Общие сведения.
Система топливопитания предназначена для размещения на самолёте необходимого количества топлива для полёта и подачи его к двигателям на всех режимах полёта. В качестве топлива на современных самолетах применяется авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ и др.
К топливным системам, в соответствии с нормами летной годности, предъявляются общие требования в отношении надёжности, живучести, пожарной безопасности, массовых и габаритных характеристик, простоты конструкции, ремонтопригодности и эксплуатационной технологичности.
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.
Система включает в себя топливные баки, систему дренажа топливных баков, систему централизованной заправки, системы подачи и перекачки топлива, систему централизованного слива отстоя топлива, систему сигнализации водного отстоя, органы управления и контроля топливной системы, топливомер и расходомер. На современных самолётах запасы топлива могут составлять от 20 до 50 процентов взлётной массы самолёта.
Для размещения топлива используют объёмы крыла и фюзеляжа. На пассажирских и грузовых самолётах топливо размещают в крыле, освобождая фюзеляж для полезной нагрузки.
По принципу размещения различают внутренние, подвесные, фюзеляжные, центропланные и консольные топливные баки, по характеру применения - расходные, предрасходные, балансировочные. Расходными называются баки, из которых топливо подаётся к двигателям. Предрасходными называются баки, из которых топливо подается в расходные баки. Балансировочными называются баки, из которых топливо перекачивается в другие топливные баки для обеспечения необходимой центровки самолёта.
Конструктивно топливные баки представляют собой герметичные отсеки воздушного судна, так называемые бакикессоны. От порядка выработки топлива из баков, обеспечиваемого автоматом расхода, зависит центровка самолёта. С целью обеспечения необходимой устойчивости по крену самолёта топливо из правых и левых баков вырабатывается равномерно с помощью автомата выравнивания или вручную.
Слив топлива из баков может производиться через сливные штуцеры, установленные на двигателях или через систему централизованной заправки.
На некоторых самолётах для уменьшения посадочного веса самолета предусмотрена система аварийного слива топлива. В этом случае система оснащается устройством, исключающим слив из баков топлива, потребного для питания двигателей при посадке.
Схема компоновки топливных баков на самолете-истребителе представлена на рисунке7.1.
Рис.7.1.Схема компоновки топливных баков на самолете-истрибителе
Из-за малых объемов конструкции крыльев основная масса топлива размещена в фюзеляжных мягких (с внутренним резиновым и наружным, создающим каркас бака, резинотканевым слоем) баках 3, размещенных сбоку от воздушных каналов 1 под обшивкой фюзеляжа. Жесткий топливный бак 6, сваренный из тонких листов алюминиево-марганцевого сплава, закреплен на конструкции в хвостовой части фюзеляжа под двигателем 4 и его выхлопной трубой 5.
Крыльевые баки-отсеки 7 и все фюзеляжные баки соединены трубопроводами с расходным баком-отсеком 2, из которого топливо подается к двигателю. В баке 2 размещен отсек отрицательных перегрузок, конструкция и топливная аппаратура которого позволяют подавать топливо к двигателю при любых маневрах самолета, в том числе и при перевернутом полете.
Герметичность (по имени легендарного египетского мудреца Гермеса Триждывеличайшего, которому, в числе прочего, приписывалось искусство прочной закупорки сосудов) баков-отсеков обеспечивается плотной постановкой заклепок в заклепочных швах и тепло-, морозо- и керосиностойкими герметиками (полимерными композициями, обеспечивающими непроницаемость швов) в местах соединения отдельных элементов конструкции.
Для увеличения дальности полета под крылом установлены подвесные топливные баки 8, топливо из которых вырабатывается на начальных участках полета и которые сбрасываются перед выполнением собственно боевой операции, так как они ухудшают маневренность и разгонные характеристики самолета. На военных самолетах широко применяется дозаправка топливом в полете путем перекачки топлива из баков самолета-заправщика.
Выбранное при компоновке самолета расположение, конфигурация и объемы топливных баков определяют порядок расходования топлива в полете и построение схемы топливной системы самолета.
Принципиальная схема топливной системы двухдвигательного пассажирского самолета
проиллюстрирована на рисунке 7.2.
Рис.7.2.Топливная система самолета представляет собой две автономные, аналогичные по конструкции системы: правую и левую, каждая из которых подает топливо к соответствующему двигателю.
В каждой половине (консоли) крыла передний и задний лонжероны совместно с верхней и нижней панелями крыла и герметическими нервюрами образуют три кессон-бака 1, 2 и 3.
Кессон-баки каждой консоли связаны трубопроводом 11, в котором установлен кран кольцевания (кран перекрестного питания) 12, обеспечивающий подачу топлива из левой группы баков в правую и наоборот. Трубопроводы топливной системы (топливопроводы) выполняются из алюминиевых и стальных труб.
Топливо из кессон-баков по трубопроводам 4, 5 и 6 с помощью спаренных (дублирующих друг друга) перекачивающих насосов 7 в определенном порядке перекачивается в размещенный внутри кессон-бака 1 расходный отсек 8, из которого спаренными подкачивающими насосами 9 под определенным давлением подается по трубопроводу 10 через перекрывной (противопожарный) кран 13 к агрегатам топливной системы на двигателе (подкачивающий насос 14, датчик расходомера 15, топливомасляный радиатор 16, топливный фильтр 17, насос-регулятор 18, после которого под высоким давлением через коллектор подается к форсункам камеры сгорания).
Дренаж топливных баков.
Дренажная (от англ. drain - осушать) система обеспечивает поддержание необходимой разницы давлений в надтопливном пространстве баков и окружающей атмосфере и уменьшение концентрации взрывоопасных паров керосина путем наддува (и вентиляции) баков воздухом через трубопроводы, выходящие к верхним точкам баков, за счет скоростного напора, воздухом от компрессоров двигателей или из бортовых баллонов, нейтральными газами из бортовых баллонов или специальных систем.
Дренаж топливных баков поддерживает в топливных баках заданное избыточное давление для: обеспечения бескавитационной работы насосов; обеспечения минимального внутреннего и внешних давлений на стенки баков; регулирования давления воздуха в баках при их заправке топливом и сливе его.
Для нормального функционирования топливной системы в надтопливном пространстве баков с помощью дренажных устройств поддерживается давление, значение которого определяется прочностью баков и кавитационными свойствами подкачивающих насосов. Дренаж баков может быть открытым либо закрытым. При открытом дренаже надтопливное пространство баков сообщается с атмосферой трубопроводом, конфигурация которого исключает вытекание топлива из баков при выполнении эволюции воздушного судна. Давление в баках зависит от формы заборного патрубка и располагаемого скоростного напора набегающего потока воздуха. При закрытом дренаже воздух для подачи в баки отбирается за компрессором двигателя. В этом случае устанавливаются клапан наддува, поддерживающий требуемое давление, и предохранительные клапаны.
Дренаж баков в большинстве случаев осуществляется открытой системой дренажа через дренажный отсек, соединенный трубопроводами с атмосферой через воздухозаборники.
Для предохранения системы дренажа при закупорке в трубопроводы, идущие от воздухозаборников дренажа, вварены патрубки, в которых установлены вакуумные клапаны дренажа, открывающиеся при создании в трубопроводе разрежения, предохраняя его от смятия.
Системы подачи и перекачки топлива.
Систему выработки топлива условно можно разбить на систему перекачки топлива и систему подачи его к двигателям. Схема подачи топлива к двигателям определяется количеством топливных баков, двигателей и их компоновкой на самолёте.
На многодвигательных самолётах применяются общие (централизованные), раздельные и автономные системы подачи топлива (см. рис. 8.1.). В общей системе топливо подается через расходный бак ко всем двигателям. В раздельных системах топливо подаётся к каждому двигателю от определённой группы баков. Автономные системы обеспечивают питание каждого двигателя из своего бака. Подача топлива к двигателям осуществляется из расходного (расходных) отсека с помощью насосов подкачки.
Рис.7.3. Классификация систем подачи топлива к двигателям: а - общая; б - раздельная; в - автономная; РО - расходный отсек; ПК - перекрывной кран; КК - кран кольцевания
В расходном баке размещаются, как правило, два насоса подкачки, которыми топливо подаётся к двигателям, датчики топливоизмерительной аппаратуры, элементы предохранения бака от переполнения при перекачке в него топлива из других баков, а также устройства, разгружающие стенки бака от чрезмерного давления. Бесперебойная работа двигателя на режимах полёта с нулевыми или отрицательными перегрузками обеспечивается встроенным в конструкцию расходного топливного бака противоперегрузочным отсеком, в котором устанавливается насос подкачки, либо топливным аккумулятором. Принцип действия противоперегрузочного отсека основан на том, что топливо из бака свободно поступает в отсек и заполняет его, но при отливах топлива в расходном топливном баке оно из отсека уйти не может. Объём отсека обеспечивает работу насоса в течение заданного расчетного времени действия перегрузок, в результате которых произошёл отлив топлива в расходном топливном баке.
Подача топлива к насосам высокого давления двигателей для обеспечения их бескавитационной работы производится при двухступенчатом повышении давления. Вначале давление повышается баковыми насосами подкачки, а затем двигательным насосом. В магистралях подачи топлива в двигатели устанавливаются обратные клапаны, краны кольцевания, топливные аккумуляторы, обеспечивающие питание двигателей топливом на режимах полёта с околонулевыми и отрицательными вертикальными перегрузками, перекрывные краны, датчики расходомёров, топливомасляные теплообменники и фильтры.
Топливные фильтры снабжаются перепускными клапанами, через которые обеспечивается питание двигателя топливом в случаях засорения или обледенения фильтра.
Наличие линии кольцевания с кранами кольцевания обеспечивает подачу топлива в любой двигатель при отказах в подкачивающей магистрали любого расходного бака, а также служит для выравнивания количества топлива в симметричных баках.
Топливный аккумулятор (см. рис. 7.4.) представляет собой цилиндрический или сферический сосуд, разделённый прорезиненной мембраной на две полости - воздушную и топливную. Воздушная полость находится под давлением сжатого воздуха. Топливная полость соединена с трубопроводом, идущим от подкачивающего насоса к двигателю, и при работающем подкачивающем насосе заполнена топливом, так как давление воздуха в воздушной полости меньше минимально возможного давления топлива. При этом мембрана прижата к стенкам сосуда
и весь его объём заполнен топливом. При отливе топлива от насоса давление в трубопроводе за ним падает, сжатый воздух давит на мембрану и она вытесняет топливо из топливной полости в магистраль подкачки (проходу топлива в насос препятствует установленный в магистрали обратный клапан). Вместимость топливного аккумулятора определяется расчётным временем действия перегрузок, приводящих к отливу топлива от насоса.
Рис. 7.4. Топливный аккумулятор: 1 - полусфера; 3 - резинотканевая мембрана; 4 - прокладки; 5 - болт; 6 - штуцер трубопровода отвода газов; 7 - диафрагма; 8 - полусфера; 9 - патрубок отвода топлива; 10 - профиль; 11 - стыковые кольца; 12 - патрубок подвода топлива; 13 - штуцер сливного крана; 14 - штуцер трубопровода наддува
Подача топлива в двигатели контролируется сигнализаторами давления, датчики которых устанавливаются за каждым баковым насосом подкачки и на входе в насос высокого давления двигателя, а также сигнализаторами перепада давления, характеризующими состояние фильтров. Сигнализация осуществляется обычно на мнемосхеме топливной системы в кабине экипажа.
Системы перекачки топлива выполняют различные функции и могут быть подразделены на основную, вспомогательную и балансировочную. Основная система перекачки топлива обеспечивает подачу топлива из баков в расходные отсеки в определённой очередности. Вспомогательные системы обеспечивают откачку топлива из дренажных бачков, выработку остатков топлива из баков и т.д. Система балансировочной перекачки обеспечивает необходимую центровку самолёта.
Для повышения надёжности работы в баках устанавливают по два электрических центробежных насоса. В последнее время в системах перекачки топлива дополнительно используются струйные насосы.
Примером наиболее характерной топливной системы может служить самолёт Ту-154, на котором используется централизованная топливная система (см. рис. 7.5.). Ко всем трём двигателям этого самолёта топливо подаётся из общего расходного бака, а из остальных баков топливо перекачивается в расходный бак по определённой программе. Для обеспечения равного расхода топлива, перекачиваемого в расходный бак из баков левого и правого крыла, используется порционер.
Рис. 7.5. Принципиальная схема топливной системы с расходным баком: 1 - кессон-бак расходный; 2, 3, 4 - кессон-баки; 5 - насосы перекачки; 6 -подкачивающий насос; 7 - порционер; 8 - блок обратных клапанов; 9 - обратные клапаны
На самолёте Ил-76 топливо в процессе выработки перекачивается в расходные отсеки последовательно из резервных и дополнительных баков перекачивающими насосами, установленными по два насоса в каждом баке. Из расходных отсеков, установленных в главных баках, топливо подается к двигателям двумя подкачивающими насосами. Управление порядком выработки топлива производится системой управления и измерения топлива, работающей от сигнализаторов уровня топлива в очередных баках.
На самолете Як-42 топливо размещено в трех кессонах (см. рис. 7.6.) - двух крыльевых и одном центропланом (среднем).
Рис.7.6. Топливная система самолета Як - 42
Органы управления агрегатами топливной системы размещены на верхнем пульте кабины экипажа и пульте управления ВСУ.
На щитке топливной системы расположены:
АЗР-ы "НАСОСЫ ВКЛ. ОТКЛ." для управления подкачивающими насосами;
Зеленые светосигнализаторы наличия давления топлива за насосами;
Желтые светосигнальные табло "НЕТ ДАВЛ. ТОПЛ." сигнализации падения давления топлива на входе в двигатель;
Выключатели "ЛЕВ. КРАН КОЛЬЦ." и "ПРАВ. КРАН КОЛЬЦ." для ручного управления кранами кольцевания;
Выключатель "ОТКЛ. АВТОМ. КРАН КОЛЬЦ." для автоматического управления кранами кольцевания. В исходном положении выключатель закрыт крышкой, законтрен и опломбирован.
В таком положении выключателя краны кольцевания открываются автоматически только в полете (при разжатой левой опоре), если обесточена сеть переменного тока 200В или загорелось одно из табло "320 кг".
Желтые и зеленые лампы кранов кольцевания, которые срабатывают так же, как соответствующие лампы пожарных кранов;
Светосигнальные табло "670 ЛЕВ., СРЕДН., ПРАВ.", "320 ЛЕВ., СРЕДН., ПРАВ." для сигнализации остатка топлива;
Кнопка "КОНТРОЛЬ СИГНАЛИЗАТОРОВ" для проверки сигнализаторов СУИТЗ.
Контроль работоспособности сигнализаторов остатка топлива "870" и "320" выполняется при заполненных топливных кессонах. Четыре пожарных крана (три для двигателей Д-36 и один для ВСУ) управляются четырьмя переключателями "ПОЖАРНЫЕ КРАНЫ ТОПЛИВА", расположенными на панели "ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА" на верхнем пульте. Закрытое и открытое положения пожарных кранов контролируются четырьмя желтыми и четырьмя зелеными сигнальными лампами, размещенными там же.
Система управления и измерения топлива предназначена для:
Измерения количества топлива в центропланном (среднем) кессоне и в каждом крыльевом (левом и правом) кессонах и выдачи информации на индикатор, установленный на приборной доске;
Измерения суммарного количества топлива в кессонах и выдачи информации на индикатор, установленный на приборной доске;
Измерения заправляемого количества топлива в центропланном (среднем) кессоне и в каждом крыльевом (левом и правом) кессонах;
Выдачи на табло "ТОПЛИВО 870", установленные на верхнем пульте в кабине экипажа, сигналов остатка топлива в центропланном кессоне 870 кгс и в каждом крыльевом кессоне 870 кгс;
Выдачи на табло "ТОПЛИВО 870" дублирующих сигналов остатка топлива 650 кгс по каждому кессону;
Выдачи на табло "ТОПЛИВО 320", установленные на верхнем пульте, сигналов остатка топлива в центропланном кессоне 320 кгс и в каждом крыльевом кессоне 320 кгс;
Выдачи сигналов о суммарном количестве топлива в самолетный ответчик и МСРП-64М-2.
Суммарное количество топлива определяется по показаниям трехразрядного барабанчикового счетчика, а количество топлива в каждом кессоне - по показаниям трех индексов профилей индикатора, которые устанавливаются против деления шкалы, соответствующего количеству топлива в кессоне.
Работа измерительной части основана на измерении электрической емкости датчиков, изменяющейся с изменением уровня топлива в баках. Электроёмкостные датчики выполняются в виде конденсатора из коаксильно расположенных труб. Работа автоматической части управления расходом и заправкой основана на свойстве катушки индуктивности датчика - сигнализатора изменять индуктивное сопротивление от перемещения в ней стального сердечника при изменении уровня топлива. Измерение количества топлива в баке при помощи поплавково-рычажных топливомеров основано на принципе преобразования с помощью реостата перемещения поплавка в электрический сигнал.
Для измерения мгновенного расхода топлива каждым двигателем и остатка топлива в баках для каждого двигателя предназначен расходомер. Крыльчато-тахометрический расходомер представляет собой преобразователь, генерирующий электрический сигнал, пропорциональный расходу протекающего топлива и состоящий из расходомерной трубы, в которой установлена лопастная турбина, и системы измерения скорости вращения турбины.
Каждый из трех двигателей Д-36 и ВСУ питается топливом из соответствующего топливного кессона и имеет автономные трубопроводы питания топливом и агрегаты подачи топлива.
Топливо к двигателям подается под давлением подкачивающими насосами, установленными в кессонах. К каждому боковому двигателю Д-36 топливо из кессонов подается двумя электроприводными подкачивающими насосами, включенными в магистраль питания параллельно. Средний двигатель питается топливом от двух электроприводных подкачивающих насосов, установленных в среднем кессоне.
К магистральным трубопроводам питания двигателей Д-36 подсоединены обратные самотечные (обратные запорные) клапаны, предназначенные для подачи топлива к двигателям самотеком в случае отказа подкачивающих насосов. Кроме того, для обеспечения питания двигателей топливом под давлением при отказе отдельных подкачивающих насосов
магистральные трубопроводы питания боковых двигателей соединены с магистралью питания среднего двигателя через два крана кольцевания трубопроводом кольцевания.
В магистрали питания двигателей Д-36 включены топливные аккумуляторы и электроприводные перекрывные пожарные краны.
Питание топливом ВСУ осуществляется из центропланного кессона пусковым насосом постоянного тока. При работе подкачивающих насосов расходный отсек всегда (кроме случая отрицательной перегрузки) заполнен топливом. Топливо в расходный отсек боковых кессонов подается двумя струйными насосами, в расходный отсек среднего кессона четырьмя струйными насосами, использующими для своей работы активное топливо, отбираемое от подкачивающих насосов.
В стенках расходного отсека установлены три обратных клапана, обеспечивающие приток топлива в расходный отсек в случае питания двигателя на самотеке.
Система дренажа - открытого типа, с отбором воздуха для подачи в топливные кессоны непосредственно из атмосферы. Каждый боковой кессон имеет свою систему дренажа.
Для дренажирования среднего кессона в верхнюю его часть из дренажных отсеков боковых кессонов выведены два дренажных трубопровода.
Если разница топлива в симметричных баках превысит допустимую величину, его количество выравнивается следующим образом:
Открываются краны кольцевания симметричных двигателей;
Отключаются подкачивающие насосы двигателя с меньшим остатком топлива и вырабатывается топливо из баков двигателя с большим остатком до выравнивания его количества;
Включаются ранее выключенные подкачивающие насосы;
Закрываются краны кольцевания.
При отказе двух насосов в одном баке двигатели питаются самотеком. Полет выполняется с минимальными эволюциями на высоте, обеспечивающей устойчивую работу двигателя.
При всех обесточенных насосах полет выполняется с минимальными эволюциями до ближайшего аэродрома.
Перед полетом экипаж обязан:
Принять доклад от авиатехника о количестве и сорте заправленного топлива;
Убедиться, что слит отстой топлива и в нем отсутствуют механические примеси и вода, а в зимнее время кристаллы льда. Произвести внешний осмотр самолета, при этом проверить, нет ли течи бензина, проверить заправку самолета топливом. После посадки в кабину необходимо включить и проверить исправность топливомера, суммарное количество топлива в баках и количество топлива отдельно в левом и правом крыле. Контроль за расходом топлива в полете осуществлять по топливомеру и часам. Загорание сигнальной лампы с красным светофильтром на световом табло ОСТАТ. ТОПЛ. указывает пилоту на то, что в баках осталось на 30 мин полета.
Энергетическим источником для работы авиационных двигателей является углеводородное топливо, размещаемое в самолете. Чем больше запас топлива на самолете, тем больше возможные дальность и длительность полета. Топливо на самолете размещается в отсеках фюзеляжа, крыльев и иногда киля. Для увеличения дальности полета применяют установку подвесных сбрасываемых баков, которые располагаются под фюзеляжем и под крыльями.
На транспортных самолетах устанавливают дополнительные съемные баки в грузовых отсеках. В зависимости от типа самолета, места расположения баков их количество и конструкция меняются в широких пределах.
При выборе объема баков необходимо учитывать, что при нагреве объем топлива увеличивается.
Для обеспечения аварийной посадки предусматривается слив топлива из баков, чтобы посадочная масса самолета на превышала допустимых норм прочности шасси и других узлов самолета.
В целях восполнения запасов топлива и увеличиения продолжительности полета применяется дозаправка топливом в полете от специальных самолетов-заправщиков.
При полетах на больших высотах топливо значительно охлаждается, поэтому имеется устройство подогрева топлива для предупреждения забивания трубопроводов и фильтров кристаллами льда.
Компоновка топливной системы определяется:
Расположением топливных баков в районе центра тяжести самолета с тем, чтобы по мере выработки топлива существенно, не менялась центровка самолета;
Максимальным использование объемов для размещения топлива; -расположением топливных магистралей, насосов, аккумуляторов ниже днища баков с тем, чтобы они всегда были заполнены топливом;
Проведением дренажной системы наддува баков выше баков с тем, чтобы в эти системы не попадало топливо.
Порядок выработки топлива и центровка самолета
При компоновке самолета выбирается такое расположение топливных баков, чтобы центр тяжести самолета, полностью заправленного топливом, располагался вблизи центра тяжести пустого (не заправленного топливом и без грузов) самолета.
Количество расходных баков обычно соответствует количеству двигателей, но находят применение топливные системы с общим расходным баком для нескольких двигателей.
Топливная система с расходным баком позволяет: устанавливать высоконапорные насосы перекачки топлива в двигатели только в расходном баке, а в остальных баках устанавливать легкие низконапорные насосы для перекачки топлива в расходный бак;
упростить автоматическое управление и схему ручного управления выработкой топлива при появлении отказа;
обеспечить простыми конструктивными методами устойчивое питание двигателей при различных эволюциях полета и посадочный остаток топлива (аварийный) в расходных баках для завершения полета;
обеспечить фильтрацию, дегазацию топлива и при необходимости снизить или выровнять температуру топлива, поступающего к двигателям, и т.д.
Очередность выработки топлива определяется следующими факторами: допустимой центровкой самолета, снижением нагрузки на крылья, уменьшением нагрева топлива за счет аэродинамического нагрева от работающих двигателей и системы кондиционирования, задачами, выполняемыми самолетом (первоочередная выработка подвесного сбрасываемого бака на скоростных самолетах).
Система подачи топлива к двигателям
Система подачи топлива к двигателям включает в себя топливный бак (обычно расходный бак), из которого непосредственно топливо поступает к двигателю или двигателям (в зависимости от выбранной схемы); насосы высокого напора, которые обеспечивают требуемый расход и подпор топлива, поступающего к насосам-регуляторам двигателя (насосы-регуляторы плунжерного типа для создания давления распыла на форсунках в камерах сгорания двигателя требуют повышенного давления на входе во избежание кавитации); топливную магистраль от расходного бака с датчиком расходомера, сигнализатором давления топлива перед двигателем, перекрывным краном дистанционного управления для отсечки топлива от двигателей в аварийной ситуации; кран кольцевания для питания двигателей от другого расходного бака (при схеме с несколькими расходными баками).
Топливная система характеризуется высотой полета, до которой обеспечивается бесперебойная подача топлива к двигателям. Основными факторами, определяющими высотность топливной системы, являются:
давление топлива перед насосом-регулятором двигателя.
Система перекачки топлива
Система перекачки топлива в расходный бак обеспечивает сохранение центровки самолета при выработке топлива двигателем за счет соблюдения заранее заданной очередности и порядка перекачки топлива из баков топливной системы в расходный бак.
Наибольшее распространение получили системы перекачки топлива в расходный бак с центробежными электроприводными насосами. На некоторых самолетах по условиям повышенных темпов перекачки применяются гидроприводные насосы или турбонасосы. В последнее время в системах перекачки находят широкое применение струйные насосы.
Системы перекачки со струйными насосами
Струйные насосы применяются для перекачки топлива, откачки остатков топлива из баков сложной конфигурации с большой поверхностью днища, которая характерна для крыльевых баков.
Малые габаритные размеры и масса, отсутствие подвижных частей и электропроводки определяют широкое применение их в топливных системах, несмотря на меньший КПД, чем у другого вида насосов.
Привод струйных насосов осуществляется от насосов двигателя или электроприводных центробежных насосов.
Система дренажа наддува топливных баков
Надтопливное пространство баков сообщается с атмосферой с помощью системы дренажа. Сообщение надтопливного пространства с атмосферой нужно при заправке баков топливом, особенно при закрытой централизованной заправке для удаления - воздуха из баков, исключая противодавления воздуха при заполнении баков; при наддуве баков для стравливания избытков воздуха в атмосферу; при изменении высоты полета для поддержания постоянства закона перепада давлений между надтопливным пространством и внешней атмосферой и т.д.
Система заправки топливом
Применяются два вида заправки:
а) открытая, при которой бак или группа баков заполняются топ
ливом через открываемую заливную горловину бака, расположен
ную в верхней точке бака.
б) централизованная, которая осуществляется под давлением
через топливный приемник, расположенный в нижней части самолета, в месте, удобном для обслуживания.
Дозаправка самолета топливом в полете осуществляется от самолета-заправщика по шлангу, состыкованному с приемником топлива на заправляемом самолете.
Системы слива топлива
В топливной системе должны быть предусмотрены:
слив топлива в полете;
слив топлива из всех баков (или отдельных баков) на стоянке путем отсоса его топливозаправщиком;
слив отстоя топлива на земле.
Топливные баки
В зависимости от типа самолета, тепловых режимов работы конструкции, расположения на самолете применяются мягкие топливные баки, баки-отсеки фюзеляжа из легких сплавов, пластмасс или композиционных материалов.
Мягкие топливные баки изготавливаются путем выклейки на разборных формах из теплостойкой резины и армировочной ткани по размерам и конфигурации соответствующим контейнеру-отсеку, в который помещается бак.
Сварная конструкция самолета позволяет использовать герметические емкости отсеков фюзеляжа и крыла в качесгве баков-отсеков.
Баки-отсеки, выполненные сборочными процессами, состоят из панелей внешней обшивки и стенок.
Подвесные баки применяются для увеличения дальности полета, обычно они сбрасываемые, но при необходимости самолеты могут совершать посадку с пустыми подвесными баками.
Топливные насосы
Насосы в топливных системах необходимы для создания подпора перед плунжерными насосами-регуляторами двигателя и для перекачки топлива из бака в расходный бак.
Центробежные и осевые топливные насосы приводятся в действие электрическими двигателями постоянного или переменного тока, гидравлическими и пневматическими турбинами.
Гидротурбоприводной насос рпботает на использовании энергии высокого давления топлива, создаваемой насосом, установленным непосредственно на двигателе, для вращения насоса перекачки, установленного на топливном баке. Энергия передается через турбину, установленную на рабочем колесе Топливо от двигателя, отдавая энергию турбине насоса, приводит во вращение низконапорный насос с большим расходом.
Топливный насос с пневмотурбоприводом представляет собой агрегат, у которого насос работает от воздушной турбины. Сжатый воздух отбирается от компрессора двигателя и по трубопроводу подводится к месту установки агрегата. Сжатый воздух вращает турбину и после передачи своей энергии турбине выбрасывается в атмосферу.
(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.
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
Топливная система предназначена для размещения топлива на самолете и подачи его к двигателям и вспомогательной силовой установке во всех возможных условиях эксплуатации самолета.
Назначение топливной системы -- обеспечить подачу топлива к двигателям на всех возможных для данного самолета режимах полета (по высоте, скорости и перегрузкам) в нужном количестве и с необходимым давлением. Кроме того, с помощью перекачки топлива (вперед--назад) можно изменять центровку самолета.
Топливная система BOEING 767 включает в себя; три топливных бака, два расширительных бака, систему вентиляции, систему питания топливом двигателей и ВСУ, систему заправки и слива, систему аварийного сброса топлива, и систему индикации количества топлива.
Топливные баки.
Топливные баки расположены между 3 и 31 нервюрами, обоих крыльев. Баки кессонной конструкции. Сухие полости расположены в передней кромке крыла над пилоном, для предотвращения утечки топлива. Нервюры 5 и 18 запечатаны, и имеют клапана в нижней части перегородки. Эти перегородки необходимы для равномерного распределения топлива в топливных баках и предотвращения скопления паров.
Рис2.1..
Основные баки могут обогреваться с помощью обогрева предкрылков. Топливные баки имеют 59 овальных отверстий, для доступа, расположенные в нижней части крыла. В нижней части баков имеются дренажные клапана, для слива отстоя.
Рис. 2.2.
Центральный бак расположен в центроплане, между нервюрами 3. Центральный бак разделен на три части левую, правую, и центральную. Как и в крыльевых баках, центральный бак тоже имеет сухой отсек, расположенный в передней части бака. Три секции соединены между собой патрубками, для перетекания жидкости, и паров. Центральный бак имеет два подкачивающих насоса, установленных в левой и правой секции. Клапана для слива отстоя установлены к нижней части каждого бака.
Система питания обеспечивает подвод топлива под давлением к двигателям и вспомогательной силовой установки. Система питания разделяется на две подсистемы. Подсистемы работают независимо друг от друга. Имеют клапана закольцовывания, для равномерной выработки топлива из баков и перекачки. Обычно каждый двигатель питается от своего бака. Если клапан закольцовывания открыт, то каждый двигатель будет питаться из любого топливного бака. Запорный клапан контролирует поступление топлива к двигателю.
Рис.2.3.
Давление в топливной системе обеспечивается двумя подкачивающими электрическими насосами 115В. 400Гц. 3фазы установленными в одном корпусе. Расположены насосы по одному в каждом крыльевом баке. Два подкачивающих насоса 115В. 400Гц. 3 фазы, установлены в центральном баке, левой и правой секции. Производительность насоса 13 600 килограмм в час, минимальное давление 15psi. Подкачивающие насосы центрального бака питают соответственно левую и правую подсистемы, и создают давление выше чем давление подкачивающих насосов крыльевых баков. Что позволяют в первую очередь выработать топливо центрального бака.
Автоматические струйные насосы, установленные по два в каждом баке, предназначенные для сбора из нижней части баков различные загрязнения и воду. Работают за счет разрежения, создаваемого подкачивающими насосами.
Система питания Вспомогательной силовой установки.
В левой части центрального бака расположены компоненты системы питания Вспомогательной силовой установки. За исключением кожуха патрубка и приемника.
К компонентам относятся;
Подкачивающий насос постоянного тока 28В.
Запорный клапан,
Трубопровод,
Изоляционный клапан,
Кожух трубопровода.
Подкачивающий насос состоит из корпуса, приемника, электродвигателя, датчика давления, клапан давления, температурного клапана, разрядный клапан, обратный клапан,
Обратный клапан предотвращает поступление топлива в обратном направлении. Клапан давления регулирует давление насоса. Топлива проходя через насос, охлаждает его и смазывает подвижные детали. Электродвигатель расположен с наружной стороны бака. Двигатель вращается с частотой 6600 оборотов в минуту, и создает давление 18 psi. Производительность 3.1 галлона в минуту. Температурный предохранитель предотвращает перегрев электродвигателя. Предохранитель отключает насос при превышении температуры более 3508F ±148F (1778C ±88C). Изоляционный клапан работает от постоянного тока 28В. Установлен в центральной линии подачи топлива. Предотвращает от разрушения элементы топливной системы вспомогательной установки.
Рис. 2.4. Система питания ВСУ