Количество топлива сливаемого в дренажный бачок за 1 час работы двигателя - Контакты компаний и предприятий на Atlaso.ru

Дренажная система

На борту самолёта установлена дренажная
система открытого типа. Система состоит
из двух дренажных баков, дренажного
короба, поплавковых клапанов, струйных
насосов откачки топлива из дренажных
баков, предохранительных пружинных
клапанов. Все дренажные баки имеют
предохранительные диски, защищающие
топливные баки от повреждения при
возникновении отрицательного или
избыточного давления, превышающего
установленный предел безопасной
эксплуатации. При отклонении давления
от заданных значений диск разрушается
и после устранения неполадок заменяется.

Дренажная система топливных баков
поддерживает давление в баках в пределах
эксплуатационных ограничений на всех
режимах эксплуатации.

Такие режимы включают следующие:

снижение с пустыми баками на максимальной
аварийной скорости;
набор высоты с баками наполненными
топливом, с максимально допустимой
скоростью набора;
случайный перелив топлива при заправке.

Распределение топлива

Каждый двигатель имеет индивидуальную
внутреннюю фильтрационную защиту. На
заборниках топлива в расходных отсеках
установлены специальные сетки.

При отказе всех топливных насосов
подкачки, двигатели могут нормально
функционировать, при условии соблюдения
определенных ограничений по высоте и
маневренной нагрузке. Эти ограничения
определены в Руководстве по летной
эксплуатации.

В режиме крейсерского полёта при отказе
всех топливных насосов, или одновременном
отключении электропитания бортовых
электрических систем переменного и
постоянного тока, подача топлива в
двигатель обеспечивается самотёком из
крыльевых топливных баков, при этом
топливо из центрального бака перестаёт
вырабатываться. Во время

полёта под действием отрицательных
перегрузок стабильная работа двигателей
обеспечивается в течение 10 секунд при
расходе топлива 1700 кг/час на один
двигатель. В режиме самотёка, в крыльевом
отсеке № 1, за счет его более низкого
днища, может остаться невырабатываемый
остаток топлива до 420 кг.

Заправка

Централизованная заправка выполняется
через стандартный штуцер, установленный
на правой передней кромке крыла для
заправки самолёта топливом под давлением
до 350 кПа (3,5 кгс/см²) с максимальным
расходом до 1000 л/мин. Продолжительность
полной заправки баков составляет около
16 минут для самолетов моделей LR и для
моделей B. Централизованная заправка
осуществляется автоматически или
вручную.

Процесс заправки или её прекращения
осуществляется в автоматическом режиме
по сигналам от блока вычисления количества
топлива (FQIC), при достижении заданного
количества топлива или от сигнализаторов
предельно допустимого уровня в каждом
из баков. В ручном режиме количество
топлива контролируется по сигналам от
счётчика топливозаправщика и топливомера;
при достижении требуемого количества
топлива заправка должна быть прекращена
вручную; в случае достижения предельно
допустимого количества топлива заправка
прекращается автоматически.

При попадании топлива в дренажный бак
во время заправки производится
автоматическое прекращение заправки.
Для откачки топлива, попавшего в дренажные
баки, используются струйные насосы,
которые начинают откачку после включения
основных насосов подкачки. Для обеспечения
заправки, при неработающем режиме
автоматической или ручной заправки, с
пульта заправки предусмотрен мануальный
режим через заправочные порты на левой
и правой консолях крыла с предельным
давлением 150 кПа (1,5 кгс/см²).

Нецентрализованная заправка.

Для обеспечения нецентрализованной
заправки (заправки по уровню) в левой и
правой консолях между нервюрами 3 и 4 на
люке доступа установлены два вспомогательных
штуцера заправки. Каждый из штуцеров
сообщён непосредственно с соответствующим
отсеком №3.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Источник

Как заправляют самолеты?

Самолеты могут заправлять топливом нескольких типов. В небольших моделях используются поршневые двигатели, поэтому в бак заливают бензин. Почти на всех коммерческих самолетах устанавливаются двигатели газотурбинного типа и заправляют их авиакеросином, то есть топливом для двигателей на реактивной тяге.

Самым первым этапом заправки воздушного судна является контроль качества топлива на нефтеперерабатывающем заводе (выходной контроль). Когда топливо поступает в заправочный комплекс, оно проходит входную проверку. Доставляться оно может железной дорогой в цистернах, автоцистернами, водными маршрутами и даже прямым трубопроводом.

Пройдя фильтрацию, топливо закачивается в резервуары. Затем отстаивается, заново проходит проверку и «получает» паспорт качества. Воздушные суда могут заправлять несколькими способами. Первый предполагает соединение системы заправочного комплекса с перроном аэропорта, где предусмотрены специальные стоянки с топливными гидрантами. Через них топливо закачивают внутрь самолета. Второй способ предполагает наличие транспорта-заправщика, в который наливают топливо (около 60 000 литров) и везут к самолету.

Интересный факт: существует также дозаправка воздушного судна в воздухе. Но используется она только для военно-транспортных и военных самолетов. Заправщик при помощи сложной системы (шланг-конус, штанга, крыло-крыло) заправляет другой самолет прямо на лету.

В большинстве воздушных судов топливо находится в баках, установленных в центре самолета и крыльях. Также резервуары могут располагаться в стабилизаторе или хвостовой части. Бортовой компьютер в современной авиации сам распределяет топливо по бакам. Во время заправки оператор держит в руках специальное устройство с кнопкой, которую нужно иногда нажимать. В противном случае подача топлива прекращается.

Интересно: Почему авиационным топливом стал керосин, а не бензин?

Привет студент

Топливная система на самолете предназначена для размещения топлива и бесперебойной подачи его к двигателям в необходимом количестве и с достаточным давлением на всех заданных режимах и высотах полета.

Топливная система современного самолета включает следующие основные элементы:

баки или отсеки самолета, в которых размещается необходимый для полета запас топлива;

краны управления питанием (переключением баков); краны экстренного отключения подачи топлива к двигателям (противопожарные краны);

краны для слива отстоя топлива из разных точек системы; фильтры для очистки топлива;

насосы, подающие топливо к двигателям и перекачивающие топливо из одних баков в другие;

приборы контроля количества топлива, расхода его и давления; трубопроводы для подачи топлива к двигателям, соединения баков с атмосферой и возврата отсеченного топлива.

Баки.

На современных самолетах запасы топлива могут достигать многих десятков тонн. При полетах на значительные расстояния топливо размещают в большом количестве баков, устанавливаемых в крыле и реже в фюзеляже.

В настоящее время применяются три типа топливных баков: жесткие, мягкие и герметичные баки-отсеки.

Жесткие баки выполняются из легких алюминиево-марганцовистых сплавов, которые допускают глубокую штамповку и выколотку, хорошо свариваются, обладают большой эластичностью и устойчивостью против коррозии. Для придания бакам необходимой прочности и жесткости они имеют каркас из продольных и поперечных перегородок и профилей. Поперечные перегородки одновременно служат для уменьшения ударов, возникающих в результате перемещения топлива внутри бака при полете с ускорением. Баки малых размеров могут не иметь внутренних перегородок.

В настоящее время получили широкое применение мягкие баки. Они проще в эксплуатации, более долговечны, имеют меньший вес. Выполняются мягкие баки из специальной резины или капрона. Тонкие резиновые баки выклеиваются на болванках из ткани и одного или двух слоев резины из синтетического полисульфидного (тиоколового) каучука. В такие баки вклеивают резино-металлическую арматуру: фланцы для датчиков топливомера, заправочные горловины, соединительные патрубки, гнезда замков крепления и т. д.

Крепление резиновых тонкостенных баков осуществляется в контейнерах внутри крыла или фюзеляжа.

Бак-отсек представляет собой соответствующим образом загерметизированный внутренний объем части крыла. Герметизация бака-отсека осуществляется синтетическими пленками. Заклепочный шов выполняется герметичным, для чего заклепки предварительно покрываются герметиком. Окончательная герметизация обеспечивается многократным покрытием всей внутренней поверхности жидким герметиком, вулканизирующимся при комнатной температуре.

Крышки эксплуатационных люков баков-отсеков крепятся на болтах с резиновыми уплотнительными кольцами и герметичными (глухими) гайками.

Краны,

установленные в системе питания топливом, позволяют управлять подачей его к двигателям от соответствующих баков (или групп баков), а также отключать подачу топлива к вышедшему из строя двигателю. В соответствии с назначением все краны делятся на запорные (перекрывные) и распределительные. По способу управления краны бывают непосредственного и дистанционного управления. По конструкции они могут быть пробковые, золотниковые, клапанные и др.

Дистанционное управление кранами осуществляется при помощи электромеханизмов закрытия крана типа МЗК или сжатым воздухом.

Фильтры.

Необходимость очистки топлива, подаваемого в двигатели, от посторонних примесей вызывается наличием в карбюраторах, агрегатах непосредственного впрыска, насосах зазоров размером от десятых до тысячных долей миллиметра, которые необходимо предохранять от попадания в них твердых частиц. Хотя топливо, заправляемое в баки, фильтруется, и баки защищаются от попадания в них механических примесей, в процессе эксплуатации возможно образование продуктов коррозии трубопроводов и агрегатов топливной системы, попадание кусочков резиновых прокладок и т. д. Наличие самых незначительных количеств воды в топливе резко повышает коррозионные свойства его и, кроме того, может привести к засорению трубопроводов в случае появления льда при низких температурах. Особенно опасным является выпадение влаги и образование льда в трубопроводах топливных систем современных высотных самолетов, могущих за короткое время набрать большую высоту, в результате чего образование конденсата резко ускоряется.

В топливных системах летательных аппаратов применяются сетчатые металлические, шелковые, щелевые, металлокерамические, бумажные и механические фильтрующие устройства.

Насосы топливной системы

служат для подачи топлива к двигателям в полете на всех высотах, при любых эволюциях и из всех баков или групп баков.

Насосы по назначению разделяются на подкачивающие и перекачивающие, а по типу привода — с приводом от авиадвигателя и с автономным приводом, как правило, от электродвигателя. Из большого разнообразия различных конструкций и типов насосов наибольшее распространение получили коловратные или центробежные насосы низкого давления, поршневые и шестеренчатые — высокого давления.

На современных самолетах обычно устанавливаются два насоса подкачки, один из которых с электрическим приводом размещается в топливном расходном баке или в начале трубопровода подачи топлива, а другой с приводом от авиадвигателя — в конце трубопровода перед насосом подачи (высокого давления). Такая установка насосов обеспечивает надежное питание двигателей топливом.

Насосы перекачки предназначены для перекачки топлива из тех баков, из которых оно должно вырабатываться в первую очередь, в баки расходные, т. е. в баки, из которых топливо направляется непосредственно к двигателям. Выработка топлива из разных баков или групп их диктуется необходимостью сохранить строго определенную центровку самолета в течение всего полета и обеспечить нужную разгрузку крыла.

Трубопроводы топливной системы, обеспечивающие подачу топлива к двигателям, сообщение баков с атмосферой, заправку топливом под давлением, выполняются чаще всего из алюминиевого сплава и шлангов с соединительной арматурой. Наиболее распространенными соединениями трубопроводов являются: дюритовое (гибкое) на стяжных хомутах и ниппельное (жесткое).

В последнее время широко применяются гибкие металлические Рукава, которые хорошо сопротивляются вибрационным нагрузкам, Удобны при монтаже, относительно легки.

На рис. 115 представлена схема топливной системы самолета.

Выработка топлива из баков осуществляется при помощи самолетных подкачивающих насосов, давление на выходе из которых должно быть больше минимально допустимого (обычно около 0,3 кГ/см2). За насосом подкачки обычно устанавливается обратный клапан, не допускающий обратного движения топлива.

Пожарный кран перекрывает магистраль подачи топлива при неработающем двигателе и в полете при аварийных случаях.

На некоторых самолетах гидравлические сопротивления в магистрали от бака до насоса двигателя достигают большой величины. Это вызвало необходимость включения в топливную магистраль дополнительного двигательного подкачивающего насоса, который обеспечивает нужное давление у основного насоса двигателя.

Если предусматривается охлаждение масла системы смазки двигателя топливом, то в топливной системе устанавливается топливомасляный радиатор.

По мере выработки топлива из бака давление в последнем будет уменьшаться, что может привести к смятию бака. Для предотвращения этого топливные баки сообщаются с атмосферой через дренажные трубопроводы.

На самолетах, летающих на высотах, превышающих 15— 20 тыс. м, создается угроза выброса значительного количества топлива через дренаж. Для устранения этого в баках должно быть создано избыточное давление. Это давление создается инертными газами — азотом, углекислотой и другими, которые одновременно являются средством борьбы с пожаром.

Характерной особенностью топливных систем современных самолетов является большая емкость их баков. Заправить большое количество топлива через верхние обычные горловины баков сложное, трудоемкое дело, поэтому на подавляющем большинстве современных самолетов имеются системы заправки топливом снизу под давлением. Эти системы позволяют осуществить заправку за очень короткое время.

Система заправки топливом каждого самолета состоит из заправочных горловин (одной или двух), щитка управления заправкой, трубопроводов подвода топлива в заправляемые баки или группы баков, заправочных кранов с электрическим дистанционным управлением, поплавковых предохранительных клапанов, исключающих переполнение баков при отказе заправочных кранов.

Для увеличения дальности полета боевых самолетов некоторые типы их могут заправляться топливом в воздухе со специально оборудованного самолета-заправщика.

Вынужденная посадка современного транспортного самолета сразу после взлета, т. е. при максимальном полетном весе, в ряде случаев из-за ограниченной прочности шасси недопустима. Облегчение посадочного веса в этих аварийных случаях может быть достигнуто сливом топлива.

Система аварийного слива топлива в полете должна удовлетворять следующим требованиям: слив определенного количества топлива (достаточно облегчающего самолет) должен быть произведен за ограниченное время порядка 10—15 мин. При этом центровка самолета должна изменяться незначительно. Сливаемое топливо не должно попадать в зону горячих газов.

Система аварийного слива топлива состоит из кранов, трубопроводов и кранов управления сливом.

Используемая литература: «Основы авиации» авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера. КАК ТУТ СКАЧИВАТЬ

Пароль на архив: privetstudent.com

На 42 км под землёй

В зоне вылета терминала D все места ожидания, расположенные у огромных окон, из которых открывается вид на лётное поле, заняты пассажирами. Мы у них, так же, как и самолёты, по ту сторону стекла. Стоим рядом с Airbus A321, к которому подъезжает небольшой жёлтый автомобиль: диспенсер. Это слово в переводе на русский означает устройство, выдающее что-либо в определённых дозах. Но в данном случае дело не только в них.
Водитель и оператор заправочной станции, которой и является эта машина, работают сообща: подключают рукав, через который пойдёт подача топлива в самолёт, прямо к его топливоприёмнику с нижней стороны крыла. Затем разматывают приёмный рукав диспенсера, открывают крышку одного из 188 люков, под которыми находятся раздаточные колонки гидрантной системы топливно-заправочного комплекса «Шереметьево» (дочерней ). Её протяжённость — 17 км, а весь топливопроводный комплекс растянулся под землёй на 42 км. Аналогичных систем в России нет.

Благодаря этим подземным коммуникациям автозаправщики на лётном поле не нужны. Вот оператор опускает приёмный рукав в люк, присоединяя его к гидрантной системе, водитель устанавливает специальный флажок, сигнализирующий, что идёт заправка. И процесс начался.

Фото: АиФ/ Марина Набатникова

Диспенсер не просто дозирует поступление топлива: в нём установлены дополнительные фильтры, через которые оно проходит в процессе заправки. Безусловно, по пути от завода до аэропорта качество контролируется не раз, в том числе в лаборатории самого ТЗК «Шереметьево», однако фильтры на последнем этапе лишними не бывают.

Первая небольшая доза керосина сливается в специальную тару. Оператор передаёт её авиатехнику «Аэрофлота», контролирующему заправку. Тот покручивает её, встряхивает: смотрит, нет ли механических примесей. Топливо идеально прозрачное: можно заливать.

Фото: АиФ/ Марина Набатникова

Кстати

Авиационное топливо проходит через 6 степеней контроля качества и фильтрации на разных этапах своего пути от завода до самолёта. Ключевое звено в системе контроля качества — современная лаборатория. В ней на уникальном оборудовании ежегодно проводят 4 500 операций по контролю качества авиатоплива. Каждый анализ включает себя до 15 испытаний по различным показателям.

Тонкость фильтрации на разных этапах варьируется в диапазоне от 15 до 1 микрона. «Тоньше человеческого волоса!» — восклицают специалисты ТЗК «Шереметьево».

А генеральный директор «РН Аэро» ответственно заявляет, что внутренние стандарты качества компании выше международных.

Какой расход топлива у Боинга 737?

Расход топлива зависит от конкретной модификации Boeing 737. У Boeing 737-300 он составляет 2600 л/ч, у Boeing 737-500 — 3000 л/ч, а у Boeing 737-800 — 2526 л/ч.

Интересные материалы:

Сколько в среднем делает меда пчела за всю свою жизнь? Сколько в среднем живет яблоня? Сколько в среднем живет немецкая овчарка? Сколько в среднем живет среднеазиатская черепаха? Сколько в среднем живут бомжи? Сколько в среднем живут бурундуки? Сколько в среднем живут дворовые собаки? Сколько в среднем живут гуси? Сколько в среднем живут хомяки Джунгарики? Сколько в среднем живут сибирские кошки?

Внутренние резервуары

Интегральные резервуары

Основная статья: Мокрое крыло

Интегральные баки — это области внутри конструкции самолета, которые были герметизированы для хранения топлива. Примером этого типа является «мокрое крыло», обычно используемый в более крупных самолетах. Поскольку эти резервуары являются частью конструкции самолета, их нельзя снимать для обслуживания или осмотра. Должны быть предусмотрены контрольные панели, позволяющие проводить внутренний осмотр, ремонт и общее обслуживание танка. Большинство крупных транспортных самолетов используйте эту систему для хранения топлива в крыльях, фюзеляж и оперение самолета.[1]

Жесткие съемные емкости

Основная статья: Самоуплотняющийся топливный бак

Жесткие съемные баки устанавливаются в отсек, предназначенный для размещения бака. Обычно они сделаны из металла, пластика или стекловолокно конструкции и могут быть сняты для осмотра, замены или ремонта.[2] Жесткие съемные баки не гарантируют конструктивную целостность самолета. Эти танки обычно используются в небольших самолетах авиации общего назначения, таких как Cessna 172. Боевые самолеты и вертолеты обычно используют самоуплотняющиеся топливные баки.[1]

Баки-дозаторы

Баки-дозаторы, мешочные баки или топливные элементы — это усиленные прорезиненные мешки, установленные в секции конструкции самолета, предназначенной для размещения топлива. Баллон сворачивается и устанавливается в отсек через заправочную горловину или панель доступа и фиксируется с помощью защелок или шнура и петель внутри отсека. Многие высокопроизводительные легкие самолеты, вертолеты и некоторые меньшие турбовинтовой самолеты используют баки-дозаторы.[1]

Наконечники танков

Многие конструкции самолетов имеют баки с фиксированным концом, установленные на конец каждого крыла. Вес баков и топлива противодействуют изгибающим нагрузкам крыла при маневрах и снижают усталость на лонжерон структура.[нужна цитата

]

Внешние резервуары [ править ]

Основные статьи: конформный топливный бак и капельный бак

F-4E Phantom с двумя баками подкрыльевых пилонов и центральным баком.

Конформный топливный бак [ править ]

Конформные топливные баки (CFT) или «быстрые пакеты» — это дополнительные топливные баки, плотно прилегающие к профилю самолета, которые увеличивают либо дальность, либо выносливость самолета, с меньшими аэродинамическими потерями по сравнению с внешними сбрасывающими баками. [3]

Падение танка [ править ]

Сбрасываемые баки, внешние баки, крыловые баки, пилонные баки или нижние баки — все это термины, используемые для описания дополнительных внешних топливных баков. Сбрасываемые баки, как правило, одноразовые и часто выбрасываются за борт. Внешние баки являются обычным явлением на современных военных самолетах и иногда встречаются в гражданских , хотя последние с меньшей вероятностью будут выброшены, кроме как в случае крайней необходимости. [1]

Изначально сбрасываемые баки были спроектированы так, чтобы их можно было сбрасывать в пустом состоянии, в случае боевых действий или аварийной ситуации, чтобы уменьшить сопротивление и вес, повысить маневренность и дальность полета. Современные внешние танки могут быть сохранены в бою, чтобы быть сброшены в аварийной ситуации, и часто не рассчитаны на нагрузки сверхзвукового полета. [1]

Гидрант вместо топливозаправщика

Заправка длится менее 20 мин, и всё это время оператор стоит у диспенсера, наблюдает за показаниями приборов и время от времени нажимает на выключатель, благодаря которому автоматика понимает: человек контролирует процесс. Если нажатия в течение 30 секунд не будет, заправка остановится.

«В самолёт залито более 14 тыс. литров авиационного керосина, — подытоживает заместитель генерального директора по производству «ТЗК Шереметьево» Игорь Сорокин. – При заправке через гидрантную систему каждую минуту в крыло поступает около тысячи литров топлива».

Бывают и более основательные заправки. Рекорд установил Boing 777, отправлявшийся в Лос-Анджелес: 160 тонн.

«На такие дальние рейсы, — поясняет Сорокин, — берут топливо с запасом. К тому же в России оно дешевле и качественнее».

Когда заливают так много, преимущества гидрантной системы особенно ощущаются, ведь здесь нет ограничений в подаче. А если заправляют через топливозаправщик, то, по словам Сорокина, «60 тыс. литров слил — и гони следующий».

Тем не менее автомобильные топливозаправщики в ТЗК «Шереметьево» по-прежнему имеются: они работают в основном на северном перроне аэропорта.

Фото: АиФ/ Марина Набатникова

Место размещения [ править ]

На пассажирских самолетах топливные баки часто встроены в крылья, а когда есть еще баки внутри корпуса самолета, предпочтительно используются крыловые баки. [7] [6] Такое размещение снижает нагрузку на крылья во время взлета и полета, за счет помещения тяжелого топлива непосредственно внутрь источника подъемной силы. [7] Размещение баков в основных крыльях, а не около хвостовой части или носа, также снижает количество веса, который смещен от центра тяжести самолета, и который изменяется по мере полета [7], и что делает самолет меньше эффективен, поскольку требует более широкого использования лифтов . [6]Из-за неправильной формы и отсутствия окон крылья часто непригодны для хранения грузов или сидения пассажиров. Но их полая структура делает возможным хранение топлива в крыле и эффективное использование пространства; Наличие конструкционных лонжеронов в баках с «мокрым крылом» снижает плескание. [6] Размещение топливных баков в крыльях также перемещает их дальше от пассажиров и экипажа в случае утечки или взрыва. [ необходима цитата

]

Источник

25.951. Общие положения

(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.

25.952. Анализ и испытания топливной системы

(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.

25.953. Независимость подачи топлива в двигатели

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.

25.954. Защита топливных систем от ударов молний

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.

25.955. Подача топлива в двигатели

(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.

25.957. Межбаковая перекачка топлива

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.

25.959. Невырабатываемый остаток топлива в баках

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.

25.963. Топливные баки: общие положения

(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.

(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.

25.965. Испытания топливных баков

(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.

25.961. Установка топливных баков

(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.

(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.

25.969. Расширительное пространство топливного бака

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.

(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.

25.973. Заправочная горловина топливного бака

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.

25.975. Дренаж топливных баков и карбюраторов

(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.

25.979. Система заправки топливом под давлением

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.

25.981. Температура топливного бака

(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.

Источник

Дренажная система авиационного двигателя

Дренажная система авиационного двигателя содержит фильтр, обратный клапан, дренажные полости. Дренажная система также снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж. Объединенный трубопровод соединен с надтопливной частью топливного бака самолета. Изобретение приводит к повышению экономии топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно авиационного, и может быть использовано в отраслях народного хозяйства, в которых применяются газотурбинные двигатели с дренажной системой.

Известна дренажная система газотурбинного двигателя, содержащая дренажные полости агрегатов, фильтр, дренажный бак, магистраль откачки топлива, шестеренный насос и магистраль перепуска топлива (см. патент RU 2141049, МПК F 02 C 7/232, 1999 г.).

Недостатком известной дренажной системы является ее конструктивная сложность, необходимость насоса откачки дренажа из дренажного бака и удаление дренажа наружу при длительной стоянке самолета, что приводит к потерям до ~ 3 тонн топлива в год на один эксплуатируемый двигатель и загрязнению окружающей среды.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в существенном упрощении известной дренажной системы и исключении слива дренажа наружу при длительной стоянке самолета путем использования давления дренажа, просочившегося через уплотнения агрегатов из сливных полостей, а также давления газов камеры сгорания, вытесняющих топливо из пусковых форсунок после запуска двигателя и из топливного коллектора основного контура после выключения двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что дренажная система снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулируемых агрегатов, соединенным с надтопливной частью топливного бака самолета и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж.

Принципиальная схема дренажной системы авиационного двигателя представлена на чертеже. Дренажная система состоит из топливного бака самолета 1, фильтра тонкой очистки 2, дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов 3, 4, 5, 6, топливного коллектора основной камеры сгорания 7, распределителя топлива 8, обратных клапанов 9, 12, 16, жиклера 10, пусковых форсунок 11, клапана запуска 13, клапана слива 14 и объединенного трубопровода 15.

Обратные клапана 9, 12, 16 предназначены для исключения утечек дренажа через пусковые 11 и топливные 7 форсунки при длительной стоянке самолета под топливом. Клапан слива 14 служит для оценки суммарных утечек и утечек топлива от каждого агрегата в отдельности, позволяющих определить техническое состояние манжетных и торцевых уплотнений агрегатов. Соединение трубопровода 15 с надтопливной частью топливного бака самолета 1 обеспечивает использование дренажа в камере сгорания двигателя; отделение дренажной системы от топлива, находящегося в топливном баке самолета; исключение слива дренажа наружу при длительной стоянке самолета под топливом.

В конце запуска двигателя топливо, оставшееся в пусковых форсунках 11 под действием давления газов в камере сгорания, будет подаваться в объединенный трубопровод 15, а затем в надтопливную часть топливного бака 1. После выключения двигателя распределитель топлива 8 соединит топливный коллектор 7 основной камеры сгорания с объединенным трубопроводом 15 и под действием давления газов камеры сгорания произойдет вытеснение всего топлива в надтопливную часть топливного бака 1. В процессе работы двигателя топливо и масло, проникшее через уплотнения агрегатов 3, 4, 5, 6 из сливных полостей с давлением 3…5 кгс/см², будет сливаться в объединенный трубопровод 15, а затем в топливный бак самолета 1.

При длительном хранении двигателя под топливом в составе самолета произойдет выравнивание гидростатических давлений во внутренних полостях агрегатов 3, 4, 5, 6, 8, 13 с давлениями в дренажных полостях, в результате чего утечки в дренаж прекратятся. Таким образом, весь дренаж, образовавшийся в процессе работы и хранения двигателя, будет поступать в топливный бак самолета 1 с последующим использованием дренажа в камере сгорания двигателя.

В предложенной дренажной системе из авиационного двигателя в топливный бак самолета будет поступать незначительное количество масла, которое не приведет к снижению характеристики горения указанной смеси, так как обе рабочие жидкости получаются из нефти и они хорошо смешиваются друг с другом без образования осадков и помутнений. Это подтверждается тем, что после внутренней консервации двигателя в тупиковых полостях агрегатов 3, 4, 5, 6, 8, 13 остается до ~ 10% от общего объема их внутренних полостей консервационного масла, не оказывающего отрицательного влияния на работоспособность двигателя.

В предложенной дренажной системе отпадает необходимость в дренажном баке и устройстве для откачки из него дренажа, что позволит снизить массу дренажной системы стоимость ее изготовления и исключить слив дренажа наружу при длительной стоянке самолета.

Использование предложенного технического решения позволит получить от 3 до 5 тонн экономии топлива в год на один эксплуатирующийся авиационный двигатель, исключить загрязнение горюче-смазочными материалами окружающей среды, снизить массу и стоимость изготовления дренажной системы.

Формула изобретения

Дренажная система авиационного двигателя, содержащая фильтр, обратный клапан, дренажные полости, отличающаяся тем, что дренажная система снабжена объединенным трубопроводом для слива дренажа из дренажных полостей приводных и регулирующих агрегатов, соединенным с надтопливной частью топливного бака самолета, и клапаном слива для оценки суммарных утечек в дренаж.

РИСУНКИ

Рисунок 1

Похожие патенты:

Изобретение относится к области корабельных энергетических установок, в частности к устройству систем топливопитания и дренажа ГТД

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам для дренажа топлива из камер сгорания газотурбинных двигателей

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к топливным дренажным системам газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности к топливным дренажным системам для слива дренажного топлива от агрегатов и систем газотурбинных двигателей

Изобретение относится к устройствам подачи топлива в камеру сгорания турбомашины

Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды, более конкретно к способам и устройствам дозирования и питания топливных форсунок камер сгорания турбомашин

Изобретение относится к энергетике

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник, смонтированные на теплозащите двигателя, заглушку, закрепленную на резьбе проходника, контровочную проволоку. Между опорным шестигранником проходника и теплозащитой установлена жесткая стопорная шайба с четырьмя лапами, две из которых входят в отверстия на теплозащите, а две охватывают грани опорного шестигранника проходника. В лапах шайбы, входящих в отверстия теплозащиты, выполнены отверстия, за которые произведена контровка проволокой контргайки и заглушки. Технический результат заключается в повышении надежности фиксации проходника с вентилем слива от проворота относительно донной тепловой защиты. 4 ил.

Многоходовой клапан топливной системы газовой турбины содержит снабженное цилиндрическим гнездом клапанное тело, в ограничивающей гнездо стенке которого расположено несколько отверстий для подвода и/или отвода текучих сред, при этом в гнезде предусмотрена установленная подвижно вставка по меньшей мере с одним каналом с двумя другими отверстиям, с помощью которого обеспечивается возможность соединения по потоку друг с другом двух соседних отверстий, в клапанном теле предусмотрены два мостика, которые соединяют друг с другом расположенные в различных плоскостях отверстия. Технический результат изобретения — обеспечение возможности надежного и простого дистанционного управления процессами переключения соответствующих клапанов. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к способу и устройству подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины. Топливо под высоким давлением подается с регулируемым расходом в камеру сгорания через клапан с позиционным управлением и останавливающий и повышающий давление отсечной клапан с переменным сужением. Величина, представляющая реальный массовый расход подаваемого топлива, рассчитывается вычислительным блоком на основе информации, представляющей перепад давления (ΔР) между входом и выходом отсечного клапана и проходного сечения отсечного клапана, например, представленное положением Х золотника отсечного клапана. Клапан с позиционным управлением имеет изменяющееся положение, которым вычислительный блок управляет как функцией разницы между рассчитанной величиной, представляющей реальный массовый расход и величиной, представляющей заданный массовый расход. Технический результат изобретений — повышение точности регулирования расхода топлива и упрощение архитектуры узла регулирования и отсечки. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение может быть использовано в системах подачи топлива для тепловых двигателей. Предложен способ эксплуатации системы подачи топлива для теплового двигателя, причем система подачи топлива состоит, по меньшей мере, из одного топливопровода (1), проходящего к процессу (3) горения, вдоль которого расположен, по меньшей мере, один блок клапанов. На этапе 1 при закрытом выпускном клапане (7) запорный клапан (4) и распределительный клапан (5) закрыты. На этапе 2 выпускной клапан (7) открывают, поэтому может происходить опорожнение находящегося на участке (1′) топливопровода и в сливном трубопроводе (6′) объема (V1) топлива. На этапе 3 происходит закрытие выпускного клапана (7). На этапе 4 открывают распределительный клапан (5). На этапе 5 осуществляют наполнение объема (V1) топлива приводимым в движение давлением оттоком топлива из топливопровода, проходящего к процессу (3) горения. Затем на этапе 6 осуществляют запирание распределительного клапана (5) и следующее за ним открытие выпускного клапана (7) для слива наполненного объема (V1) топлива, образовавшегося там вследствие действия после этапа 5. Технический результат заключается в контролируемой откачке остатков топлива, находящихся вдоль проходящего к процессу горения трубопровода. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус (2), включающий в себя средства впуска топлива под давлением, запорный клапан, предназначенный для питания первичного топливного контура (31, 20), и дозирующий клапан (15), установленный ниже по потоку от запорного клапана и предназначенный для питания вторичного топливного контура (17, 21). Инжектор содержит, по меньшей мере, один канал утечки (35), образованный, например, резьбой, простирающейся от зоны (32), расположенной ниже по потоку от запорного клапана и выше по потоку от дозирующего клапана (15), до зоны (17), расположенной ниже по потоку от дозирующего клапана (15), и предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном контуре (17, 21). Также представлена турбомашина, содержащая, по меньшей мере, один инжектор. Изобретение препятствует застою топлива во вторичном трубопроводе в фазах запуска и работы на малом режиме, когда дозирующий клапан еще не открыт, и исключает, таким образом, коксование топлива во вторичном трубопроводе. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус, включающий первичную топливную цепь и вторичную топливную цепь, питаемую дозирующим клапаном (15). Канал утечки (36, 37, 38) простирается от зоны (32), текуче связанной с первичной цепью, до зоны (17), текуче связанной с вторичной цепью. Канал утечки (36, 37, 38) является открытым в закрытом состоянии дозирующего клапана (15) и закрываемым перемещением дозирующего клапана (15). Также представлена турбомашина, содержащая по меньшей мере один топливный инжектор. Изобретение позволяет исключить коксование топлива во вторичном трубопроводе в фазах запуска и малого режима, без ухудшения рабочих характеристик турбомашины при среднем или сильном режиме. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям дренажных систем авиационных двигателей. Коллектор (4) двигателя вертолета содержит внешнюю продольную стенку (41) и две закрытые концевые стенки (42, 43), продольную ось симметрии (X’X), наклоненную восходящим образом, патрубок (51-53), предназначенный для соединения со сливными дренажами, и связь (54), соединенную с соплом выброса газов (5) и соединенную с донной концевой стенкой (43). Коллектор (4) содержит также в своем внутреннем объеме (V) корпус (6) с осью симметрии Е’E, по существу, параллельной оси коллектора (X’X). Корпус (6) имеет продольную стенку (61) и две поперечных концевых стенки (62, 63). Корпус (6) соединен со сливным патрубком (53) колеса впрыска через радиальную связь (64), открывающуюся на его продольную стенку (61), при этом ось симметрии (Е’E) наклонена относительно опорной горизонтальной поверхности земли (S0), когда вертолет находится в положении (Н0) на земле, причем опорный угол (А0), как и эта ось (Е’Е), параллельны опорной поверхности земли (S0), когда вертолет находится в фазе ускорения. Обеспечивается предотвращение образования дымов при повторном запуске двигателей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Источник

Руководство по летной эксплуатации самолета Як-52

Топливная система

Топливная система служит для размещения необходимого запаса топлива на самолете и питания двигателя топливом на всех режимах его работы? при всех допустимых эволюциях самолета.

В качестве топлива для питания двигателя М-14П применяется бензин Б-91/115 ГОСТ 1012-72

Топливо на самолете размещено в двух баках емкостью по 61+¹ л Бензобаки расположены в правой и левой консолях крыла. В фюзеляже установлен расходный бачок емкостью 5,5+¹ л, служащий для обеспечения перевернутого полета и полета с отрицательными перегрузками.

Из баков топливо самотеком через блок обратных клапанов поступает в расходный бачок. Два обратных клапана предотвращают перетекание топлива из одного бензобака в другой, третий — вытекание топлива из расходного бачка в бензобаки при пикировании самолета.

Топливо из расходного бачка через обратный клапан, обеспечивающий работу заливного шприца 740400, пожарный кран, бензиновый фильтр поступает к бензиновому насосу 702МЛ.

После насоса топливо под давлением поступает в компенсационный бачок, затем через фильтр тонкой очистки 8Д2966064 в карбюратор двигателя и к двум датчикам давления топлива П-1Б.

Каждый датчик выдает сигналы на свой указатель УКЗ-1 Указатели и датчики входят в комплект трехстрелочного электрического моторного индикатора ЭМИ-ЗК. Указатели УКЗ-1 расположены на приборных досках в обеих кабинах, датчики П-1Б — на стенке шпангоута 0.

Для подачи топлива в цилиндры двигателя и заполнения основной топливной магистрали перед запуском двигателя используется заливной шприц 740400, рукоятка которого расположена на приборной доске первой кабины.

При взятии рукоятки на себя полость шприца заполняется топливом, поступающим от основной топливной магистрали. Заливной шприц 740400 также служит для аварийной подачи топлива при отказе насоса 702 МЛ.

Подача топлива для разжижения масла производится через электромагнитный клапан 772, установленный на шпангоуте 0. Подвод топлива к клапану осуществляется при помощи гибкого трубопровода, соединенного с выходным штуцером бензонасоса 702 МЛ. Выключатель клапана разжижения масла расположен на приборной доске первой кабины

Для перепуска избыточного количества топлива и поддержания заданного давления перед карбюратором компенсационный бачок соединен трубопроводом с расходным бачком. В трубопроводе стоят два дросселя. В нижней точке топливной магистрали между шпангоутами 5 и 6 расположен сливной кран 636700А, служащий для слива отстоя топлива.

Количество топлива в баках контролируется дискретным сигнализатором уровня топлива СУТ4-2, который выдает информацию о запасе топлива в двух баках по 9-ти уровням на световое табло индикатора. В комплект СУТ4-2 входят: два индикативных датчика ДСУ 1-2 и один индикатор ИУТЗ-1.

Датчики сигнализатора установлены в бензобаках, индикатор — на приборной доске первой кабины.

На приборной доске второй кабины установлены две сигнальные лампы, загорающиеся при остатке 12 литров топлива в соответствующем баке по сигналам сигнализатора.

Аварийный остаток топлива равен 24 литрам.

Рис. 1 Принципиальная схема топливной системы.

1-мановакуумметр МВ16К; 2-кран разжижения масла; 3 — заливной шприц, 4 — правый топливный бак; 5 — заправочная горловина, 6 — компенсационный бачок; 7 — дроссели; 8 — обратный клапан; 9 — блок обратных клапанов, 10 — сливной кран, 11 — расходный бачок; 12 — левый топливный бак, 13 — датчик топливомера ДСУ-1-2; 14 — указатель сигнализатора уровня топлива ИУТ-3-1; 15 — пожарный кран, 16-бензофильтр, 17 — приемники давления топлива П-1Б; 18 — электрические моторные индикаторы ЭМИ-ЗК; 19 — фильтр тонкой очистки; 20 — указатель температуры смеси ТУЭ-48К

Краткие сведения об агрегатах

Основные бензиновые баки

Бензиновые баки ёмкостью по 61 ±1 л. служат для размещения запаса топлива, установлены в консолях крыла и крепятся на ложементах с помощью стяжных лент.

К бакам приклеены прокладки из войлока под ложементы и стяжные ленты.

Бак клёпано-сварной конструкции с обварными заклёпками. Состоит из двух обечаек, двух днищ, трёх .перегородок. Внутри бака проложена дренажная трубка до верхней точки бака. К баку приварены фланцы под штуцера основной топливной магистрали, дренажной магистрали, датчик топливомера, заливную горловину, дренаж заливной горловины.

Для слива топлива из заливной горловины после заправки через бак проложена дренажная труба, выходящая через отверстие в люке крыла в атмосферу.

Заливная горловина имеет резиновое кольцо, плотно прилегающее к верхней обшивке крыла. Во время заправки исключается попадание топлива во внутренние отсеки крыла. В заливную горловину вставлена защитная сетка.

Расходный бачок

Бачок — сварной конструкции, состоит из обечайки и двух днищ. Емкость бачка 5,5+1 л.

К бачку приварены штуцера для подсоединения трубопроводов подвода топлива, отвода топлива, дренажа и сброса топлива из компенсационного бачка.

Топливо из бачка забирается гибким заборником.

Бачок установлен в нижней части фюзеляжа между шпангоутами 6 и 7 на левом борту. Он притянут к ложементам фюзеляжа, оклеенным войлоком, двумя металлическими стяжными лентами.

Компенсационный бачок

Компенсационный бачок выполнен в виде шара. Его корпус сварен из двух полусфер, в которые вварены штуцера для подсоединения трубопроводов системы.

Бачок установлен в чашке, к которой крепится стяжной лентой. чашка прикреплена к передней стенке шпангоута 0.

Бензиновый фильтр

Бензиновый фильтр состоит из корпуса, крышки и траверсы. Внутри фильтра размещен фильтропакет. На корпусе имеются два штуцера 1 для подсоединения трубопроводов системы.

Фильтропакет состоит из двух металлических сеток: наружной, свернутой в виде цилиндра, припаянной к кольцу и подкрепленной тремя вертикальными стойками, и внутренней, свернутой в виде конуса.

Обе сетки внизу припаяны к чашке. С наружной стороны к крышке припаяна винтовая пружина.

Фильтропакет фиксируется на крышке фильтра при помощи винта, ввернутого в крышку. При установке крышки фильтра на корпус пружина плотно прижимает фильтропакет к верхнему донышку корпуса. Крышка в закрытом положении прижимается к корпусу траверсой с помощью двух болтов, имеющих осевое крепление к корпусу, и двух гаек. Одна гайка барашковая, позволяет легко и быстро открывать крышку фильтра. В донышке крышки ввернута сливная пробка для слива бензина.

Бензиновый фильтр установлен на стенке шпангоута 0 и крепится к ней болтами с втулками за ушки корпуса.

Сливной кран 636700

Сливной кран предназначен для слива отстоя бензина из системы и установлен на тройнике между крыльевыми баками и расходным бачком.

Сливной кран вентильного типа открывается при вращении штока. Фиксация от самоотворачивания производится с помощью шлицевого зацепления и пружины, установленной в корпусе крана.

Открывается кран вращением ручки против часовой стрелки, закрывается вращением ручки по часовой стрелке.

Сливной кран имеет стандартный наконечник для подсоединения гибкого шланга или резиновой трубки.

Заливной шприц 740400

Шприц предназначен для подачи топлива в двигатель при запуске.

Создаваемый вакуум за один ход поршня 80 мм рт. ст., рабочая ёмкость 8 см³.

Бензин из системы подводится по трубопроводу к среднему штуцеру, отмеченному стрелкой, направленной внутрь головки корпуса 3.

К двум другим штуцерам присоединяются трубопроводы к цилиндрам и к магистрали карбюратора. В зависимости от положения золотника 18, устанавливаемого ручкой 10, открываются или закрываются каналы головки корпуса 3. При нейтральном положении ручки 10 все каналы закрыты.

Рис. 2 Бачок расходный

1 — шланг, 2 — штуцер , 3 — угольник, 4 — штуцер , 5 — штуцер , 6 — днище; 7 — днище, 8 — обечайка; 9 — ушко; 10 — контргайка, 11 — кольцо; 12 — пломба

Для заливки бензина необходимо предварительно повернуть, ручку 10 в определённое положение и быстро выдвинуть и задвинуть её, приведя в движение поршень 17.

При движении поршня 17 вверх в полости корпуса 16 создаётся разряжение, открывающее входной клапан (шарик) 1 и прижимающее выходной клапан (шарик) 20 к седлу.

Рабочая жидкость из системы засасывается в полость корпуса 16. При движении поршня 17 вниз в полости корпуса создаётся повышенное давление, открывающее выходной клапан и прижимающее входной клапан к седлу.

Бензин из полости корпуса выталкивается в щтуцер выходного клапана в соответствии с положением ручки 10 и далее в присоединенный к нему трубопровод.

Клапан электромагнитный 772

Клапан электромагнитный 772 предназначен для дистанционного управления подачей бензина с целью разжижения масла. Рабочее давление на входе в клапан — 2 кг/см². Напряжение постоянного тока 27В.

Под действием силы магнитного потока якорь 4, преодолевая усилие пружины 5 и избыточное давление топлива, притягивается к сердечнику 9, открывая проходное сечение клапана.

При выключении питания якорь 4 под действием пружины 5 возвращается в первоначальное положение.

Пожарный кран 630600

Кран предназначен для перекрытия трубопровода системы питания топливом.

Давление рабочей жидкости не более 2 кг/см², момент поворота поводка не более 28 кг.см.

Кран может находиться в двух чётко фиксируемых положениях:

закрытом и открытом. Управление краном ручное, посредством тяг. В закрытом положении клапан 6 прижимается к седлу штуцера 1 пружиной 5 и давлением топлива.

Для открытия крана поводок 13 поворачивается на определенный угол (71°) против направления часовой стрелки и прижимает клапан 6 к стенке корпуса 3, открывая проход топливу.

Двухместный учебно-тренировочный спортивный самолёт Як-52

Источник