Химмотология ракетных и реактивных топлив (1043407), страница 26

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 26)

Рис. 6.5. Схема топливной системы самолета с 4-я силовыми установками:

/—трубопровод подачи топлива1 к двигателям; 2—датчик-топливомера; 3—кран коль­цевания; 4 — обратный клапан; 5 — поплавковое устройство клапана заправки; 6 — дат­чик-сигнализатор с сигналом на закрытие клапана заправки; 7—заправочная горловина топливного бака: 8—дренажный трубопровод; 9, 16—краны слива топлива; 10, 13. 28. 34 — электроприводной центробежный насос; 11—нажимной кран слива конденсата; 12, 27 — сигнализатор давления топлива за насосом; 14 — датчик давления топлива перед форсунками; 15 — сигнализатор минимального давления топлива; 17—двигательный под­качивающий насос; IS— датчик расходомера; 19, 23— датчики давления топлива; 20— топливно-маслявый радиатор; 21 — фильтр; 22 — сигнализатор перепада давления топли­ва на фильтре; 24-насос-регулятор; 25— датчик топливомера с компенсатором и сиг-валок на выключение насосов перекачивания дополнительного бака и на включение насоса главного бака 4-й СУ; 26— дренажный бак; 29— датчик топливомера дренаж­ного бака на включение насоса при достижении заданного количества топлива в баке;

30, 43 — предохранительный клапан давления; 31 — заборный патрубок дренажной систе­мы; 32, 44 — вакуумные клапаны; 33 — кран аварийного слива топлива- 35 — клапан для слива топлива в бак; 36, 40— струйные насосы; 37 — гидравлический кран заправки;

38, 46—датчик давления в баке; 39—кран заправки бака; 41, 42—бортовые штуцеры централизованной заправки баков топливом; 45 — главный кран заправки топливом

во внутреннее пространство самолета и трудности обнаруже­ния места утечки), малый срок службы (из-за старения рези­ны) и температурные ограничения использования.

Баки-отсеки применяют на дозвуковых пассажирских и транспортных самолетах, чему благоприятствует плоская фор­ма конструктивных элементов крыльев, а также на самолетах с большим нагревом конструкции, где установка мягких баков невозможна. Баки-отсеки изготавливают сварными или клепа­ными и герметизируют с помощью герметиков, которыми об­мазывают швы, а иногда и всю внутреннюю поверхность бака-отсека (для обеспечения герметичности при образовании не­больших трещин). Баки-отсеки позволяют наиболее рациональ­но использовать внутреннее пространство самолета и увели­чить запас топлива. Вместе с тем по сравнению с мягкими баками они имеют повышенную поражаемость, плохую при­годность к ремонту, недостаточные теплоизолирующие свой­ства.

Подвесные топливные баки бывают сбрасываемые в полете и несбрасываемые. В таких баках нецелесообразно размещать насосы, и топливо из них выдавливают воздухом, нагнетаемым компрессором. Несбрасываемые баки оборудуют аналогично-основным бакам-отсекам.

В топливных системах самолетов устанавливают преимуще­ственно лопастные (центробежные и осевые) и струйные на­сосы. Они обеспечивают перекачивание топлива из основных и дублирующих баков в расходные и балансировочные баки с подачей его в зависимости от типа самолета от 0,3 до 100 м3/ч (и более) при сравнительно низком давлении (0,20—0,25 МПа) и небольшом напоре на входе. Центробежные и лопастные на­сосы приводятся в действие от вала двигателя (насосы II сту­пени подкачивания топлива, расположенные непосредственно на двигателе) либо посредством электрического, гидравличе­ского или пневматического приводов. Конструкция внутрибако-вого центробежного топливного насоса показана на рис. 6.6. Надежность этого агрегата определяется герметичностью уплот­нений вращающихся деталей. Во избежание попадания топлива в полость электродвигателя устанавливается уплотнительная резиновая манжета 8. Просачи­вающееся топливо охлаждает манжету 8 и центробежным от­ражателем 7 отбрасывается к дренажному каналу 11. Сетка 4

Рис, 6.6. Внутрибаковый центробежный топливный насос;

/ — вентиляционный канал; 2 — корпус: 3 — стенка топливного бака; 4 — предохранитель-ная сетка; 5—уплотнительное кольцо; 6— электропривод; 7 — центробежный отражатель;

8—уплотнительная манжета; 9—вал; 10—ра­бочее колесо; 11 — дренажный канал

Тис. 6.7. Насос-регулятор плунжерного типа:

/ — корпус 2 — ротор; 3, 13 — подшипники;

4—золотниковая шайба; 6—профилировая-ные окна; 7—сервопоршень; 8—плунжер;

9—пружина; 10—шток; //—серьга; 12—на­клонная шайба; 14—вал

(размер ячеек до 2 мм) предо­храняет насос от попадания крупных посторонних примесей и тсристаллов, образующихся при охлаждении топлива.

Характеристики насоса зависят от частоты вращения дви­гателя и в значительной степени от температуры окружающей среды, особенно при работе на топливе с крутой вязкостно-температурной зависимостью. Если нагрев топлива в баках >100°С или температура воздуха, окружающего внебаковую часть насосного агрегата, >200°С, потребляемая мощность электропривода достигает 7—10 кВт. Такие насосы из-за боль­ших габаритов очень трудно разместить в крыльевых баках самолетов с тонким крылом. В подобных случаях эффективным может быть привод от воздушной турбины (воздух подается ют компрессора турбореактивного двигателя) или от газовой турбины, когда в отбираемом от компрессора воздухе сжи­гается часть топлива.

Наиболее легким малогабаритным и термостойким являет­ся гидравлический привод. Энергия к нему подается топли­вом после II ступени подкачивания давлением 1—2 МПа. Топ­ливо после гидротурбопривода сливается в магистраль между насосами I и II ступеней подкачивания или в топливные баки (в топливных системах с напряженным тепловым балансом).

В самолетах с газотурбинным двигателем значительное количество топлива при высоком давлении перепускается во всасывающую линию и расходный бак из основных и форсаж-ных насосов двигателя. Его можно эффективно использовать 9 струйных насосах. Давление топлива на входе в такой насос должно превышать сумму давлений насыщенных паров и кавитационного запаса насоса.

Основные топливные насосы подают топливо при высоком давлении к форсункам основных и форсажных камер сгорания. Привод этих насосов осуществляется непосредственно от дви­гателя. Конструкция насосов предусматривает изменение пода­чи топлива при постоянной частоте вращения ротора двигате­ля и сохранение ее неизменной при изменении частоты враще­ния, что достигается установкой насосов-регуляторов плунжер­ного типа (рис. 6.7).

Ротор 2—главная деталь насоса. Внутри его равномерно по окруж­ности и наклонно к оси расположены цилиндрические каналы. В каналах размещаются полые плунжеры 9 с пружинами. Торец ротора прижимается

к золотниковой шайбе 4 с двумя профилированными окном 6; через одно из них топливо всасывается (6), а через другое (5) вытесняется при большом давлении (8—15 МПа). Полусферические концы плунжеров 9 опи­раются на сферическую либо коническую поверхность упорного подшипни­ка, запрессованного в наклонную шайбу 12. Шайба может поворачиваться под действием сервопоршня 7 и изменять угол наклона к оси насоса. Если угол установки шайбы отличен от нуля, то при вращении ротора плунжеры под воздействием наклонной шайбы и пружин совершают возвратно-посту­пательное движение с тем большей амплитудой, чем больше угол наклона;

соответственно тем больше подача топлива. Пара трения наклонная шай­ба — плунжер работает в условиях комбинированного трения с большими удельными нагрузками, что вызывает ее повышенный износ при недоста­точно высоких противоизносных свойствах топлива. В последнее время для снижения износа плунжеров применяют подпятники, устанавливаемые меж­ду концами плунжеров и шайбой.

Топливные форсунки подают топливо в камеру сгорания в паровой или жидкой фазе. Двигатель, оборудованный форсун­ками испарительного типа, менее чувствителен к склонности топлива образовывать нагар в камере сгорания. Однако при их применении возможно образование высокотемпературных отложений в каналах форсунок. Большинство двигателей имеют центробежные, одно- или двухкамерные, регулируемые либо не­регулируемые форсунки распыливающего типа. На рис. 6.8 показана двухкамерная регулируемая форсунка.

Форсунки должны распыливать топливо с умеренной неод­нородностью, обеспечивая диаметр капель от 10 до 400 мкм (наибольшее число капель имеет диаметр от 70 до 100 мкм). Это создает благоприятные условия для организации рабочего процесса, повышает устойчивость горения на бедных смесях. Наличие в факеле топлива капель большего диаметра нежела­тельно, так как они не успевают испариться и сгореть до тур­бины.

- Угол конусности факела распыленного топлива зависит от режима работы двигателя. При запуске, когда расход топлива Небольшой, этот угол относительно невелик—60—70°. Топливо концентрируется в малом объеме, что создает хорошие усло­вия для его воспламенения и сгорания. На малой нагрузке («газе») угол достигает 110—120°, а на максимальном режиме, когда топливо подается при высоком давлении, он составляет 80—90°, что исключает попадание капель на стенки камеры сгорания.

Существенное влияние на работу центробежной форсунки оказывает температура топлива. С ее понижением и, следова­тельно, увеличением вязкости топлива уменьшается коэффи­циент расхода форсунки, качество распыливания топлива ухудшается. С повышением температуры уменьшаются коэф­фициент расхода и угол факела. Особенно заметно снижается коэффициент расхода в интервале температур 150—200 °С, ког­да давление насыщенных паров наиболее массовых марок топ­лива приближается к давлению воздуха в камере сгорания.

Тис. 6.8. Топливная двухка­мерная регулируемая форсун­ка:

/ — корпус; 2 — основной канал; 3 — сетка фильтра; 4—вспомогатель­ный канал малого газа; 5—сопло основное; 6, 10 — тангенциальные отверстия; 7 — сопло малого газа;

8,9 — камеры завихрения; Л — раз­делительная трубка

Очень важный фак­тор — равномерная пода­ча топлива каждой фор­сункой и, следовательно, равномерность распреде­ления топлива по всему объему камеры сгорания. Это обеспечивает свое­временное завершение процесса сгорания и рав­номерный фронт темпера­тур перед турбиной. Все форсунки, входящие в комплект дан­ного двигателя, должны обеспечивать одинаковое качество рас­пыливания и объемы подачи топлива. Неравномерность подачи топлива на максимальном режиме не должна превышать 2— 3%, на режимах малых расходов—10—20% и внутри каждого факела—20—30%. Недостаточная чистота топлива и малая его термоокислительная стабильность могут привести к образова­нию отложений в каналах форсунок и нарушению равномерно­сти подачи топлива.

Чистота топлива достигается очисткой его при заправке летательного аппарата и фильтрованием в топливной системе через проволочные сетки из цветных металлов или легирован­ной стали 12Х18Н9Т. Сетка обычного плетения обеспечивает «тонкость» фильтрования 20—40 мкм, сетка саржевого плете­ния—12—16 мкм; более высокую степень очистки обеспечи­вают бумажные фильтры (8—12 мкм).

Соотношение массы двигателя и топлива. Малая удельная масса⁶—важнейшее требование авиационных двигателей. Этот показатель в значительной степени влияет на общую массу самолета, его скороподъемность и дальность полета: с увели­чением удельной массы двигателя на 1 кг масса самолета увеличивается на 3—5 кг. В результате совершенствования воз­душно-реактивных двигателей средняя удельная масса их по сравнению с двигателями первого поколения снизилась в 5— 6 раз.

Главнейшие способы снижения массы газотурбинных двига­телей в той или иной мере влияют на условия применения кг требования к качеству реактивных топлив. К этим способам относятся:

повышение параметров процесса и показателей работы от­дельных агрегатов—сокращение числа ступеней компрессора за счет увеличения степени повышения давления воздуха на одной ступени, увеличение температуры газа и уменьшение числа ступеней турбины за счет увеличения теплоперепада на каждой ступени;

конструктивное совершенствование двигателя и его узлов, включающее наряду с другими мероприятиями применение охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток в турбине;

применение новых жаропрочных материалов для узлов и деталей двигателя, подвергающихся воздействию высоких тем­ператур, и новых технологических приемов изготовления этих деталей.

Характеристики

Список файлов книги