со стаканом с амортизатором узла 5 крепления рамы к крылу.

Крепление ТВД к переднему лонжерону крыла может быть осуществлено с помощью пространственной фермы, соединяющейся с боковыми цапфами на корпусе компрессора двигателя с помощью демпферов.

ТВД на самолете крепятся с помощью пространственных стержневых систем, соединенных с узлами двигателя. Ниже рассматривается крепление ферменно-балочного типа.

Конструкция крепления двигателя ферменно-балочного типа (рис. 2.6) состоит из двух балок 5 и шести подкосов. Балки работают на изгиб от боковых сил, а стержни воспринимают лишь осевые нагрузки.

Рис. 2.7 Конструкция узлов крепления ТРД в фюзеляже 1- верхние узлы с амортизаторами; 2- нижние узлы с амортизаторами; 3-втулка крепления двигателя к мотораме; 4- распорная чашка; 5- шайба с привулканизнрованными резиновыми шайбами; 6- распорная втулка; 7-втулка; 8-затяжная гайка; 9- вильчатый болт; 10- болт крепления двигателя.

Двигатель крепится на четырех цапфах. Две основные опоры-цапфы двигателя, расположенные вблизи его ц.м., передают основную долю нагрузки от двигателя на стержни фермы, а цапфы на корпусе, расположенные по другую сторону от ц.м. двигателя и значительно удаленные от него, играют вспомогательную роль. В таких фермах для регулирования положения оси двигателя вилки на верхних и нижних подкосах имеют резьбовые наконечники.

Передние цапфы 1 вставлены в амортизаторы и через балки, и верхние подкосы передают нагрузки на силовой шпангоут гондолы двигателя. Нагрузка от задних цапф передается на силовой шпангоут гондолы посредством подкосов-демпферов. Положение двигателя можно изменять регулированием длины внутренних подкосов 6 и задних амортизаторов.

Крепление ТРД на самолете имеет свои особенности. Они связаны с тем, что на самом ТРД с осевым компрессором есть два силовых пояса (на корпусах компрессора и турбины). Это позволяет крепить двигатель в плоскостях I и II этих поясов (рис. 2.7). Крепление ТРД внутри фюзеляжа отличается использованием силовых шпангоутов и продольных балок в фюзеляже для непосредственного крепления кронштейнов основных узлов подвески двигателя.

Рис.2.8 Схема крепления двигателя на пилоне

На рис. 2.7 показан один из вариантов крепления двигателя внутри фюзеляжа. Двигатель в этом случае закреплен в двух плоскостях 1 и 11 по обе стороны относительно ЦМ двигателя на усиленных шпангоутах 2 и 4 стержнями (тягами) 1 и 3 (сечения 1 и 11, виды А и Б) и на продольной балке верхним узлом (вид В и сечение ДД).

Верхний узел, воспринимающий тягу двигателя и вместе со стержнем 3 боковые силы, представляет собой штампованный штырь 9, оканчивающийся пальцем 8, который при монтаже входит в шаровой узел 7 на двигателе. Штырь крепится к верхнему поясу продольной балки 5 фюзеляжа болтом 4, а к гнезду на нижнем поясе этой балки прижимается стальным клином 6. Скользящая посадка пальца штыря 8 в шаровом узле 7

Рис. 2.8а. Передний центральный узел крепления

обеспечивает свободное перемещение двигателя в вертикальном направлении и поворот относительно шаровой поверхности при тепловом расширении или при нивелировке двигателя. Штырь 9, зажатый в поясах продольной балки фюзеляжа 5, от тяги двигателя работает на поперечный изгиб как двух опорная балка с консолью-пальцем 8, входящим в узел крепления двигателя.

Рис. 2.8б. Задний центральный узел крепления

Крепление ТРДД на пилонах под крылом рассматривается на примере крепления двигателей на самолете Ил-86 и показано на рис. 2.8. Каждый из четырех ТРДД на этом самолете крепится к узлам на пилоне. В рассматриваемой схеме крепления двигателей пилоны являются силовыми промежуточными звеньями между двигателями и крылом, обеспечивая вместе с тем выполнение требований противопожарной безопасности.

Детали основного каркаса пилона отвечают требованиям необходимой прочности и огнестойкости при малой их массе, поэтому изготавливаются из титана и высокопрочной стали. Передняя рама пилона 34 имеет два боковых кронштейна для боковых передних узлов 51 подвески двигателя, которые воспринимают вертикальные нагрузки от двигателя через амортизаторы 52 с вильчатыми резьбовыми наконечниками для регулировки положения оси двигателя.

Рис. 2.8в. Боковой кронштейн подвески

Передний центральный узел (рис. 2.8а)крепления двигателя (сечение Г-Г) передает на пилон тягу двигателя, боковую силу по оси Z и нагрузки от гироскопических моментов относительно осей Y и Z - M_гирY и M_гирZ. Он включает: передний центральный узел подвески двигателя с шаровым вкладышем 63 и штырем 58. Штырь 58 этого узла входит в шарнирный кронштейн 57, закрепленный болтом в кронштейне 60 каркаса пилона, и крепится в этом кронштейне гайкой с контровкой. Детали крепления заднего узла двигателя 50 в кронштейне 45 на раме пилона болтом 85. Задний узел подвески 50 передает массовые силы двигателя (рис. 2.8б) на силовой кронштейн пилона 45. -В восприятии массы дви гателя играет роль вспомогательной опоры. Он же воспринимает силы от гироскопических моментов M_гирY и M_гирZ и боковую силу по оси Z, величина которой на гондолу двигателя при полете со скольжением может достигать больших значений.

Конструкция узлов крепления двигателя простая и позволяет достаточно быстро производить монтаж и демонтаж двигателей. Пилоны и гондолы с большим выносом относительно крыла обеспечивают минимум интерференции между ними и хорошие аэродинамические характеристики самолета.

ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ

СОРТА РЕАКТИВНЫХ ТОПЛИВ

Авиакеросины

Топливо Т-1, которое получают в основном из малосернистых нефтей, 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).

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 (воздействие водородом при высоких давлении итемпературе) 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 сортов Т-1, 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. 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 более ограничено.

Топлива с присадками

Для улучшения потребительских свойств реактивных топлив (термическая стабильность (противоизносные свойства) 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

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.. Близкое по фракционному составу топливо Т-5 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 с увеличенной вязкостью 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%.

 

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: обеспечением бесперебойной работы двигателей в большом диапазоне скоростей и высот полета, применением автоматических устройств, обеспечивающих заданную программу выработки топлива и контроль работы топливной системы.

Одним из важных фрагментов системы подачи топлива к двигателям является магистраль выработки 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.

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.

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