Загальні відомості.
Система палива живлення призначена для розміщення на літаку необхідної кількості палива для польоту та подачі його до двигунів на всіх режимах польоту. Як паливо на сучасних літаках застосовується авіаційний гас марок Т-1, ТС-1, РТ та ін.
До паливних систем, відповідно до норм льотної придатності, висуваються загальні вимоги щодо надійності, живучості, пожежної безпеки, масових та габаритних характеристик, простоти конструкції, ремонтопридатності та експлуатаційної технологічності.
Основні вимоги до паливної системи:
Паливна система має забезпечувати безперебійне живлення двигунів паливом на всіх режимах польоту;
У разі вимкнення підкачувального насоса паливна система повинна забезпечувати живлення двигунів від МГ до злітного режиму на висотах до 2000 м із збереженням центрування та моментів, що кренять, у допустимих межах;
- Місткість паливних баків повинна бути достатньою для виконання польоту на задану дальність і повинна включати аварійний (аеронавігаційний) запас на 45 хв. польоту на крейсерському режимі (за нормами FAR та JAR);
Вироблення палива не повинно суттєво впливати на центрування ПС;
Паливна система має бути безпечною у пожежному відношенні;
Паливна система повинна забезпечувати централізовану заправку, а також повинна мати пристрої для заправки під тиском;
Повинна передбачатися можливість аварійного зливу палива у польоті у разі, якщо максимальна маса ПС перевищує допустиму з умов посадки;
Паливна система повинна мати можливість надійного та безперервного контролю за черговістю та кількістю вироблення палива, як в окремому баку, так і у групі баків.
Система включає паливні баки, систему дренажу паливних баків, систему централізованої заправки, системи подачі та перекачування палива, систему централізованого зливу відстою палива, систему сигналізації водного відстою, органи управління і контролю паливної системи, паливомір і витратомір. На сучасних літаках запаси палива можуть становити від 20 до 50 відсотків злітної маси літака.
Для розміщення палива використовують обсяги крила та фюзеляжу. На пасажирських та вантажних літаках паливо розміщують у крилі, звільняючи фюзеляж для корисного навантаження.
За принципом розміщення розрізняють внутрішні, підвісні, фюзеляжні, центропланні та консольні паливні баки, за характером застосування – видаткові, передвитратні, балансувальні. Видатковими називаються баки, з яких паливо подається до двигунів. Видатковими називаються баки, з яких паливо подається у видаткові баки. Балансувальні називаються баки, з яких паливо перекачується в інші паливні баки для забезпечення необхідної центрування літака.
Конструктивно паливні баки є герметичні відсіки повітряного судна, так звані бакікесони. Від порядку вироблення палива з баків, що забезпечується автоматично витрати, залежить центрування літака. З метою забезпечення необхідної стійкості за креном літака паливо з правих та лівих баків виробляється рівномірно за допомогою автомата вирівнювання або вручну.
Злив палива з баків може здійснюватись через зливні штуцери, встановлені на двигунах або через систему централізованої заправки.
На деяких літаках для зменшення ваги літака передбачена система аварійного зливу палива. В цьому випадку система оснащується пристроєм, що виключає злив з баків палива, необхідного для живлення двигунів при посадці.
Схема компонування паливних баків літаком-винищувачем представлена малюнку7.1.
Рис.7.1.Схема компонування паливних баків літаком-вистрибувачем
З-за малих обсягів конструкції крил основна маса палива розміщена у м'яких фюзеляжних (з внутрішнім гумовим і зовнішнім, що створює каркас бака, гумовотканинним шаром) баках 3, розміщених збоку від повітряних каналів 1 під обшивкою фюзеляжу. Жорсткий паливний бак 6, зварений з тонких листів алюмінієво-марганцевого сплаву, закріплений на конструкції хвостової частини фюзеляжу під двигуном 4 і його вихлопною трубою 5.
Крила баки-відсіки 7 і всі фюзеляжні баки з'єднані трубопроводами з видатковим баком-відсіком 2, з якого паливо подається до двигуна. У баку 2 розміщений відсік негативних навантажень, конструкція та паливна апаратура якого дозволяють подавати паливо до двигуна при будь-яких маневрах літака, у тому числі і при перевернутому польоті.
Герметичність (на ім'я легендарного єгипетського мудреця Гермеса Тричінайбільшого, якому, в числі іншого, приписувалося мистецтво міцної закупорки судин) баків-відсіків забезпечується щільною постановкою заклепок в заклепувальних швах і тепло-, морозо- і гасостійкими герметиками ( місця з'єднання окремих елементів конструкції.
Для збільшення дальності польоту під крилом встановлені підвісні паливні баки 8, паливо з яких виробляється на початкових ділянках польоту і які скидаються перед виконанням власне бойової операції, оскільки вони погіршують маневреність та розгінні характеристики літака. На військових літаках широко застосовується дозаправка паливом у польоті шляхом перекачування палива із баків літака-заправника.
Вибране при компонуванні літака розташування, конфігурація та обсяги паливних баків визначають порядок витрачання палива в польоті та побудову схеми паливної системи літака.
Принципова схемапаливної системи дворухового пасажирського літака
проілюстровано малюнку 7.2.
Паливна система літака є дві автономні, аналогічні по конструкції системи: праву і ліву, кожна з яких подає паливо до відповідного двигуна.
У кожній половині (консолі) крила передній і задній лонжерони спільно з верхньою та нижньою панелями крила та герметичними нервюрами утворюють три кесон-баки 1, 2 та 3.
Кесон-баки кожної консолі пов'язані трубопроводом 11, в якому встановлений кран кільцювання (кран перехресного живлення) 12, що забезпечує подачу палива з лівої групи баків праву і навпаки. Трубопроводи паливної системи (паливопроводи) виконуються з алюмінієвих та сталевих труб.
Паливо з кесон-баків по трубопроводах 4, 5 і 6 за допомогою спарених (дублюючих один одного) насосів, що перекачують 7, у певному порядку перекачується в розміщений всередині кесон-бака 1 видатковий відсік 8, з якого спареними підкачуючими насосами 9 під певним тиском подається по трубопроводу 10 через перекривний (протипожежний) кран 13 до агрегатів паливної системи на двигуні (підкачуючий насос 14, датчик витратоміра 15, паливомасляний радіатор 16, паливний фільтр 17, насос-регулятор 18, після якого під високим тиском через колектор подається до форсунок камери.
Дренаж паливних баків.
Дренажна (Від англ. drain - осушувати) система забезпечує підтримку необхідної різниці тисків у надпаливному просторі баків та навколишньої атмосфері та зменшення концентрації вибухонебезпечних парів гасу шляхом наддуву (і вентиляції) баків повітрям через трубопроводи, що виходять до верхніх точок баків, за рахунок швидкісного напору, повітрям від компресорів двигунів або з бортових балонів газами з бортових балонів чи спеціальних систем.
Дренаж паливних баків підтримує в паливних баках заданий надлишковий тиск для забезпечення безкавітаційної роботи насосів; забезпечення мінімального внутрішнього та зовнішніх тисків на стінки баків; регулювання тиску повітря в баках при їх заправці паливом та зливі його.
Для нормального функціонування паливної системи у надпаливному просторі баків за допомогою дренажних пристроїв підтримується тиск, значення якого визначається міцністю баків та кавітаційними властивостями насосів, що підкачують. Дренаж баків може бути відкритим чи закритим. При відкритому дренажі надпаливний простір баків повідомляється з атмосферою трубопроводом, конфігурація якого унеможливлює витікання палива з баків при виконанні еволюції повітряного судна. Тиск в баках залежить від форми забірного патрубка і швидкісного натиску потоку повітря, що набігає. При закритому дренажі повітря для подачі баки відбирається за компресором двигуна. У цьому випадку встановлюються клапан наддуву, що підтримує необхідний тиск, та запобіжні клапани.
Дренаж баків у більшості випадків здійснюється відкритою системоюдренажу через дренажний відсік, з'єднаний трубопроводами з атмосферою через повітрозабірники.
Для захисту системи дренажу при закупорці в трубопроводи, що йдуть від повітрозабірників дренажу, вварені патрубки, в яких встановлені вакуумні клапани дренажу, що відкриваються при створенні в трубопроводі розрідження, оберігаючи його від зминання.
Системи подачі та перекачування палива.
Систему вироблення палива умовно можна розбити на систему перекачування палива та систему подачі його до двигунів. Схема подачі палива до двигунів визначається кількістю паливних баків, двигунів та їх компонуванням літаком.
На багаторухових літаках застосовуються загальні (централізовані), роздільні та автономні системи подачі палива (див. рис. 8.1). У загальної системипаливо подається через видатковий бак всім двигунам. У окремих системах паливо подається кожному двигуну від певної групи баків. Автономні системи забезпечують живлення кожного двигуна зі свого бака. Подача палива до двигунів здійснюється з видаткового (витратних) відсіку за допомогою насосів підкачування.
Рис.7.3. Класифікація систем подачі палива до двигунів: а – загальна; б – роздільна; в – автономна; РО – видатковий відсік; ПК – перекривний кран; КК - кран кільцювання
У витратному баку розміщуються, як правило, два насоси підкачування, якими паливо подається до двигунів, датчики паливовимірювальної апаратури, елементи запобігання баку від переповнення при перекачуванні в нього палива з інших баків, а також пристрої, що розвантажують стінки бака від надмірного тиску. Безперебійна робота двигуна на режимах польоту з нульовими або негативними перевантаженнями забезпечується вбудованим у конструкцію витратного паливного бака протиперевантажувальним відсіком, в якому встановлюється насос підкачування або паливним акумулятором. Принцип дії протиперевантажувального відсіку заснований на тому, що паливо з бака вільно надходить у відсік та заповнює його, але при відливах палива у видатковому паливному баку воно з відсіку піти не може. Об'єм відсіку забезпечує роботу насоса протягом заданого розрахункового часу дії перевантажень, в результаті яких відлив палива у видатковому паливному баку.
Подача палива до насосів високого тискудвигунів для забезпечення їхньої безкавітаційної роботи проводиться при двоступінчастому підвищенні тиску. Спочатку тиск підвищується баковими насосами підкачування, а потім руховим насосом. У магістралях подачі палива в двигуни встановлюються зворотні клапани, кільцеві крани, паливні акумулятори, що забезпечують живлення двигунів паливом на режимах польоту з навколонульовими і негативними вертикальними навантаженнями, перекривні крани, датчики витратомірів, паливомасляні теплообмінники і фільтри.
Паливні фільтри забезпечуються перепускними клапанами, через які забезпечується живлення двигуна паливом у випадках засмічення або зледеніння фільтра.
Наявність лінії кільцювання з кранами кільцювання забезпечує подачу палива в будь-який двигун при відмови в підкачувальній магістралі будь-якого витратного бака, а також служить для вирівнювання кількості палива в симетричних баках.
Паливний акумулятор (див. рис. 7.4.) являє собою циліндричний або сферичний посудину, розділений прогумованою мембраною на дві порожнини - повітряну та паливну. Повітряна порожнина знаходиться під тиском стисненого повітря. Паливна порожнина з'єднана з трубопроводом, що йде від підкачувального насоса до двигуна, і при працюючому насосі, що працює, заповнена паливом, так як тиск повітря в повітряній порожнині менше мінімально можливого тиску палива. При цьому мембрана притиснута до стінок судини
і його обсяг заповнений паливом. При відливі палива від насоса тиск у трубопроводі за ним падає, стиснене повітря тисне на мембрану і вона витісняє паливо з паливної порожнини в магістраль підкачування (проходу палива в насос перешкоджає встановлений у магістралі зворотний клапан). Місткість паливного акумулятора визначається розрахунковим часом дії навантажень, що призводять до відливу палива від насоса.
Мал. 7.4. Паливний акумулятор: 1 – півсфера; 3 - гумотканинна мембрана; 4 – прокладки; 5 – болт; 6 – штуцер трубопроводу відведення газів; 7 – діафрагма; 8 – півсфера; 9 - патрубок відведення палива; 10 – профіль; 11 - стикові кільця; 12 - патрубок підведення палива; 13 – штуцер зливного крана; 14 - штуцер трубопроводу наддуву
Подача палива в двигуни контролюється сигналізаторами тиску, датчики яких встановлюються за кожним баковим насосом підкачки та на вході в насос високого тиску двигуна, а також сигналізаторами перепаду тиску, що характеризують стан фільтрів. Сигналізація здійснюється зазвичай на мнемосхемі паливної системи в кабіні екіпажу.
Системи перекачування палива виконують різні функції і можуть бути поділені на основну, допоміжну та балансувальну. Основна система перекачування палива забезпечує подачу палива з баків у видаткові відсіки у певній черговості. Допоміжні системи забезпечують відкачування палива з дренажних бачків, вироблення залишків палива з баків тощо. Система балансуючого перекачування забезпечує необхідне центрування літака.
Для підвищення надійності роботи в баках встановлюють по два електричні відцентрові насоси. Останнім часом у системах перекачування палива додатково використовуються струменеві насоси.
Прикладом найбільш характерної системи палива може служити літак Ту-154, на якому використовується централізована паливна система (див. рис. 7.5.). До всіх трьох двигунів цього літака паливо подається із загального видаткового бака, а з решти баків паливо перекачується у видатковий бак за певною програмою. Для забезпечення рівної витрати палива, що перекачується у видатковий бак із баків лівого та правого крила, використовується порціонер.
Мал. 7.5. Принципова схема паливної системи з витратним баком: 1 – кесон-бак витратний; 2, 3, 4 – кесон-баки; 5 - насоси перекачування; 6 -насос, що підкачує; 7 – порціонер; 8 – блок зворотних клапанів; 9 - зворотні клапани
На літаку Іл-76 паливо в процесі вироблення перекачується у видаткові відсіки послідовно з резервних і додаткових баків насосами, що перекачують, встановленими по два насоси в кожному баку. З видаткових відсіків, встановлених у головних баках, паливо подається до двигунів двома насосами, що підкачують. Управління порядком вироблення палива проводиться системою управління та вимірювання палива, що працює від сигналізаторів рівня палива у чергових баках.
На літаку Як-42 паливо розміщено у трьох кесонах (див. рис. 7.6.) - двох крильових та одному центроплані (середньому).
Рис.7.6. Паливна система літака Як - 42
Органи управління агрегатами паливної системи розміщені на верхньому пульті кабіни екіпажу та пульті управління ЗСУ.
На щитку паливної системи розташовані:
АЗР-и "НАСОСИ ВКЛ. ВІДКЛ." для управління насосами, що підкачують;
Зелені світлосигналізатори тиску палива за насосами;
Жовті світлосигнальні табло "НЕМАЄ ДАВЛ. ТОПЛ." сигналізації падіння тиску палива на вході у двигун;
Вимикачі "ЛЕВ. КРАН КІЛЬЦ." та "ПРАВ. КРАН КІЛЬЦЬ." для ручного керування кранами кільцювання;
Вимикач "ВІДКЛ. АВТОМ. КРАН КІЛЬЦ." для автоматичного керування кранами кільцювання. У вихідному положенні вимикач закритий кришкою, законтрений та опломбований.
У такому положенні вимикача крани кільцювання відкриваються автоматично тільки в польоті (при розтиснутій лівій опорі), якщо мережа знеструмлена. змінного струму 200В або спалахнуло одне з табло "320 кг".
Жовті та зелені лампи кранів кільцювання, які спрацьовують так само, як відповідні лампи пожежних кранів;
Світлосигнальні табло "670 ЛЕВ., СЕРЕДН., ПРАВ.", "320 ЛЕВ., СЕРЕДН., ПРАВ." для сигналізації залишку палива;
Кнопка "КОНТРОЛЬ СИГНАЛІЗАТОРІВ" для перевірки сигналізаторів СУІТЗ.
Контроль працездатності сигналізаторів залишку палива "870" та "320" виконується при заповнених паливних кесонах. Чотири пожежні крани (три для двигунів Д-36 і один для ЗСУ) управляються чотирма перемикачами "ПОЖЕЖНІ КРАНИ ПАЛИВА", розташованими на панелі "ПРОТИПОЖЕЖНА СИСТЕМА" на верхньому пульті. Закрите та відкрите положення пожежних кранів контролюються чотирма жовтими та чотирма зеленими сигнальними лампами, розміщеними там же.
Система управління та вимірювання палива призначена для:
Вимірювання кількості палива в центропланному (середньому) кесоні та у кожному криловому (лівому та правому) кесонах та видачі інформації на індикатор, встановлений на приладовій дошці;
Вимірювання сумарної кількості палива в кесонах та видачі інформації на індикатор, встановлений на дошці приладів;
Вимірювання кількості палива, що заправляється, в центропланному (середньому) кесоні і в кожному криловому (лівому і правому) кесонах;
Видачі на табло "ПАЛИВО 870", встановлені на верхньому пульті в кабіні екіпажу, сигналів залишку палива в центропланному кесоні 870 кгс та в кожному криловому кесоні 870 кгс;
Видачі на табло "ПАЛИВО 870" дублюючих сигналів залишку палива 650 кгс по кожному кесону;
Видачі на табло "ПАЛИВО 320", встановлені на верхньому пульті, сигналів залишку палива в центропланному кесоні 320 кгс та в кожному криловому кесоні 320 кгс;
Видачі сигналів про сумарну кількість палива в літаковий відповідач та МСРП-64М-2.
Сумарна кількість палива визначається за показаннями трирозрядного барабанчикового лічильника, а кількість палива в кожному кесоні - за показаннями трьох індексів профілів індикатора, які встановлюються проти розподілу шкали, що відповідає кількості палива у кесоні.
Робота вимірювальної частини ґрунтується на вимірі електричної ємності датчиків, що змінюється зі зміною рівня палива в баках. Електроємнісні датчики виконуються у вигляді конденсатора з коаксильно розташованих труб. Робота автоматичної частини управління витратою та заправкою заснована на властивості котушки індуктивності датчика - сигналізатора змінювати індуктивний опір від переміщення в ній сталевого осердя при зміні рівня палива. Вимірювання кількості палива в баку за допомогою поплавково-важільних паливомірів засноване на принципі перетворення за допомогою реостату переміщення поплавця в електричний сигнал.
Для вимірювання миттєвої витрати палива кожним двигуном та залишку палива в баках для кожного двигуна призначений витратомір. Крильчато-тахометричний витратомір являє собою перетворювач, що генерує електричний сигнал, пропорційний витраті палива, що протікає і складається з витратомірної труби, в якій встановлена лопатева турбіна, і системи вимірювання швидкості обертання турбіни.
Кожен із трьох двигунів Д-36 та ЗСУ живиться паливом з відповідного паливного кесону та має автономні трубопроводи живлення паливом та агрегати подачі палива.
Паливо до двигунів подається під тиском насосами, що підкачують, встановленими в кесонах. До кожного бічного двигуна Д-36 паливо з кесонів подається двома електроприводними насосами, що підкачують, включеними в магістраль живлення паралельно. Середній двигун живиться паливом від двох електроприводних насосів, що підкачують, встановлених у середньому кесоні.
До магістральних трубопроводів живлення двигунів Д-36 приєднані зворотні самопливні (зворотні запірні) клапани, призначені для подачі палива до двигунів самопливом у разі відмови насосів, що підкачують. Крім того, для забезпечення живлення двигунів паливом під тиском при відмові окремих підкачувальних насосів
магістральні трубопроводи живлення бокових двигунів з'єднані з магістраллю живлення середнього двигуна через два крани кільцювання трубопроводом кільцювання.
У магістралі живлення двигунів Д-36 включені паливні акумулятори та електроприводні перекривні пожежні крани.
Живлення паливом ЗСУ здійснюється з центропланного кесону пусковим насосом постійного струму. При роботі насосів, що підкачують, витратний відсік завжди (крім випадку негативного перевантаження) заповнений паливом. Паливо у видатковий відсік бічних кесонів подається двома струминними насосами, у видатковий відсік середнього кесона чотирма струминними насосами, що використовують для своєї роботи активне паливо, що відбирається від насосів, що підкачують.
У стінках видаткового відсіку встановлені три зворотні клапани, що забезпечують приплив палива у видатковий відсік у разі живлення двигуна на самотеці.
Система дренажу - відкритого типу з відбором повітря для подачі в паливні кесони безпосередньо з атмосфери. Кожен бічний кесон має власну систему дренажу.
Для дренажування середнього кесона у верхню його частину з дренажних відсіків бічних кесонів виведено два дренажні трубопроводи.
Якщо різниця палива в симетричних баках перевищить допустиму величину, його кількість вирівнюється так:
Відкриваються крани кільцювання симетричних двигунів;
Відключаються насоси двигуна, що підкачують, з меншим залишком палива і виробляється паливо з баків двигуна з великим залишком до вирівнювання його кількості;
Включаються раніше вимкнені насоси, що підкачують;
Закриваються крани кільцювання.
При відмові двох насосів в одному баку двигуни живляться самопливом. Політ виконується з мінімальними еволюціями на висоті, що забезпечує стійку роботу двигуна.
При всіх знеструмлених насосах політ виконується з мінімальними еволюціями до найближчого аеродрому.
Перед польотом екіпаж повинен:
Прийняти доповідь від авіатехніка про кількість та сорт заправленого палива;
Переконатися, що злитий відстій палива і в ньому відсутні механічні домішки та вода, а в зимовий часКристали льоду. Здійснити зовнішній огляд літака, при цьому перевірити, чи немає течі бензину, перевірити заправку літака паливом. Після посадки в кабіну необхідно включити та перевірити справність паливоміру, сумарну кількість палива в баках та кількість палива окремо у лівому та правому крилі. Контроль за витратою палива в польоті здійснювати за паливоміром та годинником. Загоряння сигнальної лампи із червоним світлофільтром на світловому табло ОСТАТ. ТОПЛ. вказує пілоту те що, що у баках залишилося на 30 хв польоту.
Енергетичним джерелом для роботи авіаційних двигунів є вуглеводневе паливо, що розміщується у літаку. Чим більший запас палива літаком, тим більше можливі дальність і тривалість польоту. Паливо на літаку розміщується у відсіках фюзеляжу, крил та іноді кіля. Для збільшення дальності польоту застосовують установку підвісних баків, що скидаються, які розташовуються під фюзеляжем і під крилами.
На транспортних літаках встановлюють додаткові знімні баки у вантажних відсіках. Залежно від типу літака, місця розташування баків їх кількість та конструкція змінюються у широких межах.
При виборі обсягу баків необхідно враховувати, що з нагріванні обсяг палива збільшується.
Для забезпечення аварійної посадки передбачається злив палива з баків, щоб посадкова маса літака не перевищувала допустимих нормміцності шасі та інших вузлів літака.
З метою заповнення запасів палива та збільшення тривалості польоту застосовується дозаправка паливом у польоті від спеціальних літаків-заправників.
При польотах на висотах паливо значно охолоджується, тому є пристрій підігріву палива для попередження забивання трубопроводів і фільтрів кристалами льоду.
Компонування паливної системи визначається:
Розташуванням паливних баків у районі центру тяжкості літака для того, щоб у міру вироблення палива істотно, не змінювалася центрування літака;
Максимальне використання обсягів для розміщення палива; -розташуванням паливних магістралей, насосів, акумуляторів нижче днища баків для того, щоб вони завжди були заповнені паливом;
Проведенням дренажної системи наддуву баків вище баків для того, щоб у ці системи не потрапляло паливо.
Порядок вироблення палива та центрування літака
При компонуванні літака вибирається таке розташування паливних баків, щоб центр тяжіння літака, повністю заправленого паливом, розташовувався поблизу центру тяжкості порожнього (не заправленого паливом і вантажів) літака.
Кількість витратних баків зазвичай відповідає кількості двигунів, але знаходять застосування паливні системи із загальним витратним баком для кількох двигунів.
Паливна система з витратним баком дозволяє: встановлювати високонапірні насоси перекачування палива в двигуни тільки у витратному баку, а в інших баках встановлювати легкі низьконапірні насоси для перекачування палива у витратний бак;
спростити автоматичне управління та схему ручного управління виробленням палива у разі відмови;
забезпечити простими конструктивними методами стійке харчування двигунів при різних еволюціях польоту та посадковий залишок палива (аварійний) у видаткових баках для завершення польоту;
забезпечити фільтрацію, дегазацію палива та за необхідності знизити або вирівняти температуру палива, що надходить до двигунів, і т.д.
Черговість вироблення палива визначається наступними факторами: допустимим центруванням літака, зниженням навантаження на крила, зменшенням нагріву палива за рахунок аеродинамічного нагріву від працюючих двигунів та системи кондиціювання, завданнями, що виконуються літаком (першочергове вироблення підвісного скидається бака на швидкісних літаках).
Система подачі палива до двигунів
Система подачі палива до двигунів включає паливний бак (зазвичай витратний бак), з якого безпосередньо паливо надходить до двигуна або двигунів (залежно від обраної схеми); насоси високого напору, які забезпечують необхідну витрату та підпор палива, що надходить до насосів-регуляторів двигуна (насоси-регулятори плунжерного типу для створення тиску розпилу на форсунках у камерах згоряння двигуна вимагають підвищеного тиску на вході, щоб уникнути кавітації); паливну магістраль від витратного бака з датчиком витратоміра, сигналізатором тиску палива перед двигуном, перекривним краном дистанційного керування для відсічення палива від двигунів в аварійній ситуації; кран кільцювання для живлення двигунів від іншого витратного бака (за схемою з кількома витратними баками).
Паливна система характеризується висотою польоту, до якої забезпечується безперебійне подання палива до двигунів. Основними факторами, що визначають висотність паливної системи, є:
тиск палива перед насосом-регулятором двигуна
Система перекачування палива
Система перекачування палива у видатковий бак забезпечує збереження центрування літака при виробленні палива двигуном за рахунок дотримання заздалегідь заданої черговості та порядку перекачування палива з баків паливної системи у видатковий бак.
Найбільшого поширення набули системи перекачування палива у видатковий бак із відцентровими електроприводними насосами. На деяких літаках за умов підвищених темпів перекачування застосовують гідроприводні насоси або турбонасоси. Останнім часом у системах перекачування знаходять широке застосування струменеві насоси.
Системи перекачування зі струменевими насосами
Струменеві насоси застосовуються для перекачування палива, відкачування залишків палива з баків складної конфігурації з великою поверхнею днища, яка характерна для крилових баків.
Малі габаритні розміри та маса, відсутність рухомих частин та електропроводки визначають широке застосування їх у паливних системах, незважаючи на менший ККД, ніж у іншого виду насосів.
Привід струменевих насосів здійснюється від насосів двигуна або електропривідних відцентрових насосів.
Система дренажу наддуву паливних баків
Надпаливний простір баків повідомляється з атмосферою за допомогою дренажу. Повідомлення надпаливного простору з атмосферою потрібно при заправці баків паливом, особливо при закритій централізованій заправці для видалення повітря з баків, виключаючи протитиск повітря при заповненні баків; при наддуві баків для наповнення надлишків повітря в атмосферу; при зміні висоти польоту підтримки постійності закону перепаду тисків між надпаливним простором і зовнішньої атмосферою тощо.
Система заправки паливом
Застосовуються два види заправки:
а) відкрита, коли бак чи група баків заповнюються топ
ливом через заливну горловину бака, що відкривається, розташований
ну у верхній точці бака.
б) централізована, що здійснюється під тиском
через паливний приймач, розташований у нижній частині літака, у місці, зручному обслуговування.
Дозаправка літака паливом у польоті здійснюється від літака-заправника по шлангу, з'єднаному з приймачем палива на літаку, що заправляється.
Системи зливу палива
У паливній системі мають бути передбачені:
злив палива у польоті;
злив палива з усіх баків (або окремих баків) на стоянці шляхом відсмоктування його паливозаправником;
злив відстою палива на землі.
Паливні баки
Залежно від типу літака, теплових режимів роботи конструкції, розташування літака застосовуються м'які паливні баки, баки-відсіки фюзеляжу з легких сплавів, пластмас або композиційних матеріалів.
М'які паливні баки виготовляються шляхом виклеювання на розбірних формах з теплостійкої гуми та армувальної тканини за розмірами та конфігурацією відповідним контейнером-відсіком, в який поміщається бак.
Зварна конструкція літака дозволяє використовувати герметичні ємності відсіків фюзеляжу і крила в якості баків-відсіків.
Баки-відсіки, виконані складальними процесами, складаються з панелей зовнішньої обшивки та стінок.
Підвісні баки застосовуються збільшення дальності польоту, зазвичай вони скидаються, але за необхідності літаки можуть здійснювати посадку з порожніми підвісними баками.
Паливні насоси
Насоси в паливних системах необхідні для створення підпору перед плунжерними насосами-регуляторами двигуна та для перекачування палива з бака у витратний бак.
Відцентрові та осьові паливні насоси приводяться в дію електричними двигунами постійного або змінного струму, гідравлічними та пневматичними турбінами.
Гідротурбоприводний насос працює на використанні енергії високого тиску палива, що створюється насосом, встановленим безпосередньо на двигуні, для обертання насоса перекачування, встановленого на паливному баку. Енергія передається через турбіну, встановлену на робочому колесі Паливо від двигуна, віддаючи енергію турбіні насоса, обертає низьконапірний насос з великою витратою.
Паливний насос з пневмотурбоприводом є агрегатом, у якого насос працює від повітряної турбіни. Стиснене повітрявідбирається від компресора двигуна і трубопроводом підводиться до місця установки агрегату. Стиснене повітря обертає турбіну і після передачі своєї енергії турбіні викидається в атмосферу.
(a) Кожна паливна система повинна бути сконструйована та виконана таким чином, щоб забезпечувалася подача палива з витратою та тиском, встановленими для нормальної роботи основного та допоміжного двигунів у всіх очікуваних умовах експлуатації, у тому числі при всіх маневрах, на які запитується сертифікат та протягом яких дозволено роботу основних та допоміжних двигунів.
(b) Кожна паливна система повинна бути виконана так, щоб повітря, що потрапляє в систему, не могло привести:
(1) До втрати потужності більш ніж на 20 секунд для поршневих двигунів.
(2) Зрив горіння в газотурбінному двигуні.
(c) Кожна паливна система літака з газотурбінними двигунами повинна бути здатна довго працювати у всьому діапазоні витрат і тисків палива, що містить максимально можливу в очікуваних умовах експлуатації кількість розчиненої та вільної води та охолодженої до найбільш критичної з точки зору зледеніння температури, які можуть зустрітися в експлуатації.
(d) Кожна паливна система літака з газотурбінним двигуном повинна відповідати вимогам Частини 34 Авіаційних правил з викиду палива з дренажних систем.
(a) Нормальна робота паливної системи в усіх очікуваних умовах експлуатації повинна бути показана за допомогою аналізу та таких випробувань, які компетентний орган визнає необхідними. Випробування, якщо потрібні, повинні виконуватися на паливній системі літака або на випробувальному стенді, який відтворює робочі характеристики ділянки паливної системи, що випробовується.
(b) Можлива відмова будь-якого теплообмінника, що використовує паливо як одну з робочих рідин, не повинна створювати небезпечних наслідків.
Кожна паливна система повинна відповідати вимогам 25.903(b) за допомогою:
(a) Подання палива до кожного двигуна системою, незалежною від будь-якої ділянки системи, що забезпечує подачу палива до іншого двигуна; або
(b) будь-якого іншого прийнятного методу.
Паливна система має бути сконструйована та розміщена так, щоб запобігало займанню парів палива всередині системи в результаті:
(a) Прямого удару блискавки в зони літака, які характеризуються великою ймовірністю потрапляння в них розряду блискавки.
(b) ковзних розрядів блискавок у зони, де ймовірність ковзних розрядів велика.
(c) Коронного розряду та протікання струму блискавок у зоні паливних дренажних виходів.
(a) Кожна паливна система повинна забезпечувати подачу палива з витратою не менше 100% витрати, необхідної для двигуна при кожному очікуваному експлуатаційному режимі та маневрі. Повинно бути показано таке:
(1) Паливо подається до кожного двигуна під тиском і з температурою в межах, зазначених у сертифікаті типу двигуна.
(2) При випробуваннях кількість палива в баку, що розглядається, не повинна перевищувати величини, встановленої у вигляді невиробленого залишку палива для цього бака відповідно до вимог 25.959, плюс кількість палива, необхідна для демонстрації відповідності вимогам даного параграфа.
(3) Кожен основний паливний насос повинен забезпечувати кожен режим і просторове положення літака, для яких демонструється відповідність даному параграфу, а відповідний аварійний насос повинен мати можливість замінити основний насос, який використовується таким чином.
(4) За наявності витратоміра паливо має вільно проходити через витратомір, якщо він заблокований, або через канали перепуску.
(b) Якщо двигун може живитись паливом більш ніж з одного бака, паливна система повинна:
(1) Забезпечувати для кожного поршневого двигуна відновлення повного тиску палива, що надходить у цей двигун, не більше ніж через 20 с після перемикання на будь-який інший паливний бак, що містить паливо, що використовується, якщо стає очевидним, що порушення роботи двигуна викликано недостатньою кількістю палива в баку , З якого двигун до цього харчувався; і
(2) Для кожного газотурбінного двигуна додатково до відповідного ручного перемикання повинен бути передбачений пристрій, що запобігає перебоїм подачі палива до цього двигуна без участі екіпажу у разі, якщо паливо, в будь-якому баку, що живить цей двигун, вироблено в процесі нормальної роботи, а в будь-якому іншому баку, з якого зазвичай подається паливо тільки до цього двигуна, міститься запас палива, що використовується.
(а*) Подача палива має бути продемонстрована за найгірших умов подачі палива на літаку щодо висоти польоту, просторового положення літака та інших умов, за:
(1) Непрацюючих бакових насосів підкачування.
(2) Подання палива в два двигуни з одного бака з відкритим кільцевим краном.
Якщо в польоті є можливість перекачування палива з одного бака в інший, система дренажу баків і система перекачування палива не повинні допускати пошкодження конструкції баків у разі їх переповнення.
Для кожного паливного бака з компонентами паливної системи, що відносяться до нього, невироблений залишок палива повинен встановлюватися не менше тієї кількості, при якому спостерігається перша ознака порушення роботи двигуна при найбільш несприятливих умовах подачі палива на всіх передбачуваних експлуатаційних режимах і польотних маневрах, при яких проводиться забір палива з цього бака. Не слід розглядати відмови компонентів паливної системи.
25.961. Робота паливної системи за високої температури
(а) Паливна система літака повинна функціонувати задовільно у спекотних кліматичних умовах. Для цього має бути продемонстровано, що в паливній системі на ділянці від бака до кожного двигуна є такий тиск за всіх заданих умов роботи, який запобігає пароутворенню, або це має бути показано у наборі висоти з рівня аеродрому, обраного Заявником, до максимальної висоти, встановленої експлуатаційними обмеженнями 25.1527.
Якщо вибрано випробування з набором висоти, то не повинно бути ознак появи парових пробок або інших порушень роботи системи під час проведення випробувань із набором висоти в наступних умовах:
(1) У літаків з поршневими двигунами всі двигуни повинні працювати на режимі максимальної тривалої потужності, за винятком того, що на висотах від висоти на 300 м нижче критичної до критичної включно повинна застосовуватися злітна потужність.
Час роботи на злітному режимі не повинен бути меншим за допустиму тривалість злітного режиму.
(2) У літаків з газотурбінними двигунами двигуни повинні працювати на злітному режимі протягом часу, обраного для демонстрації траєкторії набору висоти під час зльоту, і на режимі максимальної тривалої потужності на іншій ділянці набору висоти.
(3) Маса літака повинна складатися з маси літака з повними паливними баками та мінімальним числом членів екіпажу та маси баласту, необхідного для витримування центру ваги в допустимих межах.
(4) Швидкість набору висоти не повинна перевищувати:
(i) для літаків з поршневими двигунами - максимальної повітряної швидкості, встановленої для набору висоти від зльоту до максимальної робочої висоти при наступній конфігурації літака:
(A) шасі прибрано;
(B) закрилки у найбільш сприятливому положенні;
(C) стулки капотів (або інші засоби регулювання охолодження двигунів) у положенні, що забезпечує належне охолодження в умовах спекотного дня;
(D) двигуни працюють у межах обмежень максимальної тривалої потужності;
(E) маса відповідає максимальній злітній масі; і
(ii) для літаків з газотурбінними двигунами - максимальна повітряна швидкість, встановлена для набору висоти від зльоту до максимальної робочої висоти.
(5) Температура палива перед зльотом повинна бути не менше ніж 45 °С. Крім того, паливо повинно мати тиск насиченої пари, максимально можливий для тих його марок, на яких може експлуатуватися літак.
(b) Випробування, зазначені в пункті (а) цього параграфа, можуть проводитися в польоті або на землі в умовах, що близько імітують умови польоту. Якщо льотні випробування проводять у холодну погоду, яка може завадити правильному проведеннювипробувань, то поверхні паливних баків, трубопроводи та інші елементи паливної системи, схильні до впливу холодного повітря, повинні бути ізольовані, щоб імітувати (наскільки це можливо) політ у спеку.
(а) Кожен паливний бак повинен витримувати без пошкоджень та втрати нормованої герметичності вібрації, інерційні сили, масу палива та навантаження від конструкції, яким він може зазнавати літака під час експлуатації.
(b) Оболонки м'яких паливних баків повинні бути схваленого типу або мають бути продемонстровані, що вони відповідають даному призначенню.
(c) Паливні баки-відсіки (баки-кесони) повинні мати засоби для внутрішнього огляду та ремонту.
(d) Паливні баки, розміщені у фюзеляжі, не повинні руйнуватися та втрачати герметичність при дії інерційних сил, зазначених у 25.561 для випадку аварійної посадки. Крім того, ці баки повинні бути захищені таким чином, щоб тертя баків об землю було неможливим.
(e) Кришки люків паливних баків повинні відповідати наступним критеріям, щоб уникнути витікання небезпечних кількостей палива:
(1) Повинно бути показано аналізом або випробуваннями, що всі кришки, розташовані в зоні, в якій, судячи з досвіду експлуатації або аналізу, можливий удар, мінімально схильні до пробивання або деформації шматками шин, уламками двигунів, що володіють малою енергією, або іншими подібними уламками .
(2) Усі кришки люків повинні бути вогнестійкими.
(f) Для паливних баків з наддувом повинні бути забезпечені безпечні засоби, що перешкоджають утворенню надмірного перепаду між тиском усередині бака та зовні.
(a) При проведенні випробувань паливних баків повинно бути продемонстровано, що встановлені на літаку баки можуть витримувати без пошкодження або течії найбільш критичний тиск в умовах, зазначених у пунктах (а) (1) та (а) (2) цього параграфа. Крім цього, за допомогою аналізу або випробувань повинна бути продемонстрована здатність поверхонь баків, що піддаються впливу найбільш критичних тисків з числа, що виникають в умовах, зазначених у пунктах (a) (3) і (a) (4) цього параграфа, витримувати наступні тиски:
(1) Внутрішній тиск 0,25 кг/см2.
(2) 125% максимального тиску повітря, що створюється в баку швидкісним напором.
(3) Гідравлічні тиски, що виникають при максимальних граничних перевантаженнях та маневрах літака з повними баками.
(4) Гідравлічні тиски, що виникають при найбільш несприятливому поєднанні крену літака та запасу палива.
(b) Кожен металевий бак з великими непідтримуваними або непідсиленими плоскими поверхнями, пошкодження або деформація якого може спричинити течію палива, повинен витримувати такі випробування (або еквівалентні ним) без появи течі або надмірної деформації стінок бака:
(1) Кожен повністю зібраний бак разом із вузлами кріплення повинен бути підданий вібраційним випробуванням у компонуванні, що імітує дійсне встановлення на літаку.
(2) За винятком випадку, викладеного в пункті (b)(4) цього параграфа, бак у зборі, наповнений на 2/3 водою або будь-якою іншою придатною для випробувань рідиною, повинен бути підданий вібраційним випробуванням протягом 25 годин з амплітудою коливань не менше 0,8 мм, якщо не вказується інша досить обґрунтована амплітуда.
(3) Частота вібраційних коливань при випробуваннях повинна бути такою:
(i) якщо в нормальному робочому діапазоні частот обертання роторів двигуна відсутня критична частота вібрації бака, то частота вібрації при випробуваннях повинна дорівнювати 2000 коливань за хвилину (33,3 Гц);
(ii) якщо в нормальному робочому діапазоні частот обертання двигуна є тільки одна критична частота коливань бака, випробування повинні проводитися з цією частотою;
(iii) якщо у нормальному робочому діапазоні частот обертання роторів двигуна критичної виявиться більш ніж одна частота, то випробування повинні проводитися з найбільш критичною частотою.
(4) При виконанні випробувань відповідно до пунктів (b)(3)(ii) та (iii) даного параграфа повинна бути змінена тривалість випробувань для отримання такого ж числа циклів коливань, як і протягом 25 годин випробувань при частоті, зазначеній у пункті
(b) (3)(i) цього параграфа.
(5) При випробуваннях бак у зборі має бути підданий вібраційним випробуванням протягом 25 год з частотою 16-20 повних періодів за хвилину на кут 15° в обидві сторони від горизонтального положення (у сумі 30°) щодо найбільш критичної осі.
Якщо критичним є рух більш ніж однієї осі, то бак повинен гойдатися щодо кожної критичної осі протягом 12,5 год.
(c) Неметалічні баки повинні витримати випробування, зазначені в пункті (b)(5) цього параграфа, з паливом при температурі 45 °С, за винятком тих випадків, коли є достатній досвід експлуатації такого бака при його аналогічній установці. Під час цих випробувань бак даного типу має бути встановлений на опори, що імітують його встановлення у літаку.
(d) Для паливних баків з наддувом має бути показано шляхом розрахунку або випробувань, що паливні баки можуть витримувати максимальний тиск, який може мати місце на землі або в польоті.
(a) Кріплення кожного паливного бака не повинно допускати концентрації навантажень від маси палива на непідкріплених поверхнях баків. Крім того, повинні враховуватися такі положення:
(1) Для запобігання тертю між баком і конструкцією, що його підтримує, повинні встановлюватися прокладки.
(2) Прокладки повинні виготовлятися з матеріалів, що не абсорбують, або з матеріалів, оброблених відповідним чином, що оберігають від поглинання рідин.
(3) При використанні м'яких баків їх оболонки повинні кріпитися таким чином, щоб вони не зазнавали впливу гідравлічних навантажень.
(4) Кожна внутрішня поверхня відсіку установки бака повинна бути гладкою та вільною від виступів, наявність яких може призвести до пошкодження оболонки, за винятком тих випадків, коли:
(i) вжито заходів для захисту оболонки в таких точках; або
(ii) сама конструкція оболонки забезпечує такий захист.
(b) Порожнини, суміжні з поверхнями бака, повинні вентилюватися, щоб не допустити скупчення пари у разі невеликого витоку. Якщо бак знаходиться в герметизованому відсіку, то вентиляція може здійснюватися за допомогою дренажних отворів необхідного розміру для запобігання надлишковому тиску при зміні висоти польоту.
(c) Розміщення кожного бака має відповідати вимогам 25.1185(а).
(d) Ніяка частина обшивки гондоли двигуна, що лежить безпосередньо за основним виходом повітря з відсіку двигуна, не повинна служити як стінка бака-відсіку.
(e) Кожен паливний бак повинен бути ізольований від кабін персоналу та пасажирів конструктивними засобами, що не допускають проникнення парів та палива.
Кожен паливний бак повинен мати розширювальне місце обсягом не менше 2% від ємності бака. Повинна бути виключена можливість ненавмисного заповнення цього простору за нормального стоянкового становища. Для систем заправки палива під тиском відповідність цьому параграфу можна продемонструвати наявністю пристроїв, які застосовуються для встановлення відповідності з 25.979(b).
25.971. Відстійник паливного бака
(а) Кожен паливний бак повинен мати відстійник, робоча ємність якого при стоянковому положенні повинна бути не менше 0,1% від ємності бака або 0,3 л, залежно від того, яка з цих величин більша, якщо тільки встановлені експлуатаційні обмеження не гарантують, що при експлуатації накопичення конденсату не перевищить ємність відстійника.
(b) Конструкція кожного паливного бака повинна забезпечувати відведення небезпечної кількості конденсату з будь-якої частини бака до відстійника при стоянковому положенні літака.
(c) Кожен відстійник паливного бака повинен мати доступний зливальний пристрій, який:
(1) Забезпечує злив відстою землі.
(2) Не допускає потрапляння палива, що зливається, на інші частини літака; і
(3) Має ручний або автоматичний пристрій для надійної фіксації у закритому положенні.
Конструкція кожної заправної горловини паливного бака повинна не допускати попадання палива в будь-які інші частини літака, крім самих баків. Крім того:
(a) [Зарезервований].
(b) Кожна втоплена заправна горловина паливного бака, в якій може накопичитися значна кількість палива, повинна мати зливальний пристрій, що не допускає попадання палива, що зливається, на інші частини літака.
(c) Кришка кожної заправної горловини повинна забезпечувати щільне закриття горловини, що не допускає просочування палива.
(d) Кожна точка заправки повинна мати засоби металізації для електричного з'єднання із наземним заправним обладнанням.
(а) Дренаж паливних баків. Кожен паливний бак повинен повідомлятися з атмосферою через верхню частину розширювального простору для того, щоб забезпечувався ефективний дренаж за будь-яких нормальних режимів польоту. Крім того:
(1) Розташування кожного дренажного отвору повинно унеможливлювати його забруднення або закупорювання льодом.
(2) Конструкція дренажу не повинна допускати сифонування палива в нормальних умовах експлуатації.
(3) Пропускна здатність дренажної системи та рівень тиску в ній повинні бути достатніми для витримування прийнятних перепадів тиску всередині та зовні бака при:
(i) нормальні режими польоту;
(ii) максимальної швидкості набору висоти та зниження; і
(iii) заправлення та зливу палива.
(4) Повітряні порожнини баків з паливними вихідними каналами, що сполучаються між собою, також повинні повідомлятися між собою.
(5) У дренажній системі не повинно бути місць, де може накопичуватися волога при положенні літака на землі або в горизонтальному польоті, інакше повинна бути передбачена можливість її зливу.
(6) Дренажні та зливні пристрої не повинні закінчуватися в точках:
(i) де вихід палива з дренажного отвору може спричинити небезпеку пожежі; або
(ii) звідки пари палива можуть проникнути в кабіни персоналу та пасажирів.
(b) Дренаж карбюратора. Кожен карбюратор зі штуцером для відведення парів повинен мати трубопровід для відведення парів назад в один із паливних баків. Крім того:
(1) Кожна дренажна система має бути виконана так, щоб не відбувалося закупорювання дренажу льодом.
(2) Якщо є більше одного паливного бака і необхідно витрачати паливо з баків у певній послідовності, кожна лінія повернення парів повинна з'єднуватися з баком, паливо з якого витрачається при зльоті та посадці.
25.977. Забірник палива з бака
(a) Забірник палива з бака або вхід у баковий насос повинен мати захисну сітку – фільтр. Сітка-фільтр має:
(1) Для літаків з поршневими двигунами мати 3 – 6 осередків на 1 см; і
(2) Запобігати проходженню частинок, які можуть обмежити витрати пального або пошкодити будь-який елемент паливної системи літака з газотурбінними двигунами.
(b) [Зарезервований].
(c) Площа прохідного перерізу кожного фільтра на забірнику або на вході бакового насоса повинна не менше ніж у 5 разів перевищувати площу прохідного перерізу трубопроводу подачі палива з бака в двигун.
(d) Діаметр кожного фільтра повинен бути не меншим за діаметр забірника паливного бака.
(e) До кожного фільтра (фільтруючого елемента) повинен бути забезпечений доступ для перевірки та очищення.
До систем заправки баків паливом під тиском належить таке:
(a) Кожне з'єднання трубопроводів системи подачі палива повинно мати засоби, що запобігають витоку небезпечних кількостей палива із системи у разі відмови впускного клапана.
(b) Повинні бути передбачені засоби автоматичного закриття, що запобігають заповненню кожного бака паливом у кількості, більшій, ніж встановлено для цього бака. Ці кошти мають:
(1) Допускати перевірку правильності закриття перед кожною заправкою бака паливом; і
(2) У кожного місця заправки забезпечувати індикацію відмови засобів закриття з метою припинення подачі палива при максимальній кількості палива, що заправляється, встановленого для даного бака.
(c) Повинні бути передбачені кошти для запобігання пошкодженню паливної системи у разі відмови засобів автоматичного закриття, зазначених у пункті (b) цього пункту.
(d) Система заправки літака паливом під тиском (за винятком паливних баків та їх дренажу) повинна витримувати навантаження, яке вдвічі більше за навантаження, що створюється при максимальних тисках, у тому числі при пульсаціях, які можуть мати місце під час заправки. Має бути визначено максимальний тиск пульсацій для будь-якої комбінації випадкового чи навмисного закриття паливних кранів.
(e) Літакна система зливу палива (за винятком паливних баків та їх дренажу) повинна витримувати навантаження, яке вдвічі більше навантаження, що створюється при максимально допустимому тиску зливу (позитивному або негативному) у літаковому паливному сполучному штуцері.
(a) Повинна бути визначена найбільша температура, яка на величину встановленого запасу нижче за мінімальну очікувану температуру самозаймання палива в баках літака.
(b) Температура в будь-якій точці всередині кожного паливного бака, де можливе займання палива, не повинна перевищувати температуру, визначену відповідно до пункту (а) цього параграфа. Це має бути продемонстровано при всіх можливих режимах роботи, відмови та несправності будь-якого елемента, здатного призвести до підвищення температури всередині бака.
Призначення паливної системи літака
Паливна системапризначена для розміщення на літаку необхідної кількості палива та подачі його до двигуна на всіх режимах польоту.
Як паливо на сучасних літаках застосовується високооктановий бензин, для поршневих двигунів та авіаційний гас (Т-1, ТС-1, РТ та ін.) для реактивних двигунів.
Паливна система умовно поділяється на паливну систему літака та паливну систему двигуна.
У будь-якій паливній системі літакаможна виділити три характерні ділянки:
систему заправки паливом;
ємність для палива;
систему подачі палива до двигуна
Заправка палива в баки здійснюється або самопливом, або централізовано.
Паливні ємності виконуються як окремих баків чи вигляді окремих герметизованих відсіків планера літака. Паливні баки розміщують літаком так, щоб центр тяжкості всього палива розташовувався поблизу центру тяжкості порожнього літака. З метою забезпечення необхідної стійкості за креном літака паливо з правих та лівих баків виробляється рівномірно за допомогою автомата вирівнювання або вручну. За розміщенням розрізняють фюзеляжні та консольні паливні баки, за характером застосування – видаткові та додаткові.
Система живлення паливом повинна постійно подавати необхідну кількість палива в паливну систему двигуна. Система живлення має задовольняти наступним вимогам:
забезпечувати надійність живлення двигунів паливом на всіх режимах та висотах польоту незалежно від атмосферних умов.
запас палива літаком повинен забезпечувати задану дальність і тривалість польоту.
можливість нормального живлення двигунів при виході з ладу одного із баків або ділянок трубопроводу.
бути зручною в експлуатації та безпечною у пожежному відношенні.
Вироблення палива має відбуватися за заданою програмою і мало впливати на польотне центрування літака.
повне вироблення палива (залишок трохи більше 1,5% ємності баків)
Розрізняють паливні системи двох типів:
відкритого;
закритого.
У відкритих порожнини паливних баків повідомляються з атмосферою. У закритих – ці порожнини повідомляються із системою забору повітря від компресора двигуна чи піддавлюються нейтральним газом від спеціальної системи піддавлювання.
Конструкція паливної системи літака ТЛ-2000 (20 хв).
Паливна система літака TL – 2000 Sting carbon відкритого типу, тобто. порожнини паливних баків, що повідомляються з атмосферою. Паливо подається до двигуна механічним насосом або електричною помпою.
Система живлення паливом складається з:
паливних баків;
трубопроводів;
перекривного – пожежного крана;
фільтра – відстійника;
електричної помпи;
механічний насос;
системи контролю наявності та вироблення палива;
зливного паливного крана;
заправних горловин.
| |
||||||||||||
| |
||||||||||||
Мал. 10.1. Принципова схема паливної системи TL-2000 Sting carbon
Паливна система призначена для розміщення палива на літаку та подачі його до двигунів та допоміжної силової установки у всіх можливих умовах експлуатації літака.
Призначення паливної системи - забезпечити подачу палива до двигунів на всіх можливих для даного літака режимах польоту (по висоті, швидкості та перевантаженням) потрібній кількостіта з необхідним тиском. Крім того, за допомогою перекачування палива (вперед-назад) можна змінювати центрування літака.
Паливна система BOEING 767 включає; три паливні баки, два розширювальні баки, систему вентиляції, систему живлення паливом двигунів та ЗСУ, систему заправки та зливу, систему аварійного скидання палива, та систему індикації кількості палива.
Паливні баки.
Паливні баки розташовані між 3 та 31 нервюрами, обох крил. Баки кесонної конструкції. Сухі порожнини розташовані в передній кромці крила над пілоном, щоб запобігти витоку палива. Нервюри 5 і 18 запечатані і мають клапана в нижній частині перегородки. Ці перегородки необхідні рівномірного розподілу палива в паливних баках і запобігання скупчення парів.
Рис2.1.
Основні баки можуть обігріватися за допомогою обігріву передкрилок. Паливні баки мають 59 овальних отворів для доступу, розташовані в нижній частині крила. У нижній частині баків є дренажні клапани для зливу відстою.
Мал. 2.2.
Центральний бак розташований у центроплані, між нервюрами 3. Центральний бак розділений на три частини ліву, праву та центральну. Як і в крилових баках, центральний бак також має сухий відсік, розташований у передній частині бака. Три секції з'єднані між собою патрубками, для перетікання рідини та парів. Центральний бак має два насоси, що підкачують, встановлених в лівій і правій секції. Клапана для зливу відстою встановлено до нижньої частини кожного бака.
Система живлення забезпечує підведення палива під тиском до двигунів та допоміжної силової установки. Система живлення поділяється на дві підсистеми. Підсистеми працюють незалежно одна від одної. Мають клапани закільцьовування, для рівномірного вироблення палива з баків та перекачування. Зазвичай кожний двигун живиться від свого бака. Якщо клапан кільцеві відкритий, то кожен двигун живитиметься з будь-якого паливного бака. Запірний клапан контролює надходження палива до двигуна.
Рис.2.3.
Тиск в паливній системі забезпечується двома електричними насосами, що підкачують, 115В. 400Гц. 3фази встановлені в одному корпусі. Розташовані насоси по одному у кожному криловому баку. Два підкачувальні насоси 115В. 400Гц. 3 фази, встановлені в центральному баку, лівій та правій секції. Продуктивність насоса 13600 кілограм на годину, мінімальний тиск 15psi. Насоси центрального бака, що підкачують, живлять відповідно ліву і праву підсистеми, і створюють тиск вище ніж тиск підкачувальних насосів крилових баків. Що дозволяють насамперед виробити паливо центрального бака.
Автоматичні струменеві насоси, встановлені по два в кожному баку, призначені для збору з нижньої частини баків різних забруднення та води. Працюють за рахунок розрідження, створюваного насосами, що підкачують.
Система живлення Допоміжної силової установки.
У лівій частині центрального бака розташовані компоненти системи живлення Допоміжної силової установки. За винятком кожуха патрубка та приймача.
До компонентів належать;
Насос, що підкачує, постійного струму 28В.
Запірний клапан
Трубопровід,
Ізоляційний клапан
Кожух трубопроводу.
Насос, що підкачує, складається з корпусу, приймача, електродвигуна, датчика тиску, клапан тиску, температурного клапана, розрядний клапан, зворотний клапан,
Зворотний клапан запобігає надходженню палива у зворотному напрямку. Клапан тиску регулює тиск насосу. Палива проходячи через насос, охолоджує його та змащує рухомі деталі. Електродвигун розташований із зовнішнього боку бака. Двигун обертається з частотою 6600 оборотів за хвилину, і створює тиск 18 psi. Продуктивність 3.1 галона на хвилину. Температурний запобіжник запобігає перегріву електродвигуна. Запобіжник відключає насос при перевищенні температури понад 3508F ±148F (1778C ±88C). Ізоляційний клапан працює від постійного струму 28В. Встановлено у центральній лінії подачі палива. Запобігає руйнуванню елементів паливної системи допоміжної установки.
Мал. 2.4. Система харчування ЗСУ