Запас топлива и его размещение на самолёте

 

Масса топлива составляет примерно 30—60% взлетной массы самолета. Изменение массы топлива для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз) для транспортных самоле­тов в зависимости от взлетной массы самолета показано на рис. 1.1

Эти зависимости действительны для самолетов как с турбореактивными, так и с поршневыми двигателями. Очевидно, что существует баланс между эффективностью конструкции са­молетов, силовых установок, оборудования, характеристиками топлива и требованиями, предъявляемыми к самолету в це­лом.

В связи с ростом требований, предъявляемых к самолетам по скорости и высоте полета, и увеличением сложности задач по навигации и применению для самолетостроения характерна тен­денция к увеличению 'взлетной массы самолетов. При этом уве­личивался и запас топлива на самолетах, масса топлива М_т стала занимать большую часть взлетной массы само­лета М_взл.

Так, например, на дозвуковом пассажирском самолете Ил-62

= = 0,51.

Для сверхзвуковых транспортных самолетов из-за больших

удельных расходов топлива (рис. 1.2) характерны большие, чем

для дозвуковых самолетов, расходы топлива на единицу массы

самолета. Это усугубляется и тем, что при больших числах М

полет становится экономически целесообразным при большой

дальности.

Для сверхзвукового бомбардировщика В-58 и пассажирского сверхзвукового самолета «Конкорд» = 0,55÷0,60.

Масса топлива определяется по формуле

Mт = (1.1)

где Rср — осредненная тяга двигателей;

Hт — теплота сгорания топлива;

ηп — полный коэффициент полезного действия силовой установки самолета.

Самолет производит работу, перемещая грузы, которая может быть выражена через осредненную силу тяги Rcр и длину пути полета L. С учетом

потерь эта работа эквивалентна количеству тепла, выделенного сгоревшим в

двигателе топливом. Поэтому можно написать зависимость

RсрL=Mт Hт ηп. (1.2)

Произведение RсрL можно определить аналитически или по графику

программы полета, как площадь под кривой потребных тяг.

Известную сложность представляет определение общего коэффициента полезного действия силовой установки как параметра, оценивающего все энергетические потери самолета. Величина его колеблется в довольно широких пределах и составляет около 7—12%.

Из формулы (1.1) следует, что при прочих равных условиях потребная масса топлива обратно пропорциональна теплоте его сгорания.

Теплотворная способность топлива обычно выражается в калориях на 1 кг (или в джоулях на 1 кг) топлива, а для самолетов-перехватчиков малого радиуса действия, когда первостепенное значение имеет объем топливных баков, пользуются объемной теплотворной способностью.

Характеристики теплоты сгорания и плотности реактивных

топлив приведены в табл. 1.1.

Существенно большей теплотой сгорания по сравнению с углеводородными топливами обладают такие топлива, как жидкий водород и металлоуглеводородные топлива (табл. 1.2).

Теплотворная способность жидкого водорода на единицу массы по сравнению с керосином примерно в 2,5 раза больше, а удельная теплоемкость в 7 раз выше (жидкий водород — хороший охладитель).

Однако плотность водорода в жидком состоянии составляет всего 0,1 плотности керосина, поэтому теплотворная способность жидкого водорода на единицу объема примерно в 4 раза меньше, чем у керосина. Другим недостатком водорода является низкая температура кипения, равная —253°С, что требует применения громоздких систем для поддержания его в жидком состоянии.

Из топлив на основе металлов применение лития и бериллия ограничено их небольшими природными запасами, помимо этого, продукты сгорания бериллия токсичны. Наиболее перспективными топливами являются гидриды легких металлов, представляющие собой соединение атомов водорода с атомами лития или бора, а также суспензии магниевого или алюминиевого порошка в углеводородном топливе.

Массовое внедрение новых высококалорийных топлив ограничивается вследствие высоких температур их сгорания и необходимости применения камер сгорания с керамическими покрытиями или даже полностью керамических. Кроме того, они непригодны в качестве топлива для основных камер сгорания ТРД, так как их продукты сгорания быстро забивают каналы

турбинных колес. Наиболее реально их применение в форсажных камерах ТРД и в прямоточных воздушно-реактивных двигателях.

В связи с большими затратами, связанными с производством и эксплуатацией высококалорийных топлив, очевидно, что они получат применение в первую очередь на самолетах, где стоимость топлива составляет лишь небольшую часть общей стоимости вылета и увеличение стоимости топлива будет окуплено уменьшением его количества и уменьшением стоимости самолета вследствие уменьшения его взлетной массы либо улучшением летно-технических характеристик самолета и увеличением массы полезной нагрузки.

Рассмотрим более подробно влияние теплотворной способности топлива на его потребный запас и взлетную массу самолета.

Взлетную массу самолета Мвзл можно представить состоящей из трех частей:

Мвзл.=Мк+Мт+Мгр (1.3)

 

где Мк — масса конструкции самолета;

Мт — масса топлива;

Мгр — масса груза.

Если известна масса груза и даны отношения остальных составных масс к взлетной, то взлетная масса

 

Принимая, что при изменении теплотворной способности топлива и взлетной массы радиус действия, крейсерская скорость, аэродинамическое качество и отношение Мк/Мвзл остались постоянными, получим

где b — отношение теплотворных способностей обычного и высококалорийного топлива;

() — отношение массы топлива к взлетной массе при исходном топливе.

Запас топлива на борту самолета определяется как сумма нескольких составляющих:

Мпр — топлива, необходимого для выполнения программы полета по заданному маршруту;

Мз — топлива, расходуемого двигателем при работе на земле (запуск, опробование, рулежка и т. д.);

Мм — топлива, расходуемого при маневрировании в воздухе в зоне аэродрома до выхода на маршрут;

Мну — топлива для выполнения маневров, связанных с неблагоприятными условиями полета (встречный ветер, необходимость обхода грозового фронта

и т. д.);

Мрп — резерва посадки, необходимого для маневров, связанных с посадкой самолета (повторный заход на посадку, ожидание в воздухе разрешения на

посадку и т. д.);

Мно — невырабатываемого остатка топлива в баках и трубопроводах.

Масса топлива на борту самолета может быть подсчитана по формуле:

 

Мт = Мпр+Мз+Мм+Мну+Мрп+Мно = АтМпр (1.8).

 

Коэффициент Ат зависит от типа, назначения и программы полета самолета, может использоваться для оценки топливных систем самолетов одинакового назначения. Он показывает, какой дополнительный резерв топлива необходимо размещать на борту самолета для обеспечения соответствующего уровня безопасности полетов. По иностранным данным, для самолетов-истребителей это резерв может составить 7—10% от топлива,

необходимого для выполнения программы полета (Ат = 1,07÷1,1), у транспортных самолетов и у пассажирского самолета «Конкорд» коэффициент Ат = 1,2÷1,21.

Величина резерва топлива может составить сотни и тысячи килограммов, поэтому желательно его регламентировать и контролировать.

Приведенный перечень составляющих резерва позволяет определить пути его сокращения. Конструктивными мероприятиями можно уменьшить невырабатываемый остаток, по возможности придавая бакам и заборным отсекам шарообразную форму, сокращая допуск на величину запаса повышением точности показаний топливомеров и расходомеров. Остальные составляющие могут быть уменьшены с помощью организационно-технических мероприятий. Расходование топлива на земле можно сократить заменой рулежки самолета за счет реактивной тяги двигателей буксировкой их тягачами. Усовершенствованием работы диспетчерской службы и управления полетами, применением электронно-вычислительных машин при планировании полетов, повышением точности прогнозов погоды, внедрением систем автоматической посадки можно способствовать сокращению остальных составляющих резервного запаса топлива.

Следует заметить, что невырабатываемый остаток топлива состоит из сливаемого и несливаемого остатков. Сливаемый остаток образуется в застойных зонах топливных баков и трубопроводов (обычно в нижних точках), которые являются естественными отстойниками для отделения механических примесей и воды от топлива. Несливаемый остаток топлива образуется в тех застойных зонах баков и трубопроводов (в карманах), где

отсутствуют сливные краны. Массу несливаемого остатка топлива следует относить к массе конструкции топливной системы.

Величины невырабатываемых остатков топлива (в %) от общего запаса топлива на самолете, характерные для современных самолетов, приведены ниже.

Масса топлива на самолете …………………………………..100%

Масса конструкции топливной системы …………………….8—9%

Масса невырабатываемого остатка топлива ……………….2,5—3,5%

Масса несливаемого остатка топлива ……………………….0,3—0,4%

 

РАЗМЕЩЕНИЕ ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ.

 

Размещение на самолете отсеков для топливных баков производится при компоновке самолета, при этом масса топлива в отсеке определяется как

 

Mт=ρ(Wо- Wсв - Wа-Wст-Wм.б) (1.9)

где Wо — объем отсека в конструкции самолета для бака;

ρ — плотность топлива при данной температуре;

Wсв — свободный объем надтопливного пространства, необходимый для расширения топлива при изменении его температуры;

Wa — объем внутрибаковой арматуры, насосов, топливомеров и др.;

Wст — объем стенок баков;

Wм.б — объем пространства между внешней поверхностью бака и элементами конструкции самолета.

Условно приняв плотность топлива при температуре 20° С за исходную и введя понятие «коэффициент заполнения отсека kз.о», можно оценивать и сопоставлять использование объемов отсеков самолета для размещения топлива. Этот коэффициент представляет собой отношение объема, заполняемого топливом, к объему пространства внутри конструкции самолета, отведенного для него.

В зависимости от типа самолета, места расположения, назначения и конструктивной схемы бака этот коэффициент может меняться в довольно широких пределах. Наибольшее значение, близкое к единице, он имеет для баков, выполненных в виде герметизированных отсеков самолета, из которых топливо вытесняется сжатым газом. Наименьшее значение коэффициента заполнения отсека (kз.о = 0,8÷0,9) бывает у расходных протестированных баков с большим количеством механизмов автоматического управления порядком выработки топлива, насосами и другим оборудованием.

Изменение объема W при нагреве массы топлива М от температуры t1 и t2 определится по формуле

W2-W1=M - ( (1.10)

где ρ1 и ρ2 — плотность топлива соответственно при температурах t1 и t2, которая определяется из зависимостей

ρ1= ρ-β(t1- 20°С); ρ2= ρ-β(t2- 20°С)

здесь ρ — плотность топлива при температуре 20° С;

β — температурная поправка к плотности топлива, которая для нефтяных топлив зависит от их плотности, для ρ = 700÷850 кг/м3 она соответственно меняется в пределах β = 0,9÷0,7 кг/(м³°С).

Расширение топлива при нагреве требует свободных объемов в баках, которые характеризуются коэффициентом заполнения бака, представляющим собой отношение объема залитого топлива Wт к полной емкости бака Wб:

 

kз.б.=

 

При проектировании топливных систем коэффициент k3.б определяется сортом топлива, возможной температурой подогрева топлива при стоянке на земле и в полете и конструктивными особенностями системы заправки топливом.

Резкое увеличение потребных запасов топлива вызвало определенные трудности в его размещении на самолетах, особенно на сверхзвуковых, для которых характерно уменьшение толщины профиля крыла. На транспортных самолетах в фюзеляже размещаются пассажиры и груз, а топливо в основном может быть размещено только в крыле. В связи с этим выбор высоты профилей крыла производится исходя не только из аэродинамических требований, но и из условия размещения в них необходимых запасов топ-

лива. Для наиболее рационального использования внутренних объемов крыла и увеличения емкости топливной системы на самолетах под топливные баки используются образованные конструкцией крыла отсеки, покрываемые изнутри герметиком (баки-кессоны).

Обычно под топливо отводится только часть объема крыла, а в остальном объеме размещаются насосы, механизация крыла, шасси и элементы системы управления самолетом. Законцовки крыла, а в некоторых случаях и корневая часть, если она занята фюзеляжем, под топливо не используются.

Необходимо отметить, что масса топлива в полете разгружает крыло, благодаря чему получается определенный выигрыш в массе конструкции. При посадке масса топлива увеличивает нагрузку, действующую на крепление крыла, но обычно посадка совершается с небольшим количеством топлива в крыльевых баках. В аварийных случаях посадки через небольшой промежуток времени после взлета предусматривается слив топлива из баков.

Для восполнения запасов топлива и увеличения продолжительности полета на транспортных самолетах применяется дозаправка топливом в полете от специальных самолетов-заправщиков. На пассажирских самолетах из соображений безопасности заправка топливом в полете не предусматривается.

Типичная схема размещения топлива на пассажирском самолете Ил-18 показана на рис. 1.3.

Рис. 1.3. Схема компоновки топливных баков на самолете Ил-18

 

На самолетах-истребителях из-за малых объемов конструкции крыльев основная масса топлива размещается в фюзеляже. Фюзеляжные баки имеют относительно большую высоту, что способствует полной выработке топлива.

На самолетах-истребителях большой объем фюзеляжа занят двигателями, воздухозаборниками и воздушными каналами. В связи с этим для увеличения запасов топлива применяются подвесные топливные баки.

Подвесные топливные баки на самолетах со стреловидным крылом устанавливают под фюзеляжем и крыльями. На самолетах с малыми углами стреловидности крыла подвесные баки устанавливают на концах крыла, что объясняется наименьшим увеличением лобового сопротивления, эффективным увеличением площади крыла и разгрузкой крыла (требуется лишь местное усиление, а общий запас прочности крыла возрастает). На

некоторых самолетах, например Бич L-23, концевые топливные баки снабжаются автономным крылом, оперением и шасси, причем оперение бака образуют продолжение крыла самолета (рис. 1.4).

 

Рис. 1.4. Самолет Бич L-23 с концевыми топливными баками

 

Емкость подвесных топливных баков колеблется от 500 до 5000 л, а на некоторых типах самолетов, например бомбардировщике В-58, где подвесной топливный бак выполнен в виде контейнера, подвешиваемого под фюзеляжем, достигает 10000 л.

Подвесные баки оказывают отрицательное влияние на характеристики самолета (ухудшаются маневренность и разгонные характеристики, увеличивается лобовое сопротивление, уменьшается высотность и т. д.).

Объем подвесных сбрасываемых баков для конкретного самолета определяется расходом топлива на неответственных участках траектории полета (опробование, запуск, руление, взлет, набор высоты, полет над своей территорией и т. д.). На наиболее ответственных участках траектории подвесной бак сбрасывается.

Большое распространение на самолетах-истребителях, особенно фронтовых, получила заправка топливом в полете, которая позволяет увеличить продолжительность полета и повысить боевую эффективность самолета. Системами заправки топливом в полете оборудованы многие самолеты-истребители, например F-104, F-105, F-111 и др.

Типичная схема компоновки топливных баков на самолетах-истребителях показана на примере самолета «Мираж» III на рис. 1.5.

 

 

 

Рис. 1.5. Схема компоновки топливных баков на самолете «Мираж» III:

1—воздушные каналы; 2—отсек отрицательных перегрузок, топливный аккумулятор; 9—мягкие топливные баки в фюзеляже емкостью 250 и 275 л с каждой стороны; 4—ТРД; 5—реактивное сопло; 6—задний съемный бак емкостью 380 л; 7—баки-отсеки в крыле, емкость каждого 535 л; 8 — подвесной сбрасываемый бак емкостью 600 л.

 

Выбранное при компоновке самолета расположение топливных баков, их объемы и геометрические формы определяют принципы построения схемы топливной системы и порядок выработки топлива.