Химмотология ракетных и реактивных топлив (1043407), страница 27
Текст из файла (страница 27)
Значительная доля в общей массе двигателя приходится на узлы, непосредственно связанные с обеспечением эффективного процесса горения и преобразования энергии продуктов сгорания. В турбореактивном двигателе доля массы компрессора составляет 33%, турбины—26%, камер сгорания—10% и топливной и масляной систем—примерно 10% [125].
Тяга (мощность) двигателя влияет и на показатели его экономичности, в частности удельный расход топлива me, равный отношению массы топлива, расходуемого за 1 ч, к тяге (для ТРД) и к мощности (для ТВД). В стендовых условиях удельный расход топлива первых двигателей составлял 130— 150 кг/(кН-ч); современные ТРД имеют 80—90 кг/(кН-ч), ТРДД—350-400 кг/(кН.ч), а ТВД — 0,27-0,38 кг/(кВт-ч).
При создании летательных аппаратов добиваются оптимального соотношения удельных значений тяги, расхода топлива и массы силовой установки [128]. При достигнутых соотношениях между указанными параметрами важнейшие технико-экономические показатели вовремя проектирования летательного аппарата контролируются и оптимизируются по многим критериям: взлетной массе (то), расчетной дальности полета (L), крейсерской скорости полета, полезной нагрузке, ресурсу, стоимости и др. При сравнительном анализе силовых установок летательных аппаратов в качестве критерия используют также величину суммарной массы двигателей и потребного топлива для расчетной длительности полета. Масса топлива mт составляет от 30 до 60% взлетной массы: летательного аппарата и рассчитывается по формуле
где k—коэффициент, учитывающий размерность; R—осредненная тяга двигателей, кг; L—расчетная дальность полета, км,. qk—удельная теплота
сгорания топлива, кДж/кг; т]— полный к. п. д. силовой установки ,07— 0,12) [126].
При проектировании самолета учитывают неодинаковую плотность используемого топлива, т. е. для одной и той же массы потребуется разная вместимость топливных баков, что скажется на лобовом сопротивлении летательного аппарата. Различные значения может иметь и удельная теплота сгорания топлива, но этот фактор принимают во внимание только для отдельных типов летательных аппаратов, например крылатых ракет. Массовая авиационная техника рассчитывается на применение реактивного топлива с обычной для среднедистиллят-ных нефтяных фракций удельной теплотой сгорания, равной ~43 МДж/кг, или 33,5 МДж/л.
Общий запас топлива на борту самолета (m включает топливо: 1) необходимое для выполнения программы полета по заданному маршруту (тпр); 2) расходуемое двигателем при работе на земле во время запуска, опробования и вырулива-ния; 3) расходуемое при маневрировании в воздухе в зоне аэродрома до выхода на маршрут; 4) необходимое для выполнения маневров, связанных с неблагоприятными условиями полета (например, встречный ветер); 5) резерва посадки; 6) невырабатываемого остатка в баках и трубопроводах. Величина m. определяется по формуле
Коэффициент А зависит от типа, назначения и программы полета самолета и показывает, какой дополнительный резерв-топлива следует размещать на его борту для обеспечения заданной безопасности полета. По данным [127], для истребителей А =1,07—1,10, а для транспортных самолетов А =1,20— -1,21.
Для современных самолетов характерно следующее соотношение масс топлива и конструкции системы, в которой оно - размещается (в %) [127]:
Величина аэродинамического сопротивления самолета при. заданной массе топлива зависит от степени использования свободных объемов, предназначенных для размещения топливных баков, т. е. от коэффициента заполнения отсеков Кз.о-Для герметизированных баков, из которых топливо вытесняется. сжатым газом, Kз.о~1,0. Наименьшее значение Кз.о (0,8—0,9) у расходных протектированных баков с большим числом механизмов автоматического управления порядком выработки топлива, насосов и другого оборудования [127].
Резкое увеличение массы топлива обусловливает сложность его размещения, особенно на самолетах со сверхзвуковой скоростью полета, для которых характерно уменьшение толщины крыльев, а масса топлива составляет 55—60% от взлетной массы (бомбардировщик В-58, «Конкорд») [127]'.
Для транспортных самолетов, в фюзеляже которых размещаются пассажиры и грузы, топливные баки предусматривают главным образом в крыльях. В связи с этим профиль крыла выбирают, исходя не только из аэродинамических требований, но и из условий размещения в нем топлива. Наиболее рациональное использование внутренних объемов крыльев и увеличение вместимости топливной системы на современных самолетах (Ил-76, Ан-24, Ту-144, В-70, «Конкорд») достигается при использовании в крыльях баков-отсеков (см. рис. 6.6).
Нагрев топлива в топливной системе летательного аппарата. Условия эксплуатации самолетов крайне разнообразны. В наземных условиях и при малых скоростях полета топливо может подвергаться значительному охлаждению, особенно в баках-кессонах, вплоть до температуры начала кристаллизации. При больших скоростях полета из-за аэродинамического нагрева планера самолета, а также в результате нагрева в агрегатах топливной системы температура топлива может превысить температуру начала его кипения.
Основным фактором, определяющим нагрев конструкции самолета, летящего со сверхзвуковой скоростью, являются большие температуры торможения воздуха Ттор7. В общем случае зависимость Ттор от скорости полета при температуре атмосферного воздуха Tв (К) выражается уравнением
Установившиеся температуры поверхности самолета в зависимости от скорости полета на различной высоте показаны на рис. 6.9.
Отрицательное действие аэродинамического нагрева сказывается на температуре топлива также и потому, что его используют для охлаждения систем кондиционирования, электронного оборудования и др. Тепло от бортовых систем самолета в топливо отводится через радиаторы-теплообменники, устанавливаемые обычно в магистрали, соединяющей расходный бак с двигателем, а в некоторых случаях — непосредственно в расходном баке. Температура топлива на входе в двигатель Тдв определяется уравнением
где Те — температура топлива в расходном баке; dTн, dTр и dTе — нагрев топлива соответственно в подкачивающем насосе расходного бака, в радиаторе и в местных сопротивлениях магистрали.
Охлаждение топлива в баках летательного аппарата. Охлаждение топлива характерно при длительных полетах с дозвуковой скоростью. Это явление нежелательно из-за возможного образования кристаллов льда из влаги, находившейся в ра отворенном состоянии в нагретом топливе, кристаллов высоко плавких углеводородов (высокомолекулярных алканов нормального строения) и повышения вязкости топлива. Наиболее быстрое понижение температуры топлива (10—20 °С в час) наблюдается в первые часы полета, затем скорость охлаждения - уменьшается до 5 С в час, а температура топлива может снизиться до —43 °С (рис. 6.10). По результатам наблюдения за 7000 полетов самолетов «Боинг-707», «Боинг-747», ДС-8, ДС-10 практически над всей территорией земного шара, включая полярные области, минимальная температура топлива в баках отмечена —43,5 °С (на высоте 10—12 км при температуре наружного воздуха —75 °С) [129].
Считается, что для предупреждения отказов топливных систем в результате кристаллизации н-алканов в самолетах, оборудованных топливными фильтрами с тепловой защитой, температура топлива в баках должна быть на 3°С выше температуры начала кристаллизации. Это может быть достигнуто за счет выбора высоты и скорости полета. Так, для самолета «Боинг-747» при применении топлива с температурой кристаллизации —40 °С и температуре наружного воздуха не ниже —66 °С безопасная минимальная скорость полета составляет 0,84 М; при температуре ниже —66 °С необходимо изменить (снизить) высоту полета или увеличить скорость.
Кавитационный режим подкачивающих насосов в результате возрастания вязкости топлива был отмечен только при значительном охлаждении—на 15—25 °С ниже температуры начала кристаллизации.
Перекачивание топлива во время полета. При проектировании самолета выбирают такое расположение топливных баков, при котором его центр тяжести при полной заправке топливом, находится вблизи центра тяжести до заправки. Во время полета по мере расходования топлива необходимо поддерживать центровку самолета (в допустимом диапазоне изменений). Это достигается четкой программой порядка перекачивания топлива из баков, стабильностью гидравлических характеристик насосов, трубопроводов вне зависимости от температуры топлива и маневра (эволюции) самолета в пространстве. Сверхзвуковые пассажирские самолеты оборудуют системами управления центром тяжести в полете путем перекачивания топлива в зависимости от скорости полета. Для реализации этого метода требуется установка дополнительных балансировочных баков.
В связи с конструктивными трудностями организации подачи топлива из каждого бака к двигателю при любых положениях самолета в пространстве, в том числе в состоянии невесомости и при действии отрицательных нагрузок, питание двигателей осуществляется из расходных баков. Расходные баки упрощают контроль за наличием резерва топлива для посадки, за работой средств автоматики при сложных системах перекачивания; позволяют выравнивать и в ряде случаев снизить температуру топлива, поступающего к двигателям; обеспечить дегазацию и частичный отстой топлива, поступающего в расходный бак из очередных баков; улучшить кавитационные характеристики насосов; снизить мощность, напор и массу перекачивающих насосов, устанавливаемых во всех баках, кроме расходных. Вместе с тем многочисленные перекачивания топлива в отдельных случаях могут привести к возникновению стойких эмульсий, что нарушает работу топливной системы.
Возникновению эмульсии и кавитации насосов способствует резкое снижение давления в топливных баках при наборе самолетом высоты. В этом случае нарушается динамическое равновесие системы «жидкое топливо—растворенные в нем газы (воздух) — газы и пары в надтопливном пространстве». Из топлива выделяются растворенные газы со скоростью, пропорциональной скорости падения абсолютного давления в баке. При большой скорости подъема выделение газов идет бурно, и топливо «вскипает». Такое явление наблюдается при первом наборе высоты. Так как выделившиеся из топлива газы не успевают вновь раствориться в нем, то при повторном наборе высоты «вскипания» не происходит. Выделение газов во всасывающем патрубке насоса и на входе в лопатки рабочего колеса, где самое низкое давление в топливной системе, приводит
к уменьшению активного сечения, возрастанию скорости потока и увеличению потерь давления на входе в насос, что в итоге может вызвать кавитацию.
6.3. ТРЕБОВАНИЯ К КАЧЕСТВУ ТОПЛИВ
Факторы, определяющие качество реактивных топлив. Требования к качеству реактивных топлив определяются различными факторами: особенностями организации рабочего процесса в воздушно-реактивном двигателе; большим объемом топлива, размещаемого на борту летательного аппарата; условиями его размещения и перекачивания по топливной системе;
большим расходом топлива во время полета; использованием топлива не только как источника энергии, но и в качестве смазывающей среды и рабочего тела в системах регулирования и в гидравлических приводах, а также в качестве хладоагента и рядом других.
В камере сгорания ВРД топливо непрерывно сгорает в потоке быстродвижущегося воздуха, при этом процессы распыливания, испарения, смешения с воздухом и горения накладываются друг на друга. Основным нарушением нормального процесса горения в ГТД является срыв пламени. Для стабилизации процесса в камере сгорания создают воздушный вихрь вокруг оси камеры и зоны обратных потоков. Текущие против главного потока горячие газы повышают эффективность испарения и полноту сгорания топлива, способствуя непрерывному воспламенению свежей топливовоздушной смеси и турбулизации потока. В результате возрастает скорость горения, уменьшается осевая скорость воздуха вблизи границ зоны обратных токов, а пламя удерживается в определенной области камеры сгорания.
Особо неблагоприятные условия сгорания создаются на больших высотах, где снижаются температура и давление окружающего воздуха, С подъемом на высоту плотность воздуха падает, его массовый расход уменьшается. Необходимость сохранения заданного состава топливовоздушной смеси приводит к снижению расхода топлива, уменьшению давления впрыска, ухудшению качества распыливания и испарения, что, в свою очередь, нарушает процессы воспламенения и горения, изменяет положение зоны горения в камере. При определенных соотношениях указанных факторов возникают колебания давления в камере, и процесс горения может прекратиться. При снижении температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, уменьшаются скорости испарения и химических превращений топлива, задержка воспламенения увеличивается. Это снижает скорость горения и положение зоны пламени в пространстве: часть несгоревшего топлива уносится в зону смешения, где вследствие разбавления воздухом нет необходимых условий для его полного сгорания.
При работе газотурбинных двигателей в расчетных условиях коэффициент выделения тепла в основных камерах сгорания составляет 0,95—0,99, а в форсажных 0,85—0,97 [126]. Особенностью процесса сгорания топлив в этих двигателях является существенная роль излучения факела пламени. При высокой теплонапряженности камеры сгорания, достигающей 4,17 МВт/м3, дополнительный поток лучевой энергии от частиц сажи, образующихся в пламени, может привести к местному разрушению (прогару) жаровой трубы.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
