(a) Каждая топливная система должна быть сконструирована и выполнена таким образом, чтобы обеспечивалась подача топлива с расхо­дом и давлением, установленными для нор­мальной работы основного и вспомогательного двигателей во всех ожидаемых условиях эк­сплуатации, в том числе при всех маневрах, на которые запрашивается сертификат и в течение которых разрешена работа основных и вспомо­гательных двигателей.

(b) Каждая топливная система должна быть выполнена так, чтобы воздух, попадающий в систему, не мог привести:

(1) К потере мощности более чем на 20 с для поршневых двигателей.

(2) К срыву горения в газотурбинном двигателе.

(c) Каждая топливная система самолета с га­зотурбинными двигателями должна быть спо­собна длительно работать во всем диапазоне расходов и давлений топлива, содержащего мак­симально возможное в ожидаемых условиях эк­сплуатации количество растворенной и свобод­ной воды и охлажденного до наиболее критиче­ской с точки зрения обледенения температуры, которые могут встретиться в эксплуатации.

(d) Каждая топливная система самолета с газотурбинным двигателем должна отвечать применимым требованиям Части 34 Авиа­ционных правил по выбросу топлива из дре­нажных систем.

(a) Нормальная работа топливной системы во всех ожидаемых условиях эксплуатации должна быть показана посредством анализа и таких ис­пытаний, которые будут признаны Компетент­ным органом необходимыми. Испытания, если требуются, должны выполняться на топливной системе самолета или на испытательном стенде, который воспроизводит рабочие характеристи­ки испытываемого участка топливной системы.

(b) Возможный отказ любого теплообмен­ника, использующего топливо в качестве одной из рабочих жидкостей, не должен создавать опасных последствий.

Каждая топливная система должна удовле­творять требованиям 25.903(b) посредством:

(a) Подачи топлива к каждому двигателю по системе, не зависимой от любого участка систе­мы, обеспечивающего подачу топлива к друго­му двигателю; или

(b) Любого другого приемлемого метода.

Топливная система должна быть сконструи­рована и размещена так, чтобы предотвраща­лось воспламенение паров топлива внутри си­стемы в результате:

(a) Прямого удара молнии в те зоны самоле­та, которые характеризуются большой вероят­ностью попадания в них разряда молнии.

(b) Скользящих разрядов молний в зоны, где вероятность скользящих разрядов велика.

(c) Коронного разряда и протекания тока молний в зоне топливных дренажных выходов.

(a) Каждая топливная система должна обес­печивать подачу топлива с расходом не менее 100% расхода, необходимого для двигателя при каждом ожидаемом эксплуатационном режиме и маневре. Должно быть показано следующее:

(1) Топливо должно подаваться в каждый дви­гатель под давлением и с температурой в преде­лах, указанных в сертификате типа двигателя.

(2) При испытаниях количество топлива в рассматриваемом баке не должно превышать величины, установленной в виде невырабаты­ваемого остатка топлива для этого бака в соот­ветствии с требованиями 25.959, плюс количе­ство топлива, необходимое для демонстрации соответствия требованиям данного параграфа.

(3) Каждый основной топливный насос дол­жен обеспечивать каждый режим и простран­ственное положение самолета, для которых де­монстрируется соответствие данному парагра­фу, а соответствующий аварийный насос дол­жен быть в состоянии заменить основной на­сос, используемый таким образом.

(4) При наличии расходомера топливо дол­жно свободно проходить через расходомер, если он заблокирован, либо через каналы перепуска.

(b) Если двигатель может питаться топливом более чем из одного бака, топливная система должна:

(1) Обеспечивать для каждого поршневого двигателя восстановление полного давления топлива, поступающего в этот двигатель, не бо­лее чем через 20 с после переключения на лю­бой другой топливный бак, содержащий ис­пользуемое топливо, если становится очевид­ным, что нарушение работы двигателя вызвано недостаточным количеством топлива в баке, из которого двигатель до этого питался; и

(2) Для каждого газотурбинного двигателя дополнительно к соответствующему ручному переключению должно быть предусмотрено устройство, предотвращающее перебои подачи топлива к этому двигателю без участия экипажа в случае, если топливо, в любом баке, питающем этот двигатель, выработано в процессе нормаль­ной работы, а в любом другом баке, из которого обычно подается топливо только к этому двига­телю, содержится используемый запас топлива.

(а*) Подача топлива должна быть продемон­стрирована при наихудших условиях подачи то­плива на самолете в отношении высоты полета, пространственного положения самолета и дру­гих условий, при:

(1) Неработающих баковых насосах подкачки.

(2) Подаче топлива в два двигателя из одно­го бака с открытым краном кольцевания.

Если в полете имеется возможность пере­качки топлива из одного бака в другой, то си­стема дренажа баков и система перекачки то­плива не должны допускать повреждения кон­струкции баков в случае их переполнения.

Для каждого топливного бака с относящи­мися к нему компонентами топливной системы невырабатываемый остаток топлива должен устанавливаться не менее того количества, при котором наблюдается первый признак наруше­ния работы двигателя при наиболее неблаго­приятных условиях подачи топлива на всех предполагаемых эксплуатационных режимах и полетных маневрах, при которых производится забор топлива из данного бака. Не требуется рассматривать отказы компонентов топливной системы.

25.961. Работа топливной системы при высокой температуре

(а) Топливная система самолета должна функционировать удовлетворительно в жарких климатических условиях. Для этого должно быть продемонстрировано, что в топливной системе на участке от бака до каждого двигателя имеется такое давление при всех заданных условиях ра­боты, которое предотвращает парообразование, или это должно быть показано в наборе высоты с уровня аэродрома, выбранного Заявителем, до максимальной высоты, установленной эксплуа­тационными ограничениями 25.1527.

Если выбраны испытания с набором высо­ты, то не должно быть признаков появления паровых пробок или других нарушений работы системы при проведении испытаний с набором высоты в следующих условиях:

(1) У самолетов с поршневыми двигателями все двигатели должны работать на режиме мак­симальной продолжительной мощности, за ис­ключением того, что на высотах от высоты на 300 м ниже критической до критической включи­тельно должна применяться взлетная мощность.

Время работы на взлетном режиме не дол­жно быть меньше допустимой длительности взлетного режима.

(2) У самолетов с газотурбинными двигате­лями двигатели должны работать на взлетном режиме в течение времени, выбранного для де­монстрации траектории набора высоты при взлете, и на режиме максимальной продолжи­тельной мощности на остальном участке набо­ра высоты.

(3) Масса самолета должна складываться из массы самолета с полными топливными бака­ми и минимальным числом членов экипажа и массы балласта, необходимого для выдержива­ния центра тяжести в допустимых пределах.

(4) Скорость набора высоты не должна пре­вышать:

(i) для самолетов с поршневыми двигателя­ми - максимальной воздушной скорости, уста­новленной для набора высоты от взлета до мак­симальной рабочей высоты при следующей конфигурации самолета:

(A) шасси убрано;

(B) закрылки в наиболее благоприятном по­ложении;

(C) створки капотов (или другие средства регулирования охлаждения двигателей) в поло­жении, обеспечивающем надлежащее охлажде­ние в условиях жаркого дня;

(D) двигатели работают в пределах ограни­чений максимальной продолжительной мощ­ности;

(E) масса соответствует максимальной взлетной массе; и

(ii) для самолетов с газотурбинными двига­телями - максимальной воздушной скорости, установленной для набора высоты от взлета до максимальной рабочей высоты.

(5) Температура топлива перед взлетом дол­жна быть не менее 45 °С. Кроме того, топливо должно иметь давление насыщенного пара, максимально возможное для тех его марок, на которых может эксплуатироваться самолет.

(b) Испытания, указанные в пункте (а) дан­ного параграфа, могут проводиться в полете или на земле в условиях, близко имитирующих условия полета. Если летные испытания про­водятся в холодную погоду, которая может по­мешать правильному проведению испытаний, то поверхности топливных баков, трубопрово­ды и другие элементы топливной системы, подверженные воздействию холодного возду­ха, должны быть изолированы, чтобы имити­ровать (насколько это возможно) полет в жар­кую погоду.

(а) Каждый топливный бак должен выдер­живать без повреждений и потери нормирован­ной герметичности вибрации, инерционные силы, массу топлива и нагрузку от конструк­ции, которым он может подвергаться на само­лете при эксплуатации.

(b) Оболочки мягких топливных баков дол­жны быть одобренного типа или должно быть продемонстрировано, что они соответствуют данному назначению.

(c) Топливные баки-отсеки (баки-кессоны) должны иметь средства для внутреннего осмо­тра и ремонта.

(d) Топливные баки, размещенные в фюзе­ляже, не должны разрушаться и терять герме­тичность при действии инерционных сил, ука­занных в 25.561 для случая аварийной посадки. Кроме того, эти баки должны быть защищены таким образом, чтобы трение баков о землю было невозможным.

(e) Крышки люков топливных баков дол­жны отвечать следующим критериям во избе­жание вытекания опасных количеств топлива:

(1) Должно быть показано анализом или ис­пытаниями, что все крышки, расположенные в зоне, в которой, судя по опыту эксплуатации или анализу, возможен удар, минимально подверже­ны пробиванию или деформации кусками шин, обломками двигателей, обладающими малой энергией, или другими подобными обломками.

(2) Все крышки люков должны быть огне­стойкими.

(f) Для топливных баков с наддувом должны быть обеспечены безопасные средства, препят­ствующие образованию чрезмерного перепада между давлением внутри бака и снаружи.

(a) При проведении испытаний топливных баков должно быть продемонстрировано, что установленные на самолете баки могут выдер­живать без повреждения или течи наиболее критические давления в условиях, указанных в пунктах (а)(1) и (а)(2) данного параграфа. Кро­ме этого, посредством анализа или испытаний должна быть продемонстрирована способность поверхностей баков, подвергающихся воздей­ствию наиболее критических давлений из числа возникающих в условиях, указанных в пунктах (a)(3) и (a)(4) настоящего параграфа, выдержи­вать следующие давления:

(1) Внутреннее давление 0,25 кг/см2.

(2) 125% максимального давления воздуха, создаваемого в баке скоростным напором.

(3) Гидравлические давления, возникающие при максимальных предельных перегрузках и маневрах самолета с полными баками.

(4) Гидравлические давления, возникающие при наиболее неблагоприятном сочетании кре­на самолета и запаса топлива.

(b) Каждый металлический бак с большими неподдерживаемыми или неусиленными пло­скими поверхностями, повреждение или де­формация которого может вызвать течь топли­ва, должен выдерживать следующие испытания (или эквивалентные им) без появления течи или чрезмерной деформации стенок бака:

(1) Каждый полностью собранный бак вместе с узлами крепления должен быть подвергнут ви­брационным испытаниям в компоновке, имити­рующей действительную установку на самолете.

(2) За исключением случая, изложенного в пункте (b)(4) данного параграфа, бак в сборе, наполненный на 2/3 водой или любой другой подходящей для испытаний жидкостью, дол­жен быть подвергнут вибрационным испыта­ниям в течение 25 ч с амплитудой колебаний не менее 0,8 мм, если не указывается другая доста­точно обоснованная амплитуда.

(3) Частота вибрационных колебаний при испытаниях должна быть следующей:

(i) если в нормальном рабочем диапазоне ча­стот вращения роторов двигателя отсутствует критическая частота вибрации бака, то частота вибрации при испытаниях должна быть равна 2000 колебаний в минуту (33,3 Гц);

(ii) если в нормальном рабочем диапазоне частот вращения двигателя имеется только од­на критическая частота колебаний бака, то ис­пытания должны проводиться с этой частотой;

(iii) если в нормальном рабочем диапазоне частот вращения роторов двигателя критиче­ской окажется более чем одна частота, то испы­тания должны проводиться с наиболее крити­ческой частотой.

(4) При выполнении испытаний в соответ­ствии с пунктами (b)(3)(ii) и (iii) данного па­раграфа должна быть изменена продолжитель­ность испытаний для получения такого же чи­сла циклов колебаний, как и в течение 25 ч ис­пытаний при частоте, указанной в пункте

(b) (3)(i) настоящего параграфа.

(5) При испытаниях бак в сборе должен быть подвергнут вибрационным испытаниям в тече­ние 25 ч с частотой 16-20 полных периодов в минуту на угол 15° в обе стороны от горизон­тального положения (в сумме 30°) относитель­но наиболее критической оси.

Если критическим является движение отно­сительно более чем одной оси, то бак должен качаться относительно каждой критической оси в течение 12,5 ч.

(c) Неметаллические баки должны выдер­жать испытания, указанные в пункте (b)(5) дан­ного параграфа, с топливом при температуре 45 °С, за исключением тех случаев, когда имеет­ся достаточный опыт эксплуатации подобного бака при его аналогичной установке. Во время этих испытаний бак данного типа должен быть установлен на опоры, имитирующие его уста­новку в самолете.

(d) Для топливных баков с наддувом должно быть показано путем расчета или испытаний, что топливные баки могут выдерживать макси­мальное давление, которое может иметь место на земле или в полете.

(a) Крепление каждого топливного бака не должно допускать концентрации нагрузок от массы топлива на неподкрепленные поверхно­сти баков. Кроме того, должны учитываться следующие положения:

(1) Для предотвращения трения между ба­ком и поддерживающей его конструкцией дол­жны устанавливаться прокладки.

(2) Прокладки должны изготавливаться из неабсорбирующих материалов, либо из матери­алов, обработанных соответствующим образом, предохраняющим от поглощения жидкостей.

(3) При использовании мягких баков их обо­лочки должны крепиться таким образом, чтобы они не подвергались воздействию гидравличе­ских нагрузок.

(4) Каждая внутренняя поверхность отсека установки бака должна быть гладкой и свобод­ной от выступов, наличие которых может при­вести к повреждению оболочки, за исключени­ем тех случаев, когда:

(i) приняты меры для защиты оболочки в та­ких точках; или

(ii) сама конструкция оболочки обеспечива­ет такую защиту.

(b) Полости, смежные с поверхностями ба­ка, должны вентилироваться, чтобы не допус­тить скопления паров в случае небольшой утеч­ки. Если бак находится в герметизированном отсеке, то вентиляция может осуществляться с помощью дренажных отверстий необходимого размера для предотвращения избыточного дав­ления при изменении высоты полета.

(c) Размещение каждого бака должно удо­влетворять требованиям 25.1185(а).

(d) Никакая часть обшивки гондолы двига­теля, лежащая непосредственно за основным выходом воздуха из отсека двигателя, не дол­жна служить в качестве стенки бака-отсека.

(e) Каждый топливный бак должен быть изолирован от кабин персонала и пассажиров конструктивными средствами, не допускаю­щими проникновения паров и топлива.

Каждый топливный бак должен иметь расши­рительное пространство объемом не менее 2% от емкости бака. Должна быть исключена возмож­ность непреднамеренного заполнения этого про­странства при нормальном стояночном положе­нии. Для систем заправки топлива под давлени­ем соответствие этому параграфу можно проде­монстрировать наличием устройств, применяе­мых для установления соответствия с 25.979(b).

25.971. Отстойник топливного бака

(а) Каждый топливный бак должен иметь от­стойник, рабочая емкость которого при стоя­ночном положении должна быть не менее 0,1% от емкости бака или 0,3 л, в зависимости от того, какая из этих величин больше, если только уста­новленные эксплуатационные ограничения не гарантируют, что при эксплуатации скопление конденсата не превысит емкость отстойника.

(b) Конструкция каждого топливного бака должна обеспечивать отвод опасного количест­ва конденсата из любой части бака в отстойник при стояночном положении самолета.

(c) Каждый отстойник топливного бака дол­жен иметь доступное сливное устройство, ко­торое:

(1) Обеспечивает слив отстоя на земле.

(2) Не допускает попадания сливаемого топ­лива на другие части самолета; и

(3) Имеет ручное или автоматическое уст­ройство для надежной фиксации в закрытом положении.

Конструкция каждой заправочной горлови­ны топливного бака должна не допускать попа­дания топлива в любые другие части самолета помимо самих баков. Кроме того:

(a) [Зарезервирован].

(b) Каждая утопленная заправочная горлови­на топливного бака, в которой может скопиться значительное количество топлива, должна иметь сливное устройство, не допускающее попадания сливаемого топлива на другие части самолета.

(c) Крышка каждой заправочной горловины должна обеспечивать плотное закрытие горло­вины, не допускающее просачивания топлива.

(d) Каждая точка заправки должна иметь сред­ства металлизации для электрического соедине­ния с наземным заправочным оборудованием.

(а) Дренаж топливных баков. Каждый топ­ливный бак должен сообщаться с атмосферой через верхнюю часть расширительного про­странства с тем, чтобы обеспечивался эффек­тивный дренаж при любых нормальных режи­мах полета. Кроме того:

(1) Расположение каждого дренажного от­верстия должно исключать возможность его за­грязнения или закупоривания льдом.

(2) Конструкция дренажа не должна допус­кать сифонирования топлива в нормальных ус­ловиях эксплуатации.

(3) Пропускная способность дренажной системы и уровень давления в ней должны быть достаточными для выдерживания прие­млемых перепадов давления внутри и снаружи бака при:

(i) нормальных режимах полета;

(ii) максимальной скорости набора высоты и снижения; и

(iii) заправке и сливе топлива.

(4) Воздушные полости баков с сообщающи­мися между собой топливными выходными ка­налами также должны сообщаться между собой.

(5) В дренажной системе не должно быть мест, где может скапливаться влага при поло­жении самолета на земле или в горизонтальном полете, в противном случае должна быть преду­смотрена возможность ее слива.

(6) Дренажные и сливные устройства не должны заканчиваться в точках:

(i) где выход топлива из дренажного отвер­стия может создать опасность пожара; или

(ii) откуда пары топлива могут проникнуть в кабины персонала и пассажиров.

(b) Дренаж карбюратора. Каждый карбюра­тор со штуцером для отвода паров должен иметь трубопровод для отвода паров обратно в один из топливных баков. Кроме того:

(1) Каждая дренажная система должна быть выполнена так, чтобы не происходило закупор­ки дренажа льдом.

(2) Если имеется более одного топливного бака и необходимо расходовать топливо из ба­ков в определенной последовательности, то ка­ждая линия возврата паров должна соединяться с баком, топливо из которого расходуется при взлете и посадке.

25.977. Заборник топлива из бака

(a) Заборник топлива из бака или вход в ба­ковый насос должен иметь защитную сетку — фильтр. Сетка-фильтр должна:

(1) Для самолетов с поршневыми двигателя­ми иметь 3 - 6 ячеек на 1 см; и

(2) Предотвращать прохождение частиц, ко­торые могут ограничить расход топлива или повредить любой элемент топливной системы самолета с газотурбинными двигателями.

(b) [Зарезервирован].

(c) Площадь проходного сечения каждого фильтра на заборнике или на входе бакового насоса должна не менее чем в 5 раз превышать площадь проходного сечения трубопровода по­дачи топлива из бака в двигатель.

(d) Диаметр каждого фильтра должен быть не меньше диаметра заборника топливного бака.

(e) К каждому фильтру (фильтрующему эле­менту) должен быть обеспечен доступ для про­верки и очистки.

К системам заправки баков топливом под давлением относится следующее:

(a) Каждое соединение трубопроводов сис­темы подачи топлива должно иметь средства, предотвращающие утечки опасных количеств топлива из системы в случае отказа впускного клапана.

(b) Должны быть предусмотрены средства автоматического закрытия, предотвращающие заполнение каждого бака топливом в количе­стве, большем, чем установлено для данного бака. Эти средства должны:

(1) Допускать проверку правильности закры­тия перед каждой заправкой бака топливом; и

(2) У каждого места заправки обеспечивать индикацию отказа средств закрытия с целью прекращения подачи топлива при максималь­ном количестве заправляемого топлива, уста­новленного для данного бака.

(c) Должны быть предусмотрены средства для предотвращения повреждения топливной системы в случае отказа средств автоматиче­ского закрытия, предписанных в пункте (b) данного параграфа.

(d) Система заправки самолета топливом под давлением (за исключением топливных ба­ков и их дренажа) должна выдерживать нагруз­ку, которая вдвое больше нагрузки, созда­ваемой при максимальных давлениях, в том чи­сле при пульсациях, которые могут иметь место во время заправки. Должно быть определено максимальное давление пульсаций для любой комбинации случайного или преднамеренного закрытия топливных кранов.

(e) Самолетная система слива топлива (за исключением топливных баков и их дренажа) должна выдерживать нагрузку, которая вдвое больше нагрузки, создаваемой при максималь­но допустимом давлении слива (положитель­ном или отрицательном) в самолетном топлив­ном соединительном штуцере.

(a) Должна быть определена наибольшая температура, которая на величину установлен­ного запаса ниже минимальной ожидаемой температуры самовоспламенения топлива в ба­ках самолета.

(b) Температура в любой точке внутри каждого топливного бака, где возможно воспламенение то­плива, не должна превышать температуру, опреде­ленную в соответствии с пунктом (а) данного пара­графа. Это должно быть продемонстрировано при всех возможных режимах работы, отказах и неис­правностях любого элемента, способного привес­ти к повышению температуры внутри бака.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

• I . Общие сведения о топливных системах ЛА ГА и предъявляемые к ней требования
• II . Оценка технического состояния топливной системы ВС
• III . Технология ТО топливной системы
• 3.1 Осмотр и дефектация
• VIII . Расчёт магистрали слива топлива в полёте самотёком

I. Общие сведения о топливных системах ЛА ГА и предъявляемые к ней требования

Топливная система самолета предназначена для размещения и хранения необходимого для выполнения полета запаса топлива и подачи его в работающие двигатели в необходимом количестве и под требуемым давлением на всех режимах полета .

Основные требования, предъявляемые к топливной системе:

Топливная система должна обеспечивать бесперебойное питание двигателей топливом на всех режимах полета.

В случае выключения подкачивающего насоса топливная система должна обеспечивать питание двигателей от МГ до взлетного режима на высотах до 2000 м с сохранением центровки и кренящих моментов в допустимых пределах.

Ёмкость топливных баков должна быть достаточной для выполнения полета на заданную дальность и должна включать аварийный (аэронавигационный) запас на 45 мин. полёта на крейсерском режиме (по нормам FAR и JAR).

Выработка топлива не должна существенно влиять на центровку ВС.

Топливная система должна быть безопасной в пожарном отношении.

Топливная система должна обеспечивать централизованную заправку, а также должна иметь приспособления для заправки под давлением.

Должна предусматриваться возможность аварийного слива топлива в полёте в случае, если максимальная масса ВС превышает допустимую из условий посадки.

Топливная система должна иметь возможность надежного и непрерывного контроля за очередностью и количеством выработки топлива, как в отдельном баке, так и в группе баков.

Топливная система условно делится на две системы:

внутреннюю, или систему питания двигателей;

внешнюю, или самолетную.

К внутренней системе относятся топливные агрегаты и соединяющие их трубопроводы, установленные на двигателе и поставляемые вместе с двигателем Д-ЗОКУ-154.

Самолетная топливная система состоит из топливных баков и следующих функциональных систем:

питания топливом основных двигателей;

питания топливом двигателя вспомогательной силовой установки;

перекачки топлива;

дренажа топливных баков;

заправки топливом;

системы автоматики расхода и измерения топлива СУИТ4-1Т;

системы измерения расхода топлива СИРТ-1Т.

Топливо на самолете Ту-154 размещено в пяти кессон-баках. Три бака - один бак №1 и два бака № 2 - расположены в центроплане и два бака (баки № 3) - в отъемных частях крыла. Пространство в центроплане между бортовыми нервюрами № 3 и первым и вторым лонжеронами используется в качестве бака №4.

Питание двигателей осуществляется из расходного бака № 1, который пополняется топливом из баков № 2 и 3, а также из бака № 4.

Централизованная заправка баков топливом производится снизу, через две приёмные горловины, установленные в носке центроплана правого крыла. При отказе централизованной заправки под давлением, заправка всех баков (кроме расходного) может производиться через верхние заправочные горловины баков.

Ёмкость топливной системы Ту-154:

Бак № 1 (расходный) 3300кг

Бак № 2 (левый, правый) 9500кг

Бак № 3 (левый, правый) 5425кг

Бак № 4 (фюзеляжный) 6600кг

Общее количество топлива39750кг (при 0,8г/см 3)

Каждый топливный бак представляет собой герметический отсек, образованный лонжеронами, нервюрами и верхней и нижней панелями крыла.

II. Оценка технического состояния топливной системы ВС

Оценка технического состояния топливной системы подразумевает, прежде всего, получение информации о возможных отказах и неисправностях, возможных в данной системе. Основными отказами и неисправностями топливной системы являются:

Отказы подкачивающих насосов из-за разрушения подшипников.

Отказы электромеханизмов запорных заслонок и кранов из-за отказов электродвигателей постоянного тока.

Утечки, вызванные износом уплотнительных колец и втулок, а также внешней негерметичностью соединений.

Падение и колебание давления топлива в результате разрегулирования и выхода из строя топливных насосов, редукционных клапанов и т.д.

Замерзание топлива в трубопроводах вследствие обводнения топлива, а также отказов системы радиаторов, насосов.

Длительное время для контроля технического состояния агрегатов топливной системы используется прибор "Тест", который контролирует состояние топливной системы, используя комплекс параметров:

Время открытия и закрытия заслонки (крана).

Потребляемый электродвигателем ток.

Уровень коммутационного шума (искрения), характеризующий техническое со стояние щеточно-коллекторного устройства электродвигателя.

Для диагностирования подшипников подкачивающих насосов топливной системы используется среднеквадратическое значение уровня виброускорения в характерных диапазонах частот.

Основное внимание при ТО топливных систем следуем уделять их герметичности. В первую очередь проверяются места стыков трубопроводов и агрегатов. Также необходимо проверять заборники системы дренажа.

Отказы и повреждения элементов топливных систем обусловлены:

конструктивно-производственными недостатками;

проявлением неблагоприятных свойств топлива, которые могут оказывать повре ждающее действие и на элементы конструкции двигателя;

нарушениями технологичности технического обслуживания и правил эксплуата ции систем питания двигателей топливом на земле и в полёте;

ошибками, допущенными при ремонте ЛА.

К характерным повреждениям систем относятся следующие:

1)Течь топлива из баков-кессонов и сливных клапанов .

Негерметичность баков и клапанов слива отстоя обнаруживается по следам течи топлива на нижних панелях крыла, нишах шасси или под центропланом. Основная причина течи баков - ослабление заклёпочных соединений панелей баков-кессонов, недоброкачественная их герметизация, а сливных клапанов - разрушение уплотнительных колец.

2 ) Отказы подкачивающих и перекачивающих насосов .

Они связаны с разрушением подшипника электродвигателей (сопровождается шумом при их работе, вибрацией), износом манжет уплотнения насоса и, как следствие, сопровождаются течью топлива из дренажных штуцеров насосов, износом щёток и разрушением коллекторного узла электродвигателя.

3 ) Нарушение работы кранов (пожарных, кольцевания и др .).

Оно происходит по причинам износа и разрушения уплотнений, элементов привода заслонок, отказа электромеханизмов.

4 ) Разрушение корпусов топливных фильтров .

Вызывается повышенными пульсациями топлива в системе.

5 ) Разрушение мембран, окисление контактов сигнализаторов давления .

6 ) Засорение фильтрующих элементов топливных фильтров кристаллами льда при низких температурах наружного воздуха.

топливная система самолет герметичность

Кристаллы льда засоряют фильтр магистрали низкого давления, что приводит к существенному увеличению гидравлического сопротивления магистрали и ухудшению кавитационных характеристик основного топливного насоса. Замерзание отстоя воды в полости подкачивающего насоса может вызвать примерзание его ротора к корпусу и разрушение валика привода насоса при запуске двигателя.

7 ) Засорение фильтрующих элементов и форсунок микрозагрязнениями при высоких температурах топлива (выше 100.110°С).

При этом из топлива в виде осадка выделяется сернистые соединения, оксиды металлов, смолы и твёрдые углеродные частицы, образующиеся в результате разложения термически нестабильных фракций топлива. Этот осадок вызывает также повышенный износ топливных насосов.

8 ) Попадание воздуха в систему .

Оно приводит к нарушению режимов работы топливных регуляторов, колебания частоты вращения ротора и выключению двигателя, кавитации в трубопроводах и насосах. Поэтому после длительной стоянки ЛА воздух удаляют из топливных магистралей через специальные клапаны.

9 ) Разрушения топливных трубопроводов .

Они происходят в результате их колебаний и составляют значительную часть всех отказов усталостного происхождения в ГТД. Разрушение трубопроводов наблюдаются, как правило, в местах концентрации напряжений: в зонах приварки и припайки ниппелей, по переходу цилиндрического участка трубы в развальцованной конический, под зажимами труб и в местах их максимальной изогнутости. Трещины вдоль образующей трубопровода возникают под действием пульсации давления топлива, а окружные трещины - в результате циклического изгиба вибрациями, передаваемыми от корпуса двигателя. Снижению усталостной прочности трубопроводов способствуют искажения формы их поперечного сечения, монтажные напряжения, поверхностные повреждения (вмятины, забоины, риски и т.п.). Поэтому к качеству монтажа трубопроводов предъявляются высокие требования.

III. Технология ТО топливной системы

3.1 Осмотр и дефектация

Основными работами по обслуживанию топливной системы являются: проверка состояния трубопроводов и агрегатов системы, проверка работы подкачивающих и перекачивающих насосов, порционера, топливного насоса ВСУ; проверка герметичности системы питания основных двигателей и перекрывных (пожарных) кранов; работы по заправке и сливу топлива

В процессе эксплуатации необходимо тщательно следить за герметичностью и надежностью всех соединений трубопроводов. При наличии течи по соединениям заменить в них уплотнительные кольца

При демонтаже соединительных металлических муфт трубопроводов надо слить топливо из трубопровода и расконтрить гайки муфты. Специальным ключом ослабить одну гайку, а другую полностью отвернуть. После этого сдвинуть муфту в сторону ослабленной гайки. Снять уплотнительные кольца. При снятых уплотнительных кольцах отвернутая соединительная муфта должна свободно перемещаться по концам труб.

При монтаже соединительной муфты гайки должны наворачиваться на муфту без скручивания уплотнительных резиновых колец

Детали, имеющие на уплотняемых поверхностях забоины, царапины и задиры установке на самолет не подлежат.

При соединении трубопроводов с помощью муфты необходимо обеспечить соосность трубопроводов на стыках. Допускается их несоосность не более 1 мм. Зазор между концами стыкуемых трубопроводов должен быть 9 ± 3 мм.

Осмотреть магистрали топливной и дренажной систем. На трубопроводах не должно быть вмятин, царапин, потертостей. Не допускается контакт между трубопроводами и элементами каркаса самолета.

Убедиться в отсутствии подтеков топлива в местах прокладки трубопроводов и крепления их к агрегатам.

Проверить целостность перемычек металлизации и их крепления

Для крепления трубопроводов, находящихся внутри кессон-баков, для избежания коррозии применять хомуты только с оцинкованной стальной лентой.

При осмотре агрегатов топливной системы необходимо убедиться в отсутствии течи, подтеков, трещин забоин, повреждения лакокрасочного покрытия, ослабления болтов крепления и нарушения центровки.

При осмотре поплавкового устройства порционера обратить особое внимание на состояние поплавков и их рычагов

При проведении работ необходимо следить, чтобы в кессон-баки, трубопроводы и агрегаты не попали посторонние предметы, вода, снег, грязь.

Для демонтажа насосов ЭЦН-323 и ЭЦН-325 необходимо сливать топливо из баков. Демонтаж насоса ЭЦН-319 проводить без слива топлива из бака. Запрещается поднанимать насосы за электропровода.

При монтаже насоса не допускается повреждение защитного кожуха электродвигателя

Перед монтажом агрегатов надо проверять целостность уплотнений, следить, чтобы на резиновых кольцах не было закусываний, подрезов, вмятин, деформаций, сеток старения. Резиновые уплотнительные кольца разрешается смазывать маслом МК-8.

После монтажа насосов проверить их работоспособность включением вручную в пилотской кабине и прослушиванием их.

После ремонта и демонтажа трубопроводов и агрегатов топливной системы необходимо перед первым запуском двигателя произвести промывку трубопроводов подачи топлива к двигателям, посредством включения топливных подкачивающих насосов.

В любое время года необходимо следить за чистотой заборников воздуха системы дренажа топливных баков.

Сливной трубопровод заправочной горловины не должен быть засорён, так как конденсат, находящийся в нем, может замерзнуть, разорвать его, и через этот разрыв топливо будет вытекать из бака.

Проверка работы подкачивающих насосов и герметичности системы питания основных двигателей производится поочередным включением насосов расходного бака.

Загорание сигнальных ламп свидетельствует об исправности насосов и системы сигнализации.

Эту работу, а также работы по проверке функционирования других топливных насосов, электромагнитных кранов и систем, требующих электропитания, осуществлять при включении АЗС систем. Для проверки герметичности системы питания основных двигателей открыть перекрывные краны и после 5 минут (не менее) работы подкачивающих насосов осмотреть топливные магистрали и убедиться в их герметичности. При наличии течи по соединениям трубопроводов между собой и агрегатами заменить уплотнительные резиновые кольца.

При проверке функционирования перекачивающих насосов выключатель переключения управления перекачивающими насосами установить в положение "Ручное". При поочередном включении перекачивающих насосов должны загораться соответствующие им сигнальные лампы, что свидетельствует об исправности насосов и системы сигнализации.

Работоспособность порционера проверяется при включенных топливомере и автомате расхода топлива при автоматическом управлении перекачивающими насосами (переключатель "Автомат - Ручное" должен стоять в положении "Авт. "). По зеленым сигнальным лампам перекачивающих насосов баков № 2 и 3 следить за работой насосов. Погасание этих ламп свидетельствует о том, что порционер неисправен.

Для проверки работоспособности топливного насоса ВСУ и герметичности перекрывных кранов 768600МА магистралей питания основных двигателей, выключатель запуска ВСУ установить во включенное положение, выключатель "Запуск - холодная прокрутка " установить в положение "Запуск".

Загорание табло "Р топлива" на панели запуска ВСУ свидетельствует об исправности насоса. Если после 5 минут работы насоса сигнальные табло "Р топлива" основных двигателей на панели приборов контроля двигателей не погаснут, то перекрывные краны герметичны.

Рукоятки на щитке заправки в открытом или закрытом положении кранов заправки должны быть в одной плоскости; допускается их отклонение от плоскости ±2 мм.

Заправка самолета топливом осуществляется в соответствии с заданием на полет с помощью системы заправки под давлением.

Основным топливом для двигателей самолета и двигателя ВСУ является керосин марок Т-1, ТС-1, Т-7 (ТС-1 Г), Т-7П и смеси указанных марок

Во время заправки самолета топливом необходимо соблюдать меры по обеспечению техники безопасности. До начала работ убедиться, что самолет и топливозаправщик заземлены, установлены упорные колодки под передние и задние колеса главных стоек шасси, а на шп. № 67 установлена страховочная штанга, сняты заглушки с заборников системы дренажа. На стоянке должны быть противопожарные средства. Курить и зажигать спички возле самолета запрещается. Запрещаются работы по обслуживанию радио - и прочего электроприборного оборудования и замене аккумуляторов. Топливо, слитое из отстойников топливозаправщика не должно иметь воды и механических примесей. В паспорте на топливо должна быть виза ответственного лица, разрешающего заправку.

Количество заправляемого топлива определяется в соответствии с заданием на полет и графиком его расхода и заправки.

При техническом обслуживании топливной системы самолета необходимо с особой тщательностью соблюдать указания по технике безопасности.

Работы по замене агрегатов, трубопроводов и другие работы, связанные с возможностью открытой течи топлива на землю или на конструкцию самолета, выполнять при обесточенной электросети самолета. Не допускается попадание топлива на электропровода и агрегаты электрооборудования самолета-Работы в топливных кессон-баках надо проводить в спецодежде, в маске или противогазе в присутствии связного для наблюдения.

Спецодежда должна быть из хлопчатобумажной ткани с застежками или пуговицами, не дающими искрения. Связной для наблюдения должен видеть работающего в баке и подаваемые им сигналы в течение всей работы, чтобы принять меры в случае сигнала о помощи. При работе внутри бака вынуть из карманов все ненужные инструменты и личные вещи не брать в бак металлические вещи, с острыми краями

Для предотвращения пожара при заправке самолета надо надежно заземлять самолет, заправочные шланги и топливозаправщики. Под колеса топливо-заправщика установить колодки. Необходимо помнить, что источником пожара могут быть разряды статического электричества и искры, появляющиеся в результате ударов металлических предметов друг о друга. Поэтому во избежание появления разрядов статического электричества запрещается пользоваться при промывочных, работах шерстяными и текстильными материалами.

Горловины кессон-баков и других емкостей с горючими материалами открывать руками, не ударяя по ним металлическими предметами, чтобы не допустить появления искры. Не допускается трение и волочение каких-либо металлических предметов (стремянок, ящиков и т.д.) вблизи самолета или под ним при открытых топливных баках. Не допускается хождение в ботинках, подбитых гвоздями и металлическими пластинам, в непосредственной близости от открытых баков.

3.2 Обслуживание топливной системы

Топливные системы предназначены для подачи необходимого количества топлива к двигателям. Они являются комплексом системы: питания двигателя топливом, дренажа топливных баков, автоматического управления расходом топлива и измерения его количества.

Подкачивающие насосы . ПНЛ проверяют по давлению (где имеются манометры), на слух или по загоранию (погасанию) ламп сигнализации, а также контролируют состояние их уплотнений. Наличие течи топлива из дренажных трубок подкачивающих насосов свидетельствует о нарушении сальниковых уплотнений. Проверяется исправная работа различных кранов (пожарных, перекрывных, перекрёстного питания), насосов подкачки и перекачки, сигнализаторов давления и других приборов контроля работы топливных систем.

Обслуживание топливных баков в эксплуатации сводится к периодическому их осмотру. Неисправностями мягких топливных баков являются: течь их вследствие некачественной склейки стенок баков; отрыв или отслоение от внутреннего слоя накладок (лент крепления) рёбер жидкости;

трещины внутреннего слоя в результате естественного старения резины, а также разрушения в местах заделки фланцев у заливных горловин, ПНЛ и межбаковых соединений.

Контроль внутренних поверхностен мягких баков осуществляется через монтажные люки. Баки вначале продувают в течение 20-30 мин. сжатым воздухом с целью уменьшения концентрации паров топлива. Работают внутри баков в специальном комбинезоне, мягкой обуви и противогазе с удлиненным шлангом, который выводят наружу топливного бака. При отрицательных температурах окружающего воздуха вследствие уменьшения эластичности резины монтаж и демонтаж мягких баков производят после их предварительного прогрева тёплым воздухом с температурой не выше 40-50 градусов.

Моменты затяжки болтов указываются в инструкциях. Их величина зависит от конструкции баков и диаметра болтов.

Проверка бака на герметичность производится путём заливки во всю группу баков топлива с выдержкой в течение 10 ч. Если течи нет, болты крепления крышки монтажного люка контрят и пломбируют, снимают ложную панель, устанавливают съёмную панель и опускают самолёт на колёса.

Дублирование ПНЛ выражается в установке двух параллельно работающих насосов, каждый из которых обладает производительностью, достаточной для самостоятельного питания двигателей топливом. При совместной работе каждый ПНЛ обеспечивает примерно половину расхода топлива двигателями, что снижает потребный кавитационный запас давления и повышает высотность.

Резервирование ПНЛ состоит в том, что при входе из строя одного насоса включается в работу другой. Последний для повышения живучести топливной системы может иметь другой тип привода.

3.3 Обслуживание трубопроводов топливной системы

Трубопроводы служат для соединения агрегатов данной магистрали и подачи жидкости. Они подвергаются деформации и вибрациям в результате влияния на них частей самолёта и двигателя.

Магистраль из жёстких трубопроводов должна иметь гибкие участки для снижения вибрационного воздействия.

Жёсткие трубопроводы изготовляют из дюралюминия, алюминиевомарганцевых сплавов, латуни и стали. Последняя применяется при наличии в магистрали высокого давления (подача топлива к форсункам). Для предохранения от коррозии трубопроводы из алюминиевомарганцевых сплавов анодируются, из стали - оцинковываются.

Гибкие трубопроводы (шланги) применяются для соединения жёстких трубопроводов или на участках, где затруднён монтаж.

При монтаже труб избегают возвышений, в которых мог бы скапливаться воздух, а также прогибов, препятствующих выработке и сливу жидкости из магистрали.

Малый радиус изгиба трубы увеличивает гидравлические сопротивления и концентрацию напряжений.

Выполняют изгиб трубы так, чтобы радиус изгиба (до оси трубы) был не менее трёх её наружных диаметров. В местах, где нельзя изогнуть трубопровод, ставят угольники.

Толщина стенки трубопровода не должна быть меньше 1мм для труб из алюминиевых сплавов и 0,5мм - из стали. Расчётные размеры диаметра и толщины стенки трубы уточняют по размерам, указанным ГОСТ 1947-56 на трубы из алюминия и алюминиевых сплавов и ГОСТ 8734-58 на трубы стальные бесшовные холоднотянутые и холоднокатаные.

Отбортовка . Обращается внимание на то, чтобы трубопроводы были закреплены к элементам конструкции планера специальными колодками или хомутами с прокладками из резины, кожи или фетра. Плохое крепление трубопроводов может явиться причиной их разрушения вследствие усталости материала или перетирания о детали планера, места прохода трубопроводов через перегородки должны быть отбортованы, А трубы на этом участке обшиты кожей (дерматином) или защищены от перетирания резиновыми прокладками.

Монтаж без натяга . При замене жёстких трубопроводов следят, чтобы длина и конфигурация их обеспечивала установку и присоединение трубопроводов без натяга. В свободном состоянии между торцами ниппельного соединения должен быть небольшой (0,5 - 1,0мм) зазор. Признаком правильного соединения трубопроводов является совпадение оси ниппеля с осью штуцера, при этом развальцованная часть трубопровода стыкуется с конусной поверхностью штуцера, а накидная гайка трубопровода навёртывается на штуцер от руки не менее чем на 2/3 длины резьбы.

Устранение течи . Запрещается устранять течь жидкости в резьбовом соединении большим затягиванием гаек. Если после потягивания гаек течь не прекращается, то выясняют причину неисправности и устраняют её. При низких температурах окружающего воздуха подтягивание соединений и резиновыми соединениями производят только после подогрева их тёплым воздухом. Трубопроводы не должны иметь резких изгибов и вмятин, могущих послужить причиной несоосности соединения.

Металлизация. Для хорошего электрического контакта соединяемых трубопроводов и предохранение от скопления в них зарядов статического электричества следят за надёжностью контакта металлизации каждого дюритового соединения. Для этого обращают внимание, чтобы на дюритовых трубках под хомутами проходила полоска алюминиевой фольги, концы которой должны быть загнуты под дюритовую трубку для соприкосновения с металлическими трубками, очищенными в этих местах лакокрасочного покрытия или анодной плёнки.

3.4 Испытание топливной системы самолета на герметичность

Общие испытания топливной системы производятся после заправки самолета на аэродроме для проверки герметичности.

После капитального ремонта производятся испытания трубопроводов топливной системы сжатым воздухом с помощью стендов, оборудованных манометрами и моновакуумметрами. Проверка производится по отдельным магистралям. Магистраль дренажа проверяется при отключенных баках под давлением 1140 мм рт. ст. в течение 10 мин. Падение давления в магистрали не должно превышать 3 мм рт. ст. Магистраль питания испытывается при отключенных баках под давлением воздуха 2 кгс/см 2 Если в течение 15 мин. падение давления не будет, производится испытание магистрали совместно с баками под избыточным давлением воздуха 50 мм рт. ст. измеряемого по моновакуумметру. Воздух во время этого испытания подается через дренажный трубопровод баков, при этом остальные дренажные, сливные и разгрузочные трубопроводы должны быть заглушены, а перекрывные краны закрыты.

Способ обмыливания. Для обнаружения мест с течью (негерметичностью) применяется обмыливание мест соединений, доступных осмотру. Мыльная пена приготовляется или из мыльного корня (ОСТ 4303) или из обычного нейтрального мыла с содержанием щелочи не более 0,05% с добавлением желатина как пенообразующего и глицерина для повышения вязкости.

3.5 Контроль жёсткости топливных баков

Характерными неисправностями жёстких баков являются: разрушение перегородок, коррозия внутренней поверхности днища, обечаек и каркаса бака, особенно около головок, заклепок и из-под уплотнительных прокладок арматуры. На клёпаных баках, не имеющих продольных перегородок, часто наблюдаются трещины в нижней части поперечных перегородок, а иногда и разрывы. Они появляются вследствие большой односторонней нагрузки, создаваемой топливом при наклонном положении баков.

Вышеуказанные неисправности приводят к нарушению жёсткости топливных баков, и, соответственно, отражаются на прочности крыла самолёта в целом.

Коррозия внутренних поверхностей нижних обечаек баков происходит под действием влаги, выделяющейся из топлива на дно. Обечайки клёпаных топливных баков всегда имеют волнистую форму. Между швами крепления перегородок образуется впадины, в которых скапливается вода. Эта вода не может быть слита через сливное отверстие бака. Особенно интенсивно распространяется коррозия в том случае, если баки долго хранятся незаправленными.

Проверка бака на герметичность . После осмотра бак проверяют на герметичность. Если бак штампованный и не имеет внутренних перегородок, то перед испытанием на него надо надеть специальное приспособление, предохраняющее бак от раздутия. Испытания производят под давлением 0,2кгс/см 2 .

Меры безопасности при осмотре баков . Осмотр внутренней конструкции бака производят до его пропарки с подсветом взрывобезопасной низковольтной электрической лампой или карманным фонарем с длинным хоботом; лампа фонаря должна быть защищена от повреждений. Взрывобезопасная лампа помещается в герметичном стеклянном колпачке с углекислотой. Если колпачок разобьётся, давление газа снизится и пневматическое выключающее устройство прекратит подачу тока.

3.6 Контроль мягких топливных баков

Неисправности баков. Основными неисправностями мягких баков являются трещины в местах переходов, а утолщениям стенок под арматуру и крышку бака. Эти трещины проявляются в результате неаккуратного снятия баков при низких температурах.

Проверка бака на герметичность производится путём заливки во всю группу баков топлива с выдержкой в течение 10 часов. Если течи нет, болты крепления крышки монтажного люка контрят и пломбируют.

Испытания снятых баков на герметичность производят в специальном контейнере путём заливки топлива под давлением 0,25кгс/см, или ремонтируемое место промазывают мыльной пеной и в баки создают избыточное давление 0,2кгс/см 2 , в течение 5-10 мин. В случае негерметичности, в мыльной пене будут видны выходящие из бака пузырьки воздуха.

3.7 Контроль топливных баков-отсеков крыла

Перед испытанием бака-отсека на герметичность заклёпочные швы бака промазывают меловой водой и высушивают. Проверку на герметичность производят наполнением бака-отсека топливом и выдержкой под давлением 0,1кгс/см" в течение одного часа, а без давления 3 часа. Места течи обнаруживаются по появлению пятен на меловой обмазке.

3.8 Испытание трубопроводов на прочность

Испытание на прочность производят 1-2% -ным раствором хромпика (ГОСТ 2652-48) в чистой воде под давлением, в 1,5 раз превышающим рабочее, в течение 3-5мин. Для трубопроводов из нержавеющей стали может применяться чистая вода без добавки хромпика. Герметичность проверяется обычно сжатым воздухом в аквариуме, помещённом в бронекамере. Сначала в течение 3 мин. внутрь трубопровода подаётся избыточное давление 2-Зкгс/см, затем оно поднимается до значения, близкого к рабочему, и выдерживается также около 3 мин. Применяемый воздух должен быть относительно сухим с точкой росы около - 40°С.

После испытания трубопроводы продувают воздухом и просушивают при температуре около +150 С.

Хромпик калиевый технический (бихромат калия технический) К2Сг207 - калиевая соль двухромовой кислоты-кристаллы оранжево-красного цвета. Выпускают (ГОСТ 2652-67) высшего сорта с содержанием основного вещества 99,6%, 1-го сорта-99,3% и 2-ого-99,0%. "

Отбраковка трубопроводов . Трубопроводы бракуют при наличии следующих дефектов: повреждений развальцовки; скручивания, надрывов, трещин, разницы в толщине стенок свыше 0,1мм и общего утонения стенок более чем на 0,3мм; западания развальцовки в ниппеле; овальности, составляющей более 20% внешнего диаметра; вмятин, рисок (более 0,2мм глубиной) и надиров, превышающих допустимые; повреждений ниппеля, трещин, забоин, деформаций увеличенного зазора между обоймой ниппеля и трубопроводом; повреждений накидной гайки, трещин, деформаций, забоин на резьбе.

На трубопроводах продольные риски более опасны, т.к. внутреннее давление стремится разорвать трубу вдоль образующей, поэтому допустимая глубина продольных рисок 0,1мм. На трубопроводах, не снятых с самолётов, разрешается оставлять без выправления вмятины глубиной 0,5мм.

3.9 Коррозионные поражения трубопроводов

Основными видами коррозионных повреждений трубопроводов являются: коррозионные поражения внутренней поверхности трубопроводов при наличии в рабочей жидкости (газе) коррозионноактивных компонентов и примесей.

Коррозионные поражения наружной поверхности трубопроводов сопровождаются образованием сквозных раковин или раковин различной глубины.

Как правило, очагами возникновения коррозионных раковин служат участки с повреждённым защитным покрытием и места скопления грязи и других коррозионных веществ. Загрязнённые участки служат зонами конденсации влаги, что создаёт благоприятные условия для возникновения химической или электрохимической коррозии материала трубопроводов.

Для предотвращения коррозионного поражения трубопроводов следят за сохранностью их защитных покрытий, а также за тем, чтобы на трубопроводы, особенно в местах их крепления, и под защитную обшивку трубопроводов не попадала влага. Для этого плотно закрывают все крышки люков, тщательно укрывают самолет чехлами, своевременно прочищают дренажные отверстия и т.д.

Защитные покрытия трубопроводов оберегают от повреждения, от попадания на них кислот и щелочей, а поражённые участки покрытия своевременно восстанавливают.

Дефекты трубопроводов, вызванные неправильным обслуживанием:

повреждение лакокрасочного покрытия трубопроводов в процессе их демонтажа и монтажа, а также при монтаже и демонтаже агрегатов и деталей, размещённых вблизи трубопроводов, вследствие неосторожного обращения с инструментом;

резкие перегибы (надламывание) трубопроводов, допущенные в процессе их де монтажа и монтажа; аналогичные перегибы трубопроводов образуются также из-за наличия в них монтажных напряжений;

нанесение на трубопроводы вмятин, царапин и других повреждений вследствие небрежного обращения с инструментом в процессе выполнения монтажно-демонтажных работ;

смятие трубопроводов вследствие неправильного подбора отбортовочных колодок (диаметр выемок колодок меньше диаметра трубопровода);

скручивание трубопроводов в процессе затягивания ниппельного соединения и др.

Большинство из перечисленных дефектов являются следствием небрежного обращения обслуживающего персонала с инструментом в процессе выполнения монтажно-демонтажных работ. Сопутствующим фактором служит эксплуатационное несовершенство технологических систем, затруднённый подход к агрегатам или к соединениям трубопроводов.

Фиксация соединения. Ряд дефектов является следствием неправильного монтажа и демонтажа трубопроводов. В частности, частым дефектом является скручивание трубопроводов, которое возникает в том случае, когда затягивание накидной гайки ниппельного соединения осуществляется без фиксации штуцера агрегата или переходника другим ключом.

Как правило, штуцеры или переходники, поставленные и закреплённые в агрегате в предшествующие монтажу трубопроводов сроки, в процессе работы получают некоторое ослабление затяжки и поэтому имеют возможность проворачиваться вместе с накидной гайкой, ниппелем и трубкой при затягивании ниппельного соединения. Необходимо поэтому во всех случаях при затягивании ниппельного соединения фиксировать штуцер вторым ключом.

Деформация деталей соединения. При неточной подгонке конической части трубопровода к конусу сочленяемого штуцера (перекос) возникает негерметичность соединения, которая не устраняется даже при попытке дополнительного завёртывания накидной гайки. В то же время чрезмерное затягивание накидной гайки обычно ведёт к деформации деталей соединения.

VIII. Расчёт магистрали слива топлива в полёте самотёком

Слив топлива в полёте используют в случае, когда необходимо быстро уменьшить посадочный вес самолёта, либо при необходимости быстрого изменения центровки. Для Ту-154, максимальный посадочный вес которого 78000кг, а взлётный колеблется в районе 100-102т, это означает необходимость слива до 24000кг топлива. Однако слить самотёком можно не всё топливо, а только ту его часть, которая находится в кессон-баках №3 правом и левом (всего 10850кг). Слив топлива осуществляется через два сливных крана по трубопроводам диаметром D=0,036m.

Определяем время слива топлива из баков:

Сорт топлива ТС-1.

а) рассчитываю объём топлива в одном баке №3

V = = 6.497 м 3

б) составлю уравнение определения времени слива элементарного объёма топлива

dt=

где dV - элементарный объём топлива, Q - расход топлива через магистраль слива; в) учитывая, что элементарный объём dV = F Ч dH (площадь зеркала жидкости в баке на толщину слоя), преобразую выражение для определения времени слива

dt= =

г) считая, что средняя высота топливного кессона №3 Н?0,5м, определяем усреднённую площадь зеркала топлива в баке

д) интегрируя выражение (3) по высоте бака, определяю время слива топлива из бака через сливной трубопровод (задаваясь при этом такими величинами, как площадь сливного насадка f = 0010174м2 и коэффициент скорости истечения из насадка ц=0,82)

t =

и, учитывая, что топливо сливается самотёком (и при отсутствии наддува бака), окончательно определяю время слива топлива из баков №3:

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Проектирование прибора непрерывного контроля за изменением центровки самолета по мере выработки топлива в баках. Особенности компоновки военно-транспортного самолета Ил-76, влияние расхода топлива на его центровку. Выбор прибора, определяющего центр масс.

дипломная работа , добавлен 02.06.2015


Назначение и условия работы форсунки Д50 топливной системы тепловоза. Основные ее неисправности, причины их возникновения и способы предупреждения; осмотр и контроль технического состояния. Технология ремонта деталей и необходимое для этого оборудование.

курсовая работа , добавлен 14.01.2011


Техническое описание самолета. Система управления самолетом. Противопожарная и топливная система. Система кондиционирования воздуха. Обоснование проектных параметров. Аэродинамическая компоновка самолета. Расчет геометрических характеристики крыла.

курсовая работа , добавлен 26.05.2012


Показатели технического состояния топливной аппаратуры. Влияние качества очистки топлива на работу техники. Факторы, влияющие на производительность насосных элементов и неравномерность подачи топлива. Главные особенности проверки и регулировки форсунок.

реферат , добавлен 16.12.2013


Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.

книга , добавлен 25.02.2010


Классификация и задачи предприятий автомобильного транспорта. Особенности технического обслуживания и ремонта топливной аппаратуры. Техническая характеристика автомобиля. Ремонт деталей и узлов топливной аппаратуры. Сборка и регулировка агрегатов.

курсовая работа , добавлен 28.06.2004


Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.

курсовая работа , добавлен 01.12.2013


Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.

курсовая работа , добавлен 01.03.2015


Требования к военно-транспортному стратегическому самолету с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км. Выбор схемы самолета и сочетания основных параметров самолета и его систем. Расчет геометрических, весовых и энергетических характеристик.

курсовая работа , добавлен 28.06.2011


Аэродинамическая компоновка самолета. Фюзеляж, крыло кессонного типа, оперение, кабина экипажа, система управления, шасси, гидравлическая система, силовая установка, топливная система, кислородное оборудование, система кондиционирования воздуха.

Методические указания по проведению практических занятий на тему

«Топливная система самолёта»

1. 
   Цель работы
   1. 
      Закрепление студентами знаний по темам программы лекционного курса, посвященного изучению функциональных систем летательных аппаратов.
   2. 
      Изучение особенностей конструкции топливной системы самолёта (на примере самолёта Ил-86).
2. 
   Содержание занятий
   1. 
      Контроль готовности студентов к занятиям.
   2. 
      Назначение и общая характеристика системы.
   3. 
      Изучение работы основных агрегатов топливной системы.
   4. 
      Характерные отказы и повреждения системы.
   5. 
      Основные работы по техническому обслуживанию топливной системы самолёта.
   6. 
      Изучение заправки и слива топлива.
   7. 
      Самостоятельная работа студентов со схемой топливной системы.
   8. 
      Опрос студентов.
3. 
   Топливная система самолёта
   1. 
      Общие сведения

Топливная система самолета обеспечивает:

заправку самолета топливом и хранение запаса топлива на самолете в его баках;

подачу топлива к двигателям и к ВСУ;

перекачку топлива межбаковую и внутрибаковую;

аварийный слив топлива в воздухе;

слив топлива на земле;

дренаж топливных баков;

контроль за количеством и расходом топлива, управление работой агрегатов топливной системы и контроль за их работой.

Топливная система включает баки, трубопроводы, насосы, краны, клапаны, приборы измерения и контроля.

Самолет имеет семь баков-кессонов (рис. 1).

Баки 1, 2, 3, 4, из которых топливо подается к соответствующим двигателям 1, 2, 3, 4, называются основными. Из бака 1А топливо поступает в бак 1 и далее к двигателю 1, из бака 4А топливо поступает в бак 4 и к двигателю 4. Бак 5 является дополнительным, и топливо из него перекачивается во все основные баки.

Максимальное количество топлива, заливаемое в баки (на самолетах с бортового №86011), следующее: в баки 1А и 4А - по 3420 л; в баки 1 и 4 - по 13 060 л; в баки 2 и 3 - по 19 680 л; в бак 5 --41 800 л; всего в баки самолета можно залить 114 800 л (88 400 кг). Самолеты до бортового №86011 имеют более высокое расположение ограничителей максимального уровня заправки, поэтому в них можно заправить максимально 115 840 л (89 900 кг) топлива.

Невырабатываемый остаток топлива при работающих насосах составляет около 1080 л, а при питании двигателей самотёком - примерно 5000 л. Несливаемый остаток - около 630 л (520 кг).

Баки 1, 2, 3, 4 имеют предрасходные и расходные отсеки. Расходные отсеки расположены внутри предрасходных и сообщаются с ними через отверстия перелива, расположенные сверху, и противоотливные клапаны, расположенные снизу. Предрасходные отсеки сообщаются с остальной частью бака также через отверстия перелива и противоотливные клапаны.

В состав топливной системы самолета входят следующие агрегаты:

1. Центробежные топливные насосы подкачки и аварийного слива ЭЦНГ-40-2 со шнековым преднасосом - 14 шт. Насосы требуют питания переменным током 200 В 400 Гц. Максимальная производительность насоса до 27 000 л/ч, максимальное давление подачи-150...170 кПа (1,5...1,7 кгс/см2). Насосы подкачки установлены в чашах с устройством, позволяющим снимать насос без слива топлива из бака. Насосы аварийного слива таких устройств не имеют.

Рис.1. Расположение баков на самолете:

1 - дренажный бак; 2 - предрасходный отсек 3600 л; 3 - расходный отсек 500 л; 4 - расходный отсек 530 л; 5-предрасходный отсек 3700 л; 6 -«сухой» отсек
2. Центробежные подкачивающие насосы ВСУ типа ЭЦН-40-

2 шт. Электродвигатели насосов питаются постоянным током 27 В.

3. Струйные насосы СН-6 - 4 шт.; СН-11 -4 шт.; СН-12 -

22 шт.; СН-13 - 2 шт. Насосы различаются по своей производительности.

4. Перекрывные краны 771300 - 7 шт. (четыре перекрывных и три кольцевания). Электромеханизм крана МПК-13А5-2 питается постоянным током 27 В, как и остальные типы кранов.

5. Перекрывной кран ВСУ 768600МА - 1 шт.

6. Краны 770100-2 - 4 шт. (два главных крана заправки и два главных крана аварийного слива). В отличие от других кранов, они, вместе со своими электромеханизмами, установлены внутри трубопроводов и находятся в потоке топлива.

7. Краны 772200-15 шт. (внутрибаковые краны заправки- 7 шт., внутрибаковые краны аварийного слива - 6 шт., краны перелива топлива--2 шт.).

Краны 771300, 772200 установлены на стенке заднего лонжерона таким образом, что сам кран находится внутри бака, а его электромеханизм - снаружи. Все трубопроводы проложены внутри баков.

8. Краны слива топлива 604700-1 -5 шт. Установлены по одному на каждом двигателе, и один - на сборнике бака 5.

9. Нажимные краны слива конденсата 590200 - 22 шт. Установлены на нижних панелях кессона всех баков, кроме бака 5.

10. Поворотные краны слива конденсата 638700А - 6 шт.

Пять кранов установлены в баке 5, шестой - на трубопроводе подвода топлива к ВСУ.

11. Гидравлические краны заправки 584000-7 шт.

12. Поплавковые клапаны заправки 741400, работающие совместно с гидравлическими кранами заправки и управляющие ими,-7 шт. Установлены по одному в каждом баке.

13. Краны 768670М с ручным управлением - 2 шт.

Установлены перед насосами ВСУ. В открытом положении рукоятка крана направлена в сторону.

14. Бортовые штуцера заправки - 4 шт. Стандартного типа, выполнены по ОСТ 1.11320-74. Установлены в двух нишах

в обтекателе правой опоры между шп. №47 и 50.

15. Клапаны двойного действия- 2 шт. Представляют комбинацию вакуумного клапана, открывающегося при отрицательном перепаде давления 7,8 кПа (0,08 кгс/см2), и предохранительного клапана на 880 кПа (8,5-9,0 кгс/см). Установлены в трубопроводе на участке между штуцерами заправки и главными кранами заправки и закреплены на передней стенке отсека правой опоры. При откачке топлива из шлангов после заправки вакуумный клапан впускает атмосферный воздух в трубопровод. Предохранительный клапан открывается и сливает часть топлива из трубопровода, если оно не было откачано и нагрелось при стоянке самолета.

1. 
   Подача топлива к двигателям и к ВСУ

Каждый двигатель питается из расходного отсека своего бака с помощью двух насосов подкачки ЭЦНГ-40-2. Топливо от насосов через обратные клапаны подается в общую магистраль, идущую через перекрывной кран к двигателю. Магистрали соседних двигателей соединены через краны кольцевания (рис.2.). Одновременно с включением насосов подкачки топливо от этих насосов будет подаваться для питания струйных насосов.

Два насоса подкачки установлены для увеличения надежности системы, причем один насос установлен в стакане и обеспечивает питание двигателя при отрицательных перегрузках в течение 5 с.

Насосы подкачки включаются и выключаются только вручную переключателями на панели топливной системы на рабочем месте бортинженера. Если насос включен и подает топливо, то желтая лампа сигнализации, расположенная рядом с переключателем, гаснет. Сигнал на лампу поступает от датчика давления МСТВ-0,5, включенного в магистраль непосредственно за насосом до обратного клапана.

В случае отказа одного насоса второй обеспечивает работу двигателя на всех режимах. В случае отказа обоих насосов топливо к двигателю, питавшемуся от отказавших насосов, может быть подано через краны кольцевания от любых работающих насосов в других баках.

В случае обесточивания всех насосов подкачки питание двигателей до высоты 8000 м может производиться самотеком. При этом остаток невырабатываемого топлива составит около 5000 л (без учета топлива в баке 5, которое нельзя будет перекачать в другие баки).

Топливо в предрасходный и расходный отсеки в каждом баке при самотеке поступает через противоотливные клапаны в стенках этих отсеков, а из баков 1А и 4А - в баки 1 и 4 через краны перелива.

Подача топлива к ВСУ осуществляется из предрасходного отсека бака 4 по отдельному трубопроводу с помощью двух насосов ЭЦН-40. Один насос является резервным и включается в случае отказа основного насоса. За насосами установлены обратные клапаны с отверстиями диаметром 0,3 мм в шариках для слива топлива при его термическом расширении на стоянке. Далее топливо проходит через перекрывной кран с термоклапаном и по трубопроводу, проложенному в обтекателе с наружи фюзеляжа, подходит к топливному агрегату ВСУ. Термоклапан открывается при перепаде давления 294 кПа (3 кгс/см2) и выпускает часть топлива из трубопровода ВСУ, при его нагреве и расширении, в бак.

Управление насосами и перекрывным краном осуществляется с панели ВСУ. Для подачи топлива к ВСУ необходимо включить один насос переключателем на панели ВСУ. Загорится зеленое светосигнальное табло «ИДЕТ ПОДКАЧКА». Затем надо открыть перекрывной кран. Загорится зеленое светосигнальное табло «ТОПЛИВНЫЙ КРАН ОТКРЫТ». Теперь можно приступать к запуску ВСУ.

Рис. 2. Схема топливной системы:

1 - правый главный кран аварийного слива; 2 - сигнализатор MCTВ-0,3A повышения давления в баке при его переполнии; 3- гидравлический клапан (кран) заправки со своим поплавковым клапаном; 4 - внутрибаковый кран заправки; 5 - кран перелива топлива; 6 - струйный насос; 7 - поплавковый клапан; 8 - струйный насос перекачки топлива; 9 - насос подкачки ЭЦНГ-40-2 с отсеком отрицательных перегрузок; 10 - обратный клапан; 11 - кран кольцевания; 12 - сигнализатор работы насоса МСТВ-0,5; 13 - насос подкачки ЭЦНГ-40-2; 14 - трубопровод кольцевания; 15 - струйные насосы бака 5 (8 шт.); 16 - насос перекачки ЭЦНГ-40-2; 17 - ниши для штуцеров заправки; 18 - штуцер заправки; 19 - клапан двойного действия; 20 - главный кран заправки; 21 - внутрибаковый кран заправки бака 5; 22 - магистраль автоматической межбаковой перекачки левого полукрыла; 23 - главная магистраль заправки - перекачки - аварийного слива; 24 - кран аварийного слива; 25 - сигнализатор - ограничитель уровня при полной заправке бака; 26-кран аварийного слива; 27 - сигнал о начале выработки топлива из расходного отсека; 28 - насос аварийного слива ЭЦНГ-40-2; 29 - сигнализация об остатке топлива 2000 кг на двигатель; 30 - мнемосигнализатор начала выработки топлива из расходного отсека; 31 - табло на панели топливной системы; 32 - табло на правой приборной доске пилотов; 33 - кран слива топлива; 34 - перекрывной (пожарный) кран; 35 - МСТВ-О.ЗА; 36 - сигнализатор выключения насоса аварийного слива; 37 - труба перелива топлива из дренажного бака; 38 - дренажный бак; 39 - вакуумный клапан; 40 - заборник воздуха; 41 - предохранительный клапан (2 шт.).

1. 
   Внутрибаковая перекачка топлива

Перекачка топлива в предрасходные и расходные отсеки в каждом основном баке и перекачка в сборный отсек в баке 5 составляет сущность внутрибаковой перекачки. Она осуществляется простыми и надежными струйными насосами. Активное топливо для струйных насосов поступает от насосов подкачки в основных баках и насосов перекачки в баке 5.

При работающих насосах подкачки расходные отсеки заливаются топливом доверху с созданием небольшого избыточного давления посредством одного струйного насоса СН-11 на каждый отсек, который перекачивает топливо из предрасходного отсека. Предрасходные отсеки также заливаются топливом доверху, пока есть топливо в остальной части бака, с помощью двух струйных насосов СН-12, которые перекачивают топливо из основной части бака (рис. 2.).

В баке 5 имеется сборный отсек, в который перекачивается топливо из основной части бака восемью струйными насосами, если работают насосы перекачки ЭЦНГ-40-2. Восемь насосов обеспечивают полную откачку топлива из бака, разделенного полками семи лонжеронов на секции.

1. 
   Межбаковая перекачка топлива

Условно ее можно разделить на автоматическую и ручного включения.

Автоматическая межбаковая перекачка начинается после включения насосов подкачки в основных баках 1 и 4 и насосов перекачки в баке 5 (рис. 2).

Из баков 1А и 4А топливо будет перекачиваться в предрасходные отсеки баков 1 и 4 струйными насосами СН-13. Но эта перекачка начнется лишь тогда, когда в предрасходном и расходном отсеках баков 1 и 4 останется 3500 л. Задержка перекачки осуществляется поплавковым клапаном и обеспечивает сохранение нужной центровки самолета.

Из бака 5 при включении одного из двух перекачивающих насосов (второй насос является резервным) топливо через дроссели перекачивается в предрасходные секции всех четырех основных баков. Темп перекачки - 3000 л/ч в каждый бак.

Межбаковая перекачка ручного включения позволяет вести перекачку топлива из любого основного в любой основной бак и переливать топливо из бака 1А в бак 1 (из бака 4А в бак 4). Перекачать топливо из основных баков в баки 1А, 4А или в бак 5 нельзя, так как на панели топливной системы отсутствуют органы управления для такой перекачки. Также можно перекачать топливо из бака 5 в любой основной бак.

Управление перекачкой ручного включения сосредоточено на панели топливной системы. В системе перекачки ручного включения используются насосы аварийного слива в основных баках (в баке 5 они же насосы перекачки) и краны заправки (на панели топливной системы они обозначены как краны перекачки).

Для осуществления перекачки ручного включения в баках, из которых топливо выкачивается, включаются насосы аварийного слива и открываются краны аварийного слива, а в баках, в которые топливо закачивается, открываются краны перекачки (заправки). Насосы аварийного слива забирают топливо из основной части баков и через краны аварийного слива подают его в главную магистраль, из которой топливо через краны перекачки (заправки) и гидравлические краны заправки может быть подано в любой основной бак. Полностью все топливо из основных баков выкачать нельзя, так как из расходных и предрасходных отсеков топливо не забирается.

Поскольку темп перекачки очень высокий, бортинженер при перекачке обычно держит руку на панели топливной системы и следит за разницей в количестве топлива в баках. Между баками 1А и 4А она не должна быть более 1500 кг, между баками правого и левого полукрыльев - более 3000 кг.

Полезно помнить, что на земле, открывая краны заправки переключателями, расположенными на щитке заправки, можно перекачать топливо из баков 1, 2, 3, 4 и 5 в любой бак.

1. 
   Заправка самолёта топливом и слив отстоя

Самолет эксплуатируется на топливе ТС-1 или РТ без ПВК-жидкости (противоводно-кристаллизационной жидкости типа ТГФ-М). Разрешенные к использованию зарубежные сорта топлив указаны в разд. 2.10.3 РЛЭ.

Заправка производится через четыре заправочных штуцера. При давлении 3,5 кгс/см2 скорость заправки составляет 3000 л/мин. Во избежание разрядов статического электричества скорость заправки не должна превышать 4000 л/мин при заправке всех баков и 650 л/мин при заправке одного бака. От каждых двух штуцеров заправки через главный кран заправки и обратный клапан топливо поступает в магистральный трубопровод, из которого распределяется по бакам через внутри-баковые краны заправки и последовательно соединенные с ними гидравлические краны заправки. Количество заправляемого в каждый бак топлива определяется по таблице заправки, укрепленной на крышке ниши, где находится щиток заправки. При необходимости заправка или дозаправка может осуществляться через заливные горловины, находящиеся на верхних панелях всех баков, кроме бака 5.

Управление заправкой осуществляется со щитка заправки, на котором расположены выключатели главных и внутрибаковых кранов заправки и четыре индикатора топливомера с задатчиками, обеспечивающими автоматическое закрытие внутрибаковых кранов заправки при достижении заданного уровня топлива в баке.

С целью предохранения баков от раздутия при перезаправке каждый бак имеет три ступени автоматической защиты.

Первая ступень. Если при достижении заданного уровня топлива внутрибаковый кран почему-либо не закрылся, то при достижении уровня максимальной заправки он будет закрыт по сигналу датчика-сигнализатора уровня ДСИ-ЗБ.

Вторая ступень. Если внутрибаковый кран заправки отказал, то при достижении уровня, несколько превышающего уровень максимальной заправки, закроется гидравлический кран заправки по сигналу своего поплавкового клапана.

Третья ступень. При отказе гидравлического крана заправки, когда давление в баке поднимется до 29 кПа (0,3 кгс/см2), внутрибаковый кран заправки и оба главных крана заправки будут закрыты по сигналу датчика давления МСТВ-0,ЗА.

Подготовка к заправке

Остановить топливозаправщик на расстоянии 10 м от самолета и проверить наличие контрольного талона на топливо, пломб на заправщике, наземных средств пожарной защиты, состояние шлангов и наконечников шлангов, слив отстоя из топливозаправщика, надежность заземления самолета.

Установить топливозаправщик на расстоянии 5 м от самолета так, чтобы он мог отъехать без разворотов, заземлить топливозаправщик, затормозить и установить упорные колодки под его колеса. Для выравнивания потенциалов соединить топливозаправщик с самолетом уравнительным кабелем.

Проверить снятие заглушек с воздухозаборников дренажных баков, установку упорных колодок под колеса самолета (чтобы после заправки шины не зажимали колодки, зазор между шиной и колодкой должен быть примерно 5 см).

Включать питание 27 и 115 В, проверить, включен ли стояночный тормоз.

Убедиться, что АЗС топливомера на ЦРУ371, 372, 381, 382, 373, 383,- на РУ223 включены и выключатель питания топливо-мера включен.

Переключатель индикаторов топливомера «РАСХОД-ЗАПРАВКА» на панели топливной системы установить в положение «ЗАПРАВКА».

Заправка под давлением

Открыть крышки люков в правом обтекателе шасси для подхода к штуцерам и щитку заправки.

Подсоединить шланги топливозаправщика к бортовым штуцерам заправки и заземлить их через гнезда, установленные на штуцерах заправки. Если присоединяются два заправщика, то два шланга одного заправщика стыкуются с правыми штуцерами заправки в обеих нишах, а два шланга другого заправщика - с левыми штуцерами.

Если в баке 5 есть топливо, а для предстоящего полета его заправлять не нужно, то необходимо перекачать остаток топлива в основные баки.

Руководствуясь таблицей заправки, установить индексы заправки индикаторов топливомера на то количество топлива, которое необходимо заправить в баки.

Установить выключатель «ПИТАНИЕ» на щитке в положение «ВКЛ».

Установить переключатели «ГЛАВНЫЕ КРАНЫ» в положение «ОТКРЫТЫ». Погаснут красные лампы закрытого положения главных кранов и загорятся желтые лампы открытого положения. Установить переключатели «КРАНЫ ЗАПРАВКИ» заправляемых баков в положение «ВКЛ». Загорятся зеленые лампы открытого положения внутрибаков кранов заправки.

Подать топливо из топливозаправщика и контролировать процесс заправки.

После окончания заправки индексы заправки всех индикаторов топливомеров нужно установить на максимальные отметки шкал, чтобы в полете в процессе межбаковой перекачки не произошло преждевременного закрытия внутрибаковых кранов заправки-перекачки.

Выключить выключатели главных кранов заправки, выключить питание щитка, но не ранее чем закроются главные краны и загорятся красные лампы сигнализации их закрытого положения.

Откачать топливо из шлангов, отсоединить шланги, закрыть и законтрить крышки бортовых штуцеров заправки, закрыть лючки.

Переключатель топливомера на панели топливной системы вернуть в положение «РАСХОД».

Через 15 мин слить отстой из баков.

При наличии в отстое механических примесей или воды топливо надо сливать до исчезновения воды или примесей. В этом случае качество топлива проверяется путем слива его из всех 21 точек слива отстоя.

3.6. Аварийный слив топлива

Используется в случае необходимости для уменьшения посадочной массы самолета.

Топливо сливается из всех семи баков самолета. Из баков 1, 2, 3, 4 топливо выкачивается насосами аварийного слива, из бака 5 - двумя насосами перекачки, из баков 1А и 4А переливается через краны перелива в баки 1 и 4. Полностью все топливо слить нельзя, так как насосы аварийного слива выключаются по сигналам датчиков уровня топлива во время аварийного слива при остатке топлива на самолете (19 000+1000) кг.

При сливе топливо от насосов через краны аварийного слива поступает в магистральный трубопровод (см. рис. 2), из которого сливается через два главных крана, установленных на концах" крыла, в атмосферу. Система является общей для левого и правого полукрыльев и позволяет производить слив топлива через один главный кран в случае отказа второго. Темп аварийного слива 2000 л/мин через оба главных крана и 1300 л/мин через один главный кран аварийного слива. Слив должен производиться одновременно из всех баков. Автономный слив разрешается только для бака 5.

Управление включением насосов и кранов аварийного слива, сигнализация открытого положения кранов и работы насосов осуществляются с помощью панели топливной системы, на которой находятся включатели кранов и насосов и лампы сигнализации их состояния.

Выключение насосов аварийного слива производится или вручную, или автоматически по сигналам от сигнализаторов уровня при остатке топлива на самолете (19 000±ЮОО) кг, либо по сигналам от сигнализаторов давления МСТВ-0,ЗА, когда из основной части бака будет откачано все топливо.

3.7. Слив топлива на земле

Для слива топлива на земле в системе имеется пять больших сливных кранов, открываемых вручную: четыре крана справа на каждом двигателе и один на сборнике бака 5. Слив из этого бака будет идти самотеком. Слив из основных баков может происходить или самотеком, или с использованием насосов подкачки. При сливе из основных баков должны быть открыты перекрывной кран того двигателя, на котором открыт кран слива (рис. 2), и соответствующие краны кольцевания, если слив производится из соседних основных баков.

Из баков 1А и 4А топливо будет сливаться, если открыть краны перелива топлива в баки I и 4. Остатки неслившегося топлива можно слить через краны слива отстоя.

3.8. Дренаж топливных баков

Дренаж баков предотвращает повышение давления в баках при заправке и образование вакуума при выработке топлива, создает в полете полезное небольшое избыточное давление в баках.

Дренаж осуществляется через дренажные баки, расположенные на каждом полукрыле, и выполнен раздельно для правого и левого полукрыльев. Бак 5 связан дренажными трубопроводами с обоими дренажными баками. От каждого дренажного бака через баки соответствующего полукрыла протянуты две дренажные трубы. От них в каждом баке имеются два дренажных отвода. Передний дренажный отвод выведен в переднюю верхнюю часть бака, задний - в верхнюю часть вблизи заднего лонжерона и оканчивается поплавковым клапаном. В горизонтальном полете открыт передний дренажный отвод. При снижении и эволюциях самолета, когда конец трубы переднего дренажного отвода может оказаться в топливе, дренаж осуществляется через второй дренажный отвод. Топливо, которое может попасть из баков в дренажный бак, вытекает из него самотеком в бак 1 (4) по трубопроводам с обратными клапанами. Дренажный бак соединен трубой с воздухозаборником, расположенным на нижней поверхности крыла. На этой трубе установлены четыре вакуумных клапана на 1,96 кПа (0,02 кгс/см2) и два предохранительных клапана на 19,6 кПа (0,2 кгс/см2). Они будут соединять баки с атмосферой в случае обмерзания и закупорки воздухозаборника.

3.9. Порядок выработки топлива из баков

Принятый порядок выработки топлива обеспечивает сохранение центровки самолета в полете в пределах допусков и достигается автоматически без вмешательства экипажа.

Проследим, как будет вырабатываться топливо из баков при выполнении следующих условий:

самолет заправлен полностью, и в баках находится 114 480 л;

расход топлива двигателями составляет 11520 кг/ч, один двигатель расходует 2880 кг/ч;

плотность топлива 0,8 кг/л;

межбаковая перекачка экипажем не производится.

Топливо из бака 5 вырабатывается со скоростью 12 000 л/ч (3000 л/ч в каждый основной бак) в течение 3,5 ч, пока бак 5 не опорожнится.

Одновременно в небольшом количестве расходуется топливо из основных баков. Этот расход покрывает разницу между часовым расходом двигателем топлива 2880 кг/ч и часовым приходом подаваемого из бака 5 топлива - 2400 кг/ч. Разница составляет 480 кг/ч.

После окончания перекачки топлива из бака 5 начнется выработка топлива из основной части баков 1, 2, 3, 4 со скоростью 2880 кг/ч в течение 3 ч 43 мин в баках 2 и 3 и 1 ч 54 мин в баках 1 и 4.

Когда из основной части баков все топливо будет выкачано, начнется выработка топлива из предрасходных секций баков 1, 2, 3, 4. Запаса топлива в предрасходных секциях баков 2 и 3 хватит на 1 ч 02 мин работы двигателя, а в баках 1 и 4 - на I ч работы.

Когда в предрасходных секциях баков I и 4 останется по 3500 л (это случится через 1,5 мин после начала выработки из них), откроются поплавковые клапаны струйных насосов СН-13 и начнется перекачка топлива из баков 1А и 4А в баки 1 и 4 со скоростью, обеспечивающей поддержание постоянного уровня топлива в предрасходных секциях, так как скорость откачки СН-13, равная 6300 л/ч, превышает скорость расхода топлива двигателем. Питание двигателя топливом, подаваемым из бака 1А (4А), будет происходить в течение 57 мин, пока бак 1А (4А) не опорожнится.

После полной выработки топлива из предрасходных секций начнется выработка топлива из расходных секций сначала в баках 1 и 4, а затем в баках 2 и 3. Топлива в этих секциях хватит лишь на 8-9 мин работы двигателей.

При неполной заправке самолёта топливом часть процессов может отпасть, например, перекачка топлива из бака 5. Остальные процессы будут проходить в том же порядке.

Возможные неисправности топливной системы

На долю топливной системы приходится 3,4 % всех неисправностей. Топливная система построена по гибкой схеме, допускающей применение различных вариантов парирования отказов. Поэтому при возникновении отказа какого-либо агрегата, чаще всего топливомера или крана, бортинженер всегда может найти выход из ситуации, сложившейся после отказа.

Легко парируются отказы в системах, где агрегаты дублированы: неисправный агрегат выключается, остается работать второй агрегат. Дублеры имеют насосы подкачки, насосы перекачки бака 5, главные аварийные краны.

Не имеет дублеров, кроме главных кранов, нечасто используемая система аварийного слива. Поэтому при отказе либо насоса, либо внутрибакового крана аварийного слива, либо крана перелива из бака 1А (4А) в бак 1 (4) придется аварийный слив прекратить и вырабатывать топливо двигателями. Автономный слив допускается только для бака 5.

Даже при одновременном возникновении двух отказов будет создаваться далеко не безвыходная ситуация. Например, при отказе двух насосов подкачки в одном баке и одновременном неоткрытии крана перекачки соседнего бака, в который целесообразно было бы перекачивать топливо, можно периодически перекачивать топливо в баки другого полукрыла, и через краны кольцевания подавать топливо из трех баков к четырем двигателям.

1. 
   Основные работы по техническому обслуживанию (ТО) топливной системы

4.1. Предполётная подготовка топливной системы

Предполетная подготовка топливной системы включает проверку количества заправленного топлива, проверку исходного состояния агрегатов топливной системы, проверку работоспособности кранов, насосов, топливомера.

Количество заправленного топлива определяется по указателям на щитке заправки, так как в стояночном положении самолета они дают более точные показания, чем указатели в кабине. Погрешности указателей на щитке заправки составляют:

указателей баков 1А и 4А…………………………………±300 кг;

указателей баков 2 и 3…………………………………….±800 кг;

указателей баков 1 и 4…………………………………….±550 кг;

указателя бака 5………………………………………………..±1700 к"г.

Максимальная погрешность показаний указателей суммарного количества топлива составляет ±5500 кг.

На щитке заправки рекомендуется проверить, установлены ли техниками индексы заправки на максимальные отметки шкал и все ли переключатели установлены в положение «ВЫКЛЮ¬ЧЕНО». Не будет лишним убедиться, что все внутрибаковые краны заправки закрыты, для чего на несколько секунд надо включить питание щитка и проверить, что все желтые лампы закрытого положения кранов загорелись.

В кабине проверяют, находятся ли в исходном положении согласно разд. 8.20 РЛЭ-86 органы управления топливной системой. Непосредственно перед полетом бортинженер проверяет работоспособность агрегатов топливной системы, для чего открывает и закрывает все краны аварийного слива, краны перелива, краны кольцевания, кратковременно включает насосы аварийного слива и насосы бака 5, а также проверяет измерительную часть топливомера, как изложено в разд. 8.20.2 РЛЭ-86.

Если в баках нет топлива, то топливные насосы включать нельзя, чтобы не вывезти их из строя.

4.2. Основные работы по ТО топливной системы

При техническом обслуживании топливной системы самолета необходимо особо соблюдать указания по технике безопасности. Работы по замене агрегатов, трубопроводов и другие работы, связанные с возможностью открытой течи топлива, необходимо выполнять при обесточенной электросети самолета. Не допускается попадание топлива в электропроводку и агрегаты электрооборудования самолета.

Работы в топливных кессон-баках надо проводить в спецодежде, в маске или противогазе в присутствии связного для наблюдения. Спецодежда должна быть из хлопчатобумажной ткани с застежками или молниями, не дающими искрения.

Для предотвращения пожара при заправке надо надежно заземлять самолет, заправочные шланги и топливозаправщик. Источником пожара могут быть разряды статического электричества, возникающего при прокачке большой массы топлива, а также искры, появляющейся в результате ударов металлических предметов друг о друга.

Основными работами по техническому обслуживанию топливной

системы являются:

проверка состояния трубопроводов и агрегатов системы;

проверка работы насосов; проверка герметичности системы;

определение работоспособности агрегатов системы подачи

противообледенительной жидкости.

При наличии течи по соединениям заменяют в них уплотнительные кольца. Детали, имеющие на уплотнительных поверхностях забоины, царапины и задиры, не подлежат установке на самолет.

При осмотре трубопроводов, агрегатов топливной системы необходимо убедиться в отсутствии течи, подтеков, трещин, забоин, ослаблений болгар крепления и нарушения контровки.

При проведении работ необходимо следить, чтобы в кессон-баки, трубопроводы и агрегаты не попадали посторонние предметы, вода, снег, грязь.

Заправка самолета топливом осуществляется в соответствии с заданием на полет. Основным топливом для двигателей самолета и двигателя ВСУ является керосин марок T-I, ТС-I, РТ, ТС-6 и смеси указанных марок. В случае отсутствия жидкости или неисправности системы подачи жидкости "И" необходимо добавить эту жидкость в количестве, определяемом специальной инструкцией.

5. Вопросы для самостоятельной проработки

1. Назначение системы питания топливом основных двигателей и

двигателя BCУ.

2. Какие марки топлива применяются в топливных системах?

3. Назначение системы дренажа топливных баков.

4. Назначение системы перекачки топлива.

5. Способы заправки топливом.

6. Преимущества заправки топливом под давлением.

7.Способы слива топлива.

8. Работа топливной системы.

9. Назначение и работа системы подачи противообледенительной

жидкости.

10.Характерные отказы и повреждения топливной системы. 11.Основные работы по техническому обслуживанию топливной система.

Литература

1. 
   Смирнов Н.Н. Техническая эксплуатация летательных аппаратов. М.: МГТУ ГА, 1994.
2. 
   Яковлев Ю.А. Самолёт Ил-86. Конструкция и лётная эксплуатация. Учебное пособие. М.: Воздушный транспорт, 1992.
3. 
   Смирнов Н.Н., Жорняк Г.Н., Уриновский Б.Д. Введение в специальность. Техническая эксплуатация самолётов и двигателей. Ч.2. Учебное пособие. М.: МГТУ ГА, 1992.
4. 
   Машошин О.Ф. Особенности конструкции и технической эксплуатации шасси самолёта Ту-154. Методические указания по проведению практических работ по дисциплине «Введение в специальность». М.: МГТУ ГА, 1996.
5. 
   Степанов С.В. Топливная система самолёта Ту-154. Техническое обслуживание. Методические указания по проведению практических работ по курсу «Введение в специальность». М.: МГТУ ГА, 1996.
6. 
   Жорняк Г.Н. Гидравлическая система самолёта Ту-154. Методические указания по проведению практических работ по курсу «Введение в специальность». М.: МГТУ ГА, 1994.

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

M т =ρ(W 0 -W св -W a -W ст -W м.б.),= ρ W т

W 0 - объем отсека в конструкции самолета для бака;

ρ - плотность топлива при данной температуре;

W св - свободный объем надтопливного пространства, необходимый для расширения топлива при изменении его температуры;

W a - объем внутрибаковой арматуры, насосов, топливомеров и др.;

W ст - объем стенок баков;

W м.б - объем пространства между внешней поверхностью бака и элементами конструкции самолета;

W т – объем залитого топлива.

Условно приняв плотность топлива при температуре 20 °С за исходную и введя понятие коэффициента заполнения отсека к з.о. , можно оценивать и сопоставлять использование объемов отсеков самолета для размещения топлива. Этот коэффициент представляет собой отношение объема, заполняемого топливом, к объему пространства внутри конструкции самолета, отведенного для него: к з.о. = W т / W 0 .

В зависимости от типа самолета, места расположения, назначения и конструктивной схемы бака этот коэффициент может меняться в довольно широких пределах. Наибольшее значение, близкое к единице, он имеет для баков, выполненных в виде герметизированных отсеков самолета, из которых топливо вытесняется сжатым газом. Наименьшее значение коэффициента заполнения отсека (к з.о. = 0,8-0,9) бывает у расходных протектированных баков с большим количеством устройств автоматического управления порядком выработки топлива, насосами и другим оборудованием.

Увеличение потребных запасов топлива вызывает определенные трудности в его размещении на самолетах. На транспортных самолетах в фюзеляже размещаются пассажиры и груз, а топливо, в основном, может быть размещено только в консолях крыла. В связи с этим выбор высоты его профилей производится не только из аэродинамических требований, но и из условия размещения в них необходимых запасов топлива. Для наиболее рационального использования внутренних объемов крыльев и увеличения емкости топливной системы на современных самолетах под топливные баки используются образованные конструкцией крыла отсеки. Они покрываются изнутри герметиком и называются баками-кессонами.

Обычно под топливо отводится только часть объема крыла, а в остальном объеме размещаются насосы, механизация крыла, шасси и элементы системы управления самолетом. При верхнем расположении крыла его центроплан может использоваться для размещения топлива, что не допустимо для низкоплана (возможно возгорание топлива при аварийной посадке на “живот”).

Необходимо отметить, что масса топлива в полете разгружает крыло, благодаря чему получается определенный выигрыш в массе его конструкции. При посадке масса топлива увеличивает нагрузку, действующую на крепление крыла, но обычно посадка совершается с небольшим количеством топлива в крыльевых баках. В аварийных случаях посадки через небольшой промежуток времени после взлета предусматривается слив топлива из баков, например на самолетах Ту-104, Ту-114 и др.

Для восполнения запасов топлива и увеличения продолжительности полета на боевых самолетах применяется дозаправка топливом в полете от специальных самолетов-заправщиков. На пассажирских самолетах из соображений безопасности заправка топливом в полете не предусматривается.

На самолетах-истребителях из-за ограниченных объемов конструкции самолета основная масса топлива размещается в фюзеляже и дополнительно в крыле. Фюзеляжные баки имеют сложную форму, которая определяется местом их расположения. Они имеют относительно большую высоту, что способствует более полной выработке топлива. На этих самолетах фюзеляж имеет относительно небольшой свободный объем для топлива в связи с размещением в нем специального оборудования. Поэтому для увеличения запасов топлива применяются подвесные топливные баки.

Подвесные топливные баки на самолетах со стреловидным крылом устанавливают под фюзеляжем и консолями. На самолетах с малыми углами стреловидности крыла подвесные баки устанавливают на концах крыла, что объясняется наименьшим увеличением лобового сопротивления, эффективным увеличением площади крыла и разгрузкой крыла.

Емкость подвесных топливных баков колеблется от 500л до 5000 л, а на некоторых типах самолетов, например бомбардировщике В-58, где подвесной топливный бак выполнен в виде контейнера, подвешиваемого под фюзеляжем, достигает 10000 л.

Подвесные баки оказывают отрицательное влияние на летные характеристики самолета (ухудшаются маневренность и разгонные характеристики, увеличивается лобовое сопротивление, уменьшается высотность и т. д.).

Объем подвесных сбрасываемых баков для конкретного самолета определяется расходом топлива на неответственных участках траектории полета (запуск, опробование, руление, взлет, набор высоты, полет над своей территорией и т. д.). При необходимости на ответственных участках траектории полета (эволюции, воздушный бой) подвесные баки сбрасываются, не зависимо от наличия в них топлива.

Большое распространение на боевых самолетах получила заправка топливом в полете, которая позволяет увеличить продолжительность и повысить боевую эффективность самолета. Размещение топлива во всех свободных объемах крыла и фюзеляжа, а в некоторых случаях и в вертикальном оперении приводит к большому количеству топливных баков, расположенных в различных местах продольной оси самолета. Поэтому по мере выработки топлива из баков происходит изменение положения центра масс самолета.

При компоновке самолета выбирается такое расположение топливных баков, чтобы центр масс самолета, полностью заправленного топливом, располагался вблизи центра масс самолета, не заправленного топливом. В зависимости от компоновки самолета могут быть два варианта размещения топлива на самолете. Симметричное расположение, когда центры масс полностью заправленных баков находятся на одинаковом расстоянии х от центра масс самолета и объемы топлива W 1 и W 2 передних и задних баков (относительно центра масс самолета) равны между собой. Не симметричное расположение, когда объемы баков и их расстояние до центра масс самолета не равны, а равны только моменты масс баков:

ρW 1 X 1 = ρW 2 X 2 .

В первом случае расход топлива при необходимости поддержания постоянной центровки самолета должен производиться при сохранении равенства расходов из передних и задних баков (Q 1 = Q 2 ). При этом расход топлива из каждого бака должен быть пропорционален расходу топлива на двигатель:

Q 1,2 = ,

Q дв. - расход топлива на двигатель;

n - количество двигателей, питаемых из одного расходного бака;

k - количество одновременно вырабатываемых баков в расходный бак.

Неравномерность выработки в этом случае передних и задних баков, т. е. изменение центровки самолета, может происходить из-за различных расходов топлива двигателями и нестабильности гидравлических характеристик перекачивающих магистралей.

На самолетах, где топливо должно вырабатываться несимметрично, перекачка топлива производится с преимущественным расходом топлива из передних или задних баков.

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

Q 1 = или Q 1 = Q 2

или отдельными порциями в границах заданного поля центровок.

В общем случае центровка самолета при расходовании топлива из баков оценивается:

= /b сах,

где G i – запас (или выработка части топлива) i топливного бака;

x i – координата центра масс соответствующего топливного бака относительно носка средней аэродинамической хорды;

b сах, средняя аэродинамическая хорда.

Положение центра масс во время полета определяет необходимые характеристики устойчивости, управляемости при наименьших потерях топлива на балансировочное сопротивление на всех участках траектории полета.

Для самолетов с различной стреловидностью крыла рекомендуются следующие диапазоны центровок:

самолеты с прямым крылом 0,20…0,25;

самолеты со стреловидным крылом (χ=35 0 …40 0) 0,26…0,30;

самолеты со стреловидным крылом (χ=50 0 …55 0) 0,30…0,34;

самолеты с треугольным крылом

малого удлинения 0,32…0,36.

По функциональному назначению топливные баки, являющиеся частью конструкции самолета, подразделяются на расходные и основные. Основные топливные баки предназначены для размещения наибольшего объема топлива на борту. Эти баки могут размещаться в различных «свободных» местах самолета (с учетом необходимых требований), что приводит к их значительному количеству.

Расходные топливные баки, относящиеся к основной топливной системе, служат как для его размещения части топлива, так и для обеспечения двигателей топливом. Кроме того, установленная в них автоматика позволяет управлять порядком выработки топлива в пределах всей топливной системы. Расходные баки обычно размещаются вблизи центра масс самолета так, чтобы существенно не повлиять на изменение центровки самолета после выработки из них топлива.

Наиболее целесообразно располагать в расходных топливных баках заборные отсеки или отсеки отрицательных перегрузок, которые обеспечивают бесперебойную подачу топлива при любых возможных положениях и перегрузках самолета.

Кроме того, применение системы расходных баков позволяет:

а) простыми конструктивными методами обеспечить в расходных баках посадочный остаток топлива (резерв топлива);

б) при сложных схемах перекачки упростить контроль экипажем автоматики и обеспечить резерв времени в случае появления отказа в магистралях перекачки;

в) снизить и выравнить температуру топлива, подаваемого к двигателю;

г) конструктивно обеспечить дегазацию топлива, поступающего в расходный бак из очередных баков, и улучшить кавитационные характеристики насосов подкачки;

д) обеспечить частичный отстой топлива, поступающего к двигателям;

е) мощные насосы подачи топлива в двигатели устанавливать только в расходных баках, во всех остальных баках устанавливать перекачивающие низконапорные и, следовательно, и более легкие насосы.

Количество расходных баков обычно соответствует количеству двигателей, но в отдельных случаях могут применяться схемы с общим расходным баком для нескольких двигателей.

Схема магистралей перекачки зависит от количества топливных баков, их расположения на самолете, минимальной массы и надежности работы

Выполнение заданной программы перекачки топлива на маневренных самолетах требует от системы топливных баков, трубопроводов и агрегатов стабильности гидравлических характеристик вне зависимости от эволюции самолета в пространстве.

Из всех основных баков топливо перекачивается в расходные. При этом порядок перекачки топлива определяется необходимой центровкой самолета в полете и требованиями, выполнение которых необходимо для нормального функционирования самой топливной системы:

Порядок перекачки топлива должен обеспечивать поддержание расходного бака (баков) полным или почти полным до опорожнения всех других баков;

Во всех случаях остаток топлива в расходном баке (баках) к моменту опорожнения всех других емкостей не должен быть меньше резерва топлива,

Порядок перекачки топлива в расходный бак должен исключить попадание топлива в уже выработанные основные баки, так как по окончании выработки топлива из бака перекачивающий насос оголяется, выходит на нерасчетный режим и должен быть выключен экипажем или автоматически. Это же требование сохраняется и при подаче топлива в расходный бак из других баков под давлением воздуха (выдавливанием). В этом случае после окончания выработки топлива из бака наддув отключается и топливо, вновь попавшее в бак, останется невыработанным.

На самолетах-истребителях при отсутствии подвесных сбрасываемых баков начинать перекачку топлива в расходный бак следует из крыльевых баков. Объясняется это малой высотой и большой площадью крыльевых топливных баков, что затрудняет полную и равномерную выработку топлива из них, особенно при эволюциях самолета. Темп перекачки топлива из крыльевых баков обычно невелик, так как прокладка трубопроводов больших диаметров в тонких крыльях затруднительна. В крыльевых баках самолетов-истребителей перекачивающие насосы из-за их больших габаритов обычно не применяются, а подача топлива производится под давлением воздуха, повышение которого связано с увеличением массы конструкции и трудностями обеспечения герметичности баков-отсеков.

Необходимо отметить, что на некоторых типах самолетов-истребителей с целью разгрузки конструкции крыла, в полете первоначально топливо частично вырабатывается из фюзеляжных баков, а затем – из крыльевых.

5.6. СПОСОБЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА К ДВИГАТЕЛЯМ

Схемы

На выбор рациональной схемы 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: необходимостью размещения большого количества топлива в ограниченном объеме, 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. 5.4 а) 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 (или в пределах одной группы, или в качестве аварийного перелива топлива).

Выработка топлива из баков вытеснением (рис. 5.4 б) 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. 5.4 в) приводит к тому, что баки нагружены в меньшей степени, стенки их могут быть изготовлены более тонкими, а баки - легкими. Бак может быть расположен и ниже насоса подкачки, возможна автоматизация управления насосом. 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. Недостаточна высотность самих насосов. Для повышения надежности иногда 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 подачей топлива, необходимой 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. 5.5 дана принципиальная схема топливной системы самолета. Она представляет многобаковую 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 варьироваться не только по номенклатуре самих подсистем, но и по входящим в них агрегатам. Поэтому представленную схему следует рассматривать, как функциональную.

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. 5.5). 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

Рис.5.5 Принципиальная схема 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.

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 (НП1) 10и одним насосом подкачки второй ступени на двигателе (НП2) 11. При этом НП1 создает необходимое давление на входе в НП2, а последний обеспечивает потребное давление на входе в основной насос двигателя (ОНД). Преимуществами такой двухступенчатой подкачки является меньшая суммарная масса НП1 и НП2 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.

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 16от 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.

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. 5.6) 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 топлива 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.

По схеме выработка из бака 4 осуществляется в первую очередь с помощью поплавкового гидроклапана 19 и гидроклапана выработки топлива 23, их принципиальные схемы даны соответственно на рис.5.7 и 5.8.

При снижении уровня топлива в баке 1 поплавок 4 (см.рис.5.7) 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.5.8). 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.5.7) откроет шариковый клапан, давление в командной магистрали упадет и клапан 23 (см. рис.5.5) 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. 5.9), 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.

5.7 ТОПЛИВНЫЕ НАСОСЫ.

Насосы, применяемые в топливных системах самолетов, должны обеспечивать в зависимости от типа самолета подачу топлива от 0,3 до 100 м 3 /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 к.п.д. 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 к.п.д.

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, гидромоторные и пневмотурбоприводы.

Топливные насосы с приводом от электродвигателя .

Широкое распространение получили внутрибаковые электроприводные центробежные насосы (ЭЦН) (рис.5.10). Основным преимуществом этих насосов является возможность их размещения внутри бака с использованием топлива для охлаждения электродвигателя.

Надежность и ресурс работы внутрибаковых ЭЦН во многом зависит от степени герметичности и, следовательно, от совершенства конструкции уплотнений вращающихся деталей. Охлаждение уплотнительной манжеты осуществляется топливом, просачивающимся между манжетой и валом насоса. Просачивающееся топливо, попадая на центробежный отражатель 4, закрепленный на валу, отбрасывается к дренажному каналу 10, к которому подсоединяется трубка, свободный конец которой выводится за борт самолета в область пониженного давления.

Насосы с приводом от электродвигателей имеют достаточно высокую надежность. В подкачивающих и перекачивающих топливных насосах на случай выхода из строя привода подача топлива обеспечивается самотеком (благодаря подсосу последующей насосной ступенью) по внутренним каналам крыльчатки.

В качестве привода центробежных насосов наибольшее распространение получили электродвигатели постоянного тока со смешанным возбуждением и трехфазные асинхронные двигатели переменного тока. Необходимо отметить, что ресурс электропривода постоянного тока определяется надежностью щеточно-коллекторного узла.

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 пневмотурбоприводом. 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.5.11. 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 П ступени подкачки и обеспечивает подачу топлива на режимах приемистости двигателя.

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. 5.12. 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 q 0 = 2,25 и m = 7.75.

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

5.8. 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. 5.13 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.

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 ).

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 однофазной, 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 создается 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.

5.9. 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 =Рвых. - 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. 5.14). Эта характеристика приводится для данной жидкости при некоторой постоянной значениях частоте вращения

Рис.5.14 Кавитационная (высотная характеристика центробежного насоса)

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 упругость паров топлива р t на некоторую величину.

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 . (5.4)

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, (5.5)

где Q - подача насоса, м 3 /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.

Сточки 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 Dр 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) Dр кав =(10…25) кПа. Для ДЦН (промежуточные насосы подкачки, устанавливаемые на двигателе) -Dр кав =(60…80) кПа.

Для насосов высокого давления (насосы-регуляторы) - Dр 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. 5.6).

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.

5.10. ОСНОВЫ РАСЧЕТА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Расчет топливной системы сводится к следующему:

Определение потребной емкости баков;

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.

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 третий пункты полностью решаются в процессе предварительных эскизных компоновок 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.

Требования при расчете высотности топливной системы

Технические условия 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 ;

Наиболее высокие (а иногда самые низкие) расчетные температурные условия топлива t (РаТУ);

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 r , коэфф. кинематической вязкости n , 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). Поэтому расчетная 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:

п у =(+4…-0,5); п х =±0,3; п 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 ВС гражданской авиации с работающими НП1 рекомендуется принять характер изменения объемного расхода топлива по линии абв, соответствующей максимальному режиму, а для расчета высотности с неработающими НП1 - по линии абгд, где участок гд - крейсерский режим.

Расчет ТС можно подразделить на два варианта: проектировочный и проверочный.

5.10.1. Проектировочный 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.5.16.

р 1 +y 1 ρg+ =p 11 +y 11 ρg+ +Δp, (5.6)

где p 1 - давление в надтопливном пространстве;

V 1 - вертикальная скорость перемещения жидкости в баке;

V 11 - скорость движения топлива на выходе из топливной системы;

Δp - потери давления по тракту подкачивающей магистрали.

Здесь можно принять V 1 , исходя из FVρ= сonst , то ,а F 1 >>F 11 и V 1 <.

Тогда (5.6) можно записать:

p 1 =p 11 +(y 11 - y 1) ρg + +p трен. +p местн. +p ин. , (5.7)

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 Dp б . : p 1 =p H +Dp б. .

Наддув баков (Dp 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 веса.

Обычно для самолетов с насосной подачей принимается Dp б max 30 кПа . В случае вытеснительной подачи - Dp б. = 80 кПа.

Давление p 11 есть ничто иное, как потребное давление на входе в насос (ДЦН или основной насос двигателя) p вх потр. и может быть определено по выражению (5.4) или по имеющимся кавитационным характеристикам.

Выражение (5.7) запишется в следующем виде, если считать левую часть уравнения источниками давления, а правую - потерями:

p H +Dp б. = p вх потр. ± yrg + p трен. + p мест. +р ин. + , (5.8).

Гидростатическое давление . В случае горизонтального полета гидростатическое давление yrg определяется высотой y (см. рис. 5.16). Знак «+» берется в случае принижения уровня топлива в баке относительно выходного трубопровода ТС и в противном случае – знак «-»

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

y = -h топл ± , (5.9).

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. = , (5.10)

где l – длина трубопровода,

d - гидравлический диаметр диаметр трубопровода.

Здесь же для турбулентного течения коэфф. трения , число Рейнольдса Re=Vd/ν , где ν – коэфф. 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= , (5.11)

Полученное значение d округляется до стандартного значения, далее оценивается p трен (формула 5.10) по истинным величинам V n

В направлении осей х и z перегрузки обычно невелики, но зато 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 давления относятся к категории потерь.

Теперь, когда определены все составляющие потерь, из (5.8) можно найти величину источника давления:

Dp б. = p вх. потр. ± yrg + p трен. + p мест. +р ин. + - p H . (5.14)

Если полученное значение Dp б > 30 кПа, то в систему необходимо включить подкачивающий насос с давлением на выходе р нас.

В этом случае выражение (5.14) примет вид:

р нас. = p вх. потр. ± yrg +(p трен.) 1 +(p мест.) 1 + +() 1 -(p H +Dp б) . (5/15)

В (5.15) значения (p трен.) 1, (p мест.) 1 и () 1 определить 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.

5.10.2.Проверочный расчет высотности ТС (полет на потолке) .

Полет на потолке предполагает равномерный и горизонтальный полет. В этом случае инерционные потери 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 кинетиче

Назначение топливной системы самолёта

Топливная система предназначена для размещения на самолёте необходимого количества топлива и подачи его к двигателю (двигателям) на всех режимах полёта.

В качестве топлива на современных самолетах применяется высокооктановый бензин, для поршневых двигателей и авиационный керосин (Т-1, ТС-1, РТ и др.) для реактивных двигателей.

Топливная система условно делится на топливную систему самолета и топливную систему двигателя.

В любой топливной системе самолета можно выделить три характерных участка:

систему заправки топливом;

емкость для топлива;

систему подачи топлива к двигателю.

Заправка топлива в баки производится либо самотеком, либо централизованно.

Топливные емкости выполняются в виде отдельных баков или в виде отдельных герметизированных отсеков планера самолета. Топливные баки размещают на самолете так, чтобы центр тяжести всего топлива располагался вблизи центра тяжести пустого самолета. С целью обеспечения необходимой устойчивости по крену самолёта топливо из правых и левых баков вырабатывается равномерно с помощью автомата выравнивания или вручную. По размещению различают фюзеляжные и консольные топливные баки, по характеру применения – расходные и дополнительные.

Система питания топливом должна непрерывно подавать требуемое количество топлива в топливную систему двигателя. Система питания должна удовлетворять следующим требованиям :

обеспечивать надёжность питания двигателей топливом на всех режимах и высотах полёта независимо от атмосферных условий.

запас топлива на самолёте должен обеспечивать заданную дальность и продолжительность полёта.

возможность нормального питания двигателей при выходе из строя одного из баков или участков трубопровода.

быть удобной в эксплуатации и безопасной в пожарном отношении.

выработка топлива должна происходить по заданной программе и мало влиять на полётную центровку самолёта.

полную выработку топлива (остаток не более 1,5% ёмкости баков)

Различают топливные системы двух типов:

открытого;

закрытого.

В открытых – полости топливных баков сообщаются с атмосферой. В закрытых – эти полости сообщаются с системой забора воздуха от компрессора двигателя или поддавливаются нейтральным газом от специальной системы поддавливания.

Конструкция топливной системы самолета ТЛ-2000 (20 мин.).

Топливная система самолёта TL – 2000 Sting carbon открытого типа, т.е. полости топливных баков, сообщаются с атмосферой. Топливо подаётся к двигателю механическим насосом или электрической помпой.

Система питания топливом состоит из:

топливных баков;

трубопроводов;

перекрывного – пожарного крана;

фильтра – отстойника;

электрической помпы;

механического насоса;

системы контроля наличия и выработки топлива;

сливного топливного крана;

заправочных горловин.

Рис. 10.1. Принципиальная схема топливной системы TL – 2000 Sting carbon