ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ
При полете самолета со сверхзвуковыми скоростями (М=2÷3) происходит кинетический нагрев его поверхности. Основным фактором, определяющим нагрев конструкции самолета, являются большие значения температур торможения воздуха, зависимость которых от числа М полета показана на рис. 3. 1.
Рис.3.1. Зависимость температур торможения Тн′ от числа М при высоте полёта Н 
11000 м.
Установившиеся температуры поверхности самолета в зависимости от числа М полета показаны на рис. 3.2.
Температура воздуха в турбулентном пограничном слое (Тп.с) при значениях числа M=2÷3, при отсутствии теплообмена через конструкцию самолета, меньше температуры торможения примерно на 5—6%. При ламинирнзации пограничного слоя его температура уменьшается. Устойчивость ламинарного пограничного слоя теоретически должна возрастать с увеличением числа М полета.
Рис. 3.2. Зависимость установившихся температур поверхности самолета от числа М полета: εк—коэффициент конвекции.
При длительных полетах со сверхзвуковыми скоростями к топливу, находящемуся в баках самолета, происходит подвод тепла от конструкции самолета и температура топлива, без учета подогрева топлива на участке от топливных баков до насосов-регуляторов двигателя, может достигать 80—120° С. Такие высокие температуры топлива 'приводят к большим трудностям в обеспечении его термической стабильности и пожарной безопасности, а также к необходимости создания новых температуро-стойких уплотнительных материалов и соединений трубопроводов.
С другой стороны, при большой длительности дозвукового полета на больших высотах в результате низкой температуры окружающего воздуха топливо в баках охлаждается до отрицательных температур, что приводит к замерзанию воды, выделяющейся из топлива. Отрицательные температуры характерны для топлива и при эксплуатации самолетов в зимних условиях.
Уменьшение нагрева топлива в полете и исключение местных перегревов в топливных системах путем применения различных методов теплоизоляции и рационального порядка выработки топлива из баков, а также обеспечение нормальной работы топливных систем при замерзании воды, имеющейся в топливе, являются одними из основных вопросов при проектировании топливных систем, работающих в условиях высоких и низких температур.
НАГРЕВ ТОПЛИВА В БАКАХ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА.
Рассмотрим процесс нагрева топлива в баках самолета в зависимости от порядка выработки топлива, примененной теплоизоляции и времени полета с использованием схемы расчета, разработанной В. С. Авдуевским.
Количество тепла d Qcм, подводимое к топливу через смачиваемую поверхность бака, и d Qcп, подводимое путем излучения к его свободной поверхности, можно выразить (за время d τ)уравнениями.
Следовательно, общее количество тепла d Qy идущее на увеличение теплосодержания топлива:
где Qсм, Qcп - количество тепла, проходящее через единицу площади поверхности;
Fсм, Fсп - площадь поверхности нагрева;
ρт - плотность топлива;
Vт - объем топлива;
Т - температура топлива;
Ср - удельная теплоемкость топлива. Значения удельной теплоемкости авиационных топлив в зависимости от температуры приведены в табл. 3.1.
Поделив обе части уравнения (3.1) на Vт получим
Для полностью заполненного топливного бака или частично заполненного без учета теплоизлучения от несмоченной стенки бака и конвективного переноса тепла к свободной поверхности топлива уравнение (3.2) примет вид
где α — коэффициент теплопередачи от воздушного потока, обтекающего конструкцию бака, к топливу при тепловом сопротивлении стенки R = 0.
Это уравнение решается методом разделения переменных.
Для установившегося режима полета получим
где То — начальная температура топлива.
Отношение 
определяет интенсивность прогрева топлива. Очевидно, что для цилиндрических баков при увеличении радиуса бака или при увеличении емкости прямоугольного бака увеличением его вертикальных размеров интенсивность нагрева будет снижаться пропорционально уменьшению или увеличению Vτ.
Отношение площади смачиваемой поверхности бака к объему
топлива меняется в полете при выработке топлива из бака. При отсутствии выработки топлива из бака это отношение будет постоянным по времени, т. е.
Если бак полностью заполнен топливом, то отношение Fсм/Vτ = const и определяется размерами и формой бака. Особенно большие отношения Fсм/Vτ имеют плоские баки, находящиеся в крыльях, или баки, располагаемые в фюзеляже вокруг воздушных каналов от воздухозаборников до двигателей.
Необходимо отметить, что резкое возрастание отношения Fсм/Vτ и, следовательно, увеличение интенсивности подогрева топлива несмотря на уменьшение разности температур ΔT = Tп.с—Т наблюдается в конце выработки топлива из бака. Во избежание перегрева топлива в баках порядок выработки должен обеспечивать ускоренную выработку небольших остатков
топлива из баков. С этой точки зрения для уменьшения температуры топлива более целесообразна последовательная выработка топлива из баков, чем параллельная.
Можно понизить максимальную температуру топлива в баках также путем охлаждения топлива перед его заправкой, т. е. уменьшением начальной температуры топлива То [см. уравнение (3.3)]. Причем понижение максимальной температуры топлива в этом случае происходит, несмотря на более интенсивный нагрев охлажденного топлива, из-за увеличения перепада температур ΔT = Tп.с—Т.
Повышенная плотность предварительно охлажденного топлива повышает также платную нагрузку и дальность полета. Использование для охлаждения кабины холодного топлива позволяет существенно упростить систему кондиционирования воздуха, уменьшить потребляемые ею мощности и повысить ее надежность. В зависимости от величины потребного теплосъема может оказаться целесообразным охлаждение лишь части заправляемого топлива. Несмотря на то, что современные наземные холодильные установки могут иметь достаточно высокую производительность и обеспечивать одновременное обслуживание нескольких самолетов, широкое применение, охлаждения топлива перед заправкой сдерживается необходимостью использования специально оборудованных емкостей для вымораживания и сложных холодильных устройств.
Коэффициент теплопередачи (α) от воздушного потока, обтекающего топливный бак, к топливу зависит от характеристик теплоизоляции топливного бака. Даже при достаточно тонких мягких резиновых топливных баках тепловое сопротивление стенки бака резко возрастает и максимальная температура топлива понижается. Однако применение теплоизоляции на основе резины возможно при сравнительно небольших температурах
нагрева конструкции.
При температурах конструкции более 80—100°С наиболее эффективную теплозащиту обеспечивает теплоизоляция в виде двойной стенки с воздушной прослойкой (рис. 3.3).
Рис. 3.3. Схема топливного бака с двойной стенкой.
В этом случае тепло к топливу подводится теплоизлучением от нагретой внешней стенки бака и путем конвективного переноса воздухом,
находящимся между стенками бака. При этом элементарный подвод тепла за время d x, если принять температуру внешней стенки равной Тв и температуру смачиваемой стенки бака равной температуре топлива T,
где λэк — эквивалентный коэффициент теплопроводности прослойки,
λэк =εкλв+αпб;
εк—коэффициент, учитывающий влияния конвекции, зависит от отношения ряда размеров бака и от возможности свободной циркуляции воздуха внутри воздушной прослойки. Если воздушная полость между стенками бака сообщается с атмосферой, то с увеличением высоты полета εк уменьшается;
λв— коэффициент теплопроводности воздуха;
αп — приведенный коэффициент теплоотдачи излучением,
δ — толщина воздушной прослойки, δ = rн—rвн;
q изл— лучистый поток от наружной стенки к смачиваемой
части внутренней стенки.
Хорошими теплоизолирующими свойствами обладают конструкции из слоистых панелей с сотовым или гофрированным заполнением, получившие широкое распространение в конструкциях крыльев сверхзвуковых самолетов. Относительная тепловая эффективность конструкции из слоистых панелей и обычной конструкции с теплоизоляцией показана на рис. 3.4.
Рис. 3.4. Относительная тепловая эффективность конструкции из слоистых
панелей и обычной конструкции с теплоизоляцией:
1—конструкция из стали с теплоизоляцией;
2—конструкция из стали без теплоизоляции;
3—паяная слоистая конструкция с сотовым заполнением из стали
В целях снижения массы конструкции сверхзвукового самолета возможна теплоизоляция не всех баков или частичная теплоизоляция некоторых баков. Так, например, подвесные баки вырабатываемые в первую очередь, не теплоизолируются; фюзеляжные баки, расположенные вокруг воздушных каналов (от воздухозаборников до двигателей), теплоизолируются обычно только со стороны воздушных каналов.
При правильно построенном порядке выработки топливо, поступающее в расходный бак из других баков, обычно имеет более высокую температуру. Принимая, что за время Δτ топливо, поступающее из других баков, полностью перемешивается с топливом расходного бака, можем записать уравнение для расчета температуры топлива в расходном баке
где Cвх и Tвх — средние теплоемкость и температура топлива, поступающего в расходный бак за промежуток времени Δτ;
Gвх' — расход поступающего в расходный бак топлива;
Ср, Vр ρр, Т — средние теплоемкость, объем, плотность и температура топлива, находящегося в расходном баке.
Температура топлива в расходном баке является расчетной температурой топливной системы. Расчетная температура, как видно из уравнения (3.5), в основном определяется температурой топлива, подаваемого в расходный бак в последнюю очередь. В связи с этим порядок перекачки топлива в расходный бак должен быть таким, чтобы топливо из наиболее горячих баков расходовать в первую очередь.
Ввиду того, что балансировочное топливо вырабатывается в последнюю очередь, большое значение для уменьшения максимальной температуры топлива в расходном баке имеет уменьшение температуры балансировочного топлива, т. е. теплоизоляция балансировочных баков.
Температура топлива в расходном баке может быть снижена путем смешения топлива при параллельной выработке топлива из двух или более баков, имеющих различные емкости и интенсивность нагрева. В этом случае максимальные температуры топлива, полученные в конце выработки топлива из «горячих» очередных баков, уменьшаются из-за смешения с топливом из
менее нагретых баков.
НАГРЕВ ТОПЛИВА В МАГИСТРАЛИ ОТ РАСХОДНОГО БАКА ДО ДВИГАТЕЛЯ
Аэродинамический нагрев не только повышает температуру обшивки сверхзвукового самолета и топлива в баках, но и заметно снижает возможность использования наружного воздуха в качестве эффективно действующего охлаждающего агента для систем, требующих охлаждения ниже 200° С, например для второй ступени охлаждения в. системе кондиционирования воздуха кабины, электронного оборудования, гидросистем и др. (для сверхзвукового самолета, летящего со скоростью, соответствующей числу М=2,2, температура наружного воздуха, используемого для охлаждения, равна 150° С).
Применение для охлаждения указанных систем охлаждающих жидкостей связано с заметным увеличением массы, поэтому все чаще встречаются схемы с использованием в качестве поглотителя тепла топлива, представляющего собой единственно ёмкий теплопоглотитель на борту сверхзвукового самолета.
Роль топлива-хладагента в тепловом балансе некоторых бортовых систем сверхзвукового пассажирского самолета хорошо иллюстрируется на примере самолета типа «Конкорд» (рис. 3.5).
Рис. 3.5. Диаграмма теплового баланса по некоторым бортовым системам самолета «Конкорд»
Только от системы кондиционирования воздуха кабины в топливо отводится около 300 000 ккал/ч.
Отвод тепла от бортовых систем самолета в топливо производится через радиаторы-теплообменники, устанавливаемые обычно в магистрали, соединяющей расходный бак с двигателем, а в некоторых случаях — непосредственно в расходном баке (установка теплообменников в топливных баках из-за опасности нарушения термической стабильности топлива в застойных зонах радиатора применяется обычно только для охлаждения электронного оборудования, например радиолокационной станции, на самолетах с небольшими температурами нагрева топлива в полете).
Блок-схема охлаждения топливом бортовых систем самолета,
реализованная на сверхзвуковом бомбардировщике ХВ-70, показана на рис. 3.6.
Рис. 3.6. Блок-схема охлаждения топливом бортовых систем самолета ХВ-70:
1—насосы системы охлаждения; 2—отсек отрицательных перегрузок; 3—
бак № 3 (расходный); 4—сливная магистраль; 5—гидросистема; 5—система кондиционирования; 7—вспомогательная гидросистема; в—электронное
оборудование
Постоянный расход топлива в контуре теплообменников обеспечивается специальными насосами. В тех случаях, когда потребный расход топлива в двигателе превосходит расход в контуре теплообменников, топливо поступает в двигатель по дополнительному трубопроводу. При малом потребном расходе топлива, например при снижении самолета с задросселированным двигателем, избыточное количество топлива возвращается в расходный бак через сливную магистраль.
Использование топлива для охлаждения на самолете ХВ-70 оказалось эффективным на всех режимах полета, кроме режимов снижения с задросселированными двигателями, когда расходы топлива в двигателе незначительны, и посадки, когда остаток топлива в расходном баке мал. На этих режимах во избежание перегрева топлива в расходном баке для охлаждения дополнительно используется вода (1800 кг), подаваемая для
испарения в специальные контуры теплообменников. На некоторых типах сверхзвуковых самолетов на этих режимах для охлаждения возвращаемого в бак топлива используется наружный воздух, температура торможения которого на режиме снижения и посадки самолета незначительна.
Система охлаждения топливом бортовых систем самолета ХВ-70 при максимальной температуре в расходном баке 115° С и температуре топлива на входе в двигатели 150° С обеспечивает на крейсерском режиме полета теплосъем 7500 ккал/мин.
Величина теплосъема топливом, поступающим в двигатель, ограничивается максимальной температурой топлива в расходном баке и максимально допустимой температурой топлива на входе в двигатель, которая определяется термической стабильностью топлива (на некоторых типах двигателей максимально допустимая температура топлива определяется кавитационными характеристиками форсунок). Увеличение Увеличение теплоотдачи в топливо, а следовательно, и уменьшение массы систем охлаждения на сверхзвуковом самолете возможно при уменьшении величины максимальной температуры топлива в расходном баке благодаря более рациональному порядку выработки топлива из баков, повышению
эффективности использования применяемой теплоизоляции, применению новых сортов топлива с повышенной удельной теплоемкостью и охлаждению заправляемого в самолет топлива или его части, а также при увеличении максимально допустимой температуры топлива на входе в двигатель повышением термической стабильности применяемых топлив.
При дальнейшем увеличении скоростей крейсерского режима
полета (М>3) и увеличении максимальной температуры топлива в расходных баках возможность применения топлива для охлаждения бортовых систем самолета будет сокращаться, если характеристики термической стабильности топлива не будут удовлетворительными при температурах свыше 200° С.
Температура топлива на входе в двигатели определяется как
Тд=Тр.б+ΔТн+ΔТр+ΔТξ, (3.6)
где Тр.б — температура топлива в расходном баке;
ΔТн — нагрев топлива в подкачивающих насосах расходного бака;
где Ат — тепловой эквивалент мощности;
N — мощность, потребляемая качающим узлом насоса;
η— коэффициент полезного действия качающего узла насоса;
Q — подача насоса;
qн — количество тепла, выделяемое подкачивающим насосом в топливо;
ΔТр — нагрев топлива в радиаторе, ΔTр = q р/QpTcp
q р — количество тепла, выделяемое в топливо в магистрали с радиаторами;
ΔTξ — нагрев топлива в местных сопротивлениях магистрали.
Уравнением (3.7) пользуются для схем, где охлаждение привода насоса производится топливом в расходном баке, а уравнением (3.8) — для схем, где привод насоса охлаждается топливом, подаваемым насосом.
Гидравлические потери трения в магистрали от расходного бака до двигателя не приводят к повышению температуры топлива, поскольку совершаемая топливом работа трения приводит к такому повышению его температуры, которое равняется понижению температуры, необходимому для совершения этой работы. В местных сопротивлениях, для которых характерны местные сужения потока с последующим внезапным расширением, происходит увеличение температуры топлива. Для случая полной потери скоростного напора при внезапном расширении подогрев топлива определяется из равенства
где v — скорость потока до внезапного расширения.
Практически величина А обычно настолько мала, что при проведении прикидочных расчетов ею можно пренебречь.
Для получения минимальных температур топлива на входе в двигатель сверхзвукового самолета большое значение имеет выбор емкости расходного бака. При большом объеме расходного бака из-за малой скорости обмена топлива в баке на крейсерском режиме полета нагрев топлива увеличивается. При планировании расходный бак выполняет роль теплового «колодца», в
который через линию перепуска сбрасывается большое количество тепла от теплообменников самолета и агрегатов двигателя. Поэтому емкость расходного бака выбирается с учетом допустимого предела повышения температуры топлива в нем за время планирования.
В схемах с перепуском топлива в расходный бак общее количество тепла, отводимое от теплообменников, агрегатов и систем двигателя, может быть выражено зависимостью
где Qnep — количество тепла, отводимое в расходный бак;
Qдв — количество тепла, отводимое от агрегатов двигателя с перепуском в расходный бак;
Qтепл — количество тепла, отводимое в топливо от теплообменников, включенных в контур перепуска;
Gпер — расход перепускаемого топлива;
Gдв — расход топлива на двигатель.
ТЕРМИЧЕСКАЯ СТАБИЛЬНОСТЬ АВИАЦИОННЫХ ТОПЛИВ
Сверхзвуковым самолетам, особенно пассажирским и бомбардировщикам, свойственна тенденция к увеличению скорости и времени крейсерского режима полета, в связи с чем для рационально спроектированной топливной системы с точки зрения теплового баланса бортовых систем самолета являются характерными температуры топлива, близкие к допустимому пределу.
Предельные температуры топлива определяются его термической стабильностью, т. е. устойчивостью топлива против образования в нем нерастворимых осадков и смоловидных отложений при повышении температуры. Нерастворимые осадки и смоловидные отложения опасны тем, что забивают фильтры тонкой очистки двигателей, снижают эффективность теплообменных устройств, ухудшают равномерность распределения топливных струй и др.
Основным критерием оценки термической стабильности топлив является количество образующихся нерастворимых осадков на единицу массы топлива в зависимости от его температуры. Нерастворимые осадки образуются в топливе при повышении температуры в результате окислительных термических и каталитических процессов и являются продуктом глубоких превращений в окислительной среде наименее стабильных углеводородов, кислородно-сернистых и азотосодержащих соединений.
Нерастворимые осадки представляют собой хлопьевидную массу, образованную в результате объединения мелких частиц, и состоят из углерода (45—70%), водорода (5—7%), серы (6—7%), кислорода (13—40%), азота до 3% и др.
Размер основной массы частиц нерастворимых осадков, образующихся в топливах при нагреве в протоке, не превышает 5 мкм. Благодаря этому большая часть осадков проходит через топливные фильтры тонкой очистки. Размерность частиц осадков меняется от 3 до 5 мкм и зависит от сорта топлива. Наименьший размер частиц осадков имеет место у тяжелых топлив.
Количество выделяющегося нерастворимого осадка растет при увеличении температуры и времени теплового воздействия на топливо, в связи с чем при нагреве топлива в баках выделяется значительно больше нерастворимых осадков, чем при нагреве в протоке, например в теплообменниках. Это хорошо иллюстрируется на примере прокачки стандартного топлива через фильтры тонкой очистки. При прокачке через фильтры топлива, нагретого в баке до температуры 100—110° С, когда нет условий для нарушения термической стабильности, увеличение расхода
приводит к ускорению забивки фильтров, а при нагреве топлива в теплообменниках до температуры 140—150° С при увеличении прокачки скорость забивки фильтров снижается из-за уменьшения времени теплового воздействия на топливо.
В связи с этим основными мероприятиями, которые могут уменьшить выделение из топлива осадков, являются: размещение теплообменников не в топливных баках, а в магистралях (в протоке) с непрерывной прокачкой топлива, ликвидация застойных зон на горячих участках топливной системы (например, в топливных баках и трубопроводах, расположенных в зоне воздушных каналов двигателей, а также в зоне двигателей, в гидро-цилиндрах привода створок реактивного сопла и др.), увеличение протока через горячие узлы u агрегаты топливной системы.
На количество образующихся осадков и их состав заметное влияние оказывают характеристики материалов, применяемых в топливных системах. Объясняется это наличием в топливах элементарной серы, и меркаптанов — соединений серы типа CnHmSH. Содержание меркаптанов в топливе не должно превышать 0,005—0,01%. Если меркаптанов больше 0,01%, они разрушают кадмиевые покрытия топливных агрегатов, образуя при этом меркаптиды кадмия. Но даже при содержании меркаптанов в топливе менее 0,005% происходит коррозирование меди, при этом образуются меркаптиды меди. Меркаптиды меди и кадмия в топливе не растворяются, а образуют студенистые осадки. Элементарная сера очень активно взаимодействует с металлами, особенно с медью и ее сплавами, образуя на деталях топливных агрегатов сульифд меди в виде непрочной пленки. Пленка, отваливаясь, дает в топливе осадок.
Ниже приведены величины выпадающих осадков при коррозии металлов в керосине Т-1 при температуре 120° С.
С повышением температуры топлива коррозия цветных металлов и их сплавов сильно возрастает. Так, повышение температуры на 25°С увеличивает коррозию в 1,5—2 раза.
Алюминий и никель практически не оказывают влияния на ход термохимической реакции в топливе. Алюминий признан наиболее инертным материалом для изготовления топливопроводов. Медь и свинец действуют каталитически и приводят к увеличению осадков в 2—3 раза. По этой причине не рекомендуется применение меди для пайки соединений в топливных системах, а также применение меди и ее сплавов для изготовления элементов агрегатов, контактирующих с топливом.
Смешение топлива, прошедшего термическую обработку, со свежим топливом может снизить термическую стабильность последнего. В связи с этим влияние резервного топлива, подвергшегося в баках самолета длительному воздействию повышенных температур, на термическую стабильность вновь заправленного топлива исследуется в каждом конкретном случае в зависимости от величины резерва топлива и характеристик термической стабильности топлива.
Стандартные авиационные топлива типа Т-1 оказываются приемлемыми на самолетах, где высокая температура топлива (не более 180° С) в системе имеет место только в течение непродолжительного времени но сравнению с общим временем полета.
Например, за топливно-масляным радиатором температура топлива поднимается до 100—110° С только в процессе высотных полетов при переводе двигателя с форсажного режима на режим малого газа, или в силовых гидроцилиндрах привода створок реактивного сопла температура держится кратковременно 140—180° С только при работе двигателя на форсажном режиме.
Кроме того, расход топлива через гидроцилиндры мал по сравнению с общим расходом топлива в двигатель и составляет менее 10%. Топливо, пройдя через гидроцилиндры, попадает в основную топливную магистраль и смешивается с холодным топливом, что приводит к снижению относительного содержания углеводородных осадков в топливе. Необходимо отметить, что даже при таких кратковременных забросах температур стандартных топлив наблюдаются случаи значительных углеводородных отложений на топливных фильтрах тонкой очистки, образовавшихся
в основном вследствие термохимических изменений топлива.
Дальнейшее повышение величины максимальной температуры топлива и времени теплового воздействия на топливо может быть обеспечено внедрением новых методов очистки топлива, а также добавлением в топливо специальных присадок или продувкой топлива азотом для замещения в топливе кислорода азотом.
На рис. 3.7 приведены результаты испытаний одного из типов топлива, показывающие эффективность очистки топлива от вредных примесей и добавки присадок для ингибирования окисления или диспергирования продуктов отложений. Однако очистка топлива приводит к увеличению его стоимости примерно на 20% при удалении SО2 и на 100% при гидрообработке. При добавлении присадок в топливо резко уменьшается количество нерастворимых осадков, забивающих топливные фильтры, но при
этом количество смоловидных отложений, снижающих эффективность теплообменников, заметно возрастает.
Очевидно, необходимо также проведение работ по созданию топливных систем, систем регулирования подачи топлива или насосов со значительно пониженной чувствительностью к любого рода загрязнениям топлива. Частично такие мероприятия проводятся, например, на самолетах TSR2 и «Конкорд», где применяются электронные системы регулирования подачи топлива, в которых все измерения и вычисления производятся электронными устройствами и единственным агрегатом с движущимися эле-
ментами конструкции является топливный насос. Однако полное исключение подвижных деталей, имеющих контакты типа металл — металл, может быть обеспечено только заменой объемных топливных насосов лопаточными.
САМОВОСПЛАМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ТОПЛИВ
Воспламенение топливо-воздушной смеси в баке самолета от искры или пламени возможно только при определенном составе смеси, который определяется количеством топлива в смеси, т. е. температурой топлива и количеством воздуха, зависящим от величины абсолютного давления над топливом. Изменение пределов воспламеняемости топливо-воздушных смесей в зависимости от температуры стандартных авиационных топлив и давления в баке приведено на рис. 3.8.
В общем случае наличие в баках топливо-воздушной смеси не считается опасным, поскольку отсутствуют источники воспламенения. Однако при скорости крейсерского режима полета, соответствующей числу М 
З, температура стенки топливного бака превысит температуру самовоспламенения топлива, т. е. температуру, при которой смесь паров топлива с воздухом воспламеняется при контакте со стенкой бака без воздействия постороннего источника зажигания.
Рис. 3.8. Изменение пределов воспламеняемости паровоздушных смесей стандартных авиационных топлив в зависимости от давления в надтопливном пространстве бака (соответствующего высоте полета Н) и температуры топлива t.
Авиационные керосины в широком диапазоне изменения отношения в смеси воздуха к топливу (от 1:1 до 24: 1) при нагреве в условиях определенного давления до температуры несколько ниже их температуры самовоспламенения дают бледное свечение (холодное пламя), физические свойства которого имеют много общего со свойствами пламени полного горения. При повышении температуры интенсивность химических реакций
увеличивается и холодное пламя резко переходит в полное горение (взрывное горение). Температура перехода холодного пламени в полное горение и является температурой самовоспламенения. Причем температура топлива в баке при этом может быть намного меньше температуры стенки
бака и топливо-воздушной смеси в надтопливном пространстве бака. Температура топлива в баке самолета, летящего со скоростью крейсерского режима, соответствующей числу М З, не превышает 120° С, а самовоспламенение топливо-воздушной смеси происходит при ее контакте со стенкой бака с температурой не менее 220°—260° С.
Величина повышения давления в баке при самовоспламенении паров топлива определяется соотношением абсолютного давления в баке и температуры. Величина абсолютного давления в баке определяется максимальной температурой топлива в баке, давлением насыщения паров топлива, соотношением объема жидкой и паровой фаз топлива в баке, кавитационными характеристиками подкачивающих и перекачивающих насосов и др. Так, например, при давлении в сосуде малых размеров 1,5 кгс/см2 температура самовоспламенения паров топлива Т=1 равна 233°С, а при давлении 0,6 кгс/см2 равна 246° С.
Рис. 3.9. Границы самовоспламенения топлива «Автур»(цилиндрическая бомба диаметром 102 мм).
Величина повышения давления в баке при самовоспламенении паров топлива считается наилучшим критерием оценки опасности взрыва, поскольку она непосредственно влияет на прочность бакового отсека. Как видно из характеристик топлива «Автур», представленных на рис. 3.9, при низком давлении в баке высокие температуры стенки не опасны. Опасность самовоспламенения топлива появляется на режиме снижения в конце полета, когда давление в топливных баках повышается, а температура стенки бака еще не успела упасть.
Для снижения опасности самовоспламенения топлива в некоторых случаях может оказаться целесообразным, если не будет ограничений по прочности баковых отсеков, поддержания в баках постоянного абсолютного давления на режиме снижения и посадки. С другой стороны, если скорость снижения может контролироваться, то можно получить слабое сгорание с поступившим воздухом при соответственно малом повышении давления.
Наиболее рациональным методом защиты от самовоспламенения топлива является уменьшение содержания кислорода в топливо-воздушной смеси, для чего в надтопливное пространство баков может подаваться нейтральный газ (азот или углекислый газ) в количестве, обеспечивающем
получение в этом пространстве несамовоспламеняющейся смеси. Этот газ
размещается на самолете в баллонах и подается в бак специальной системой.
В зависимости от класса самолета масса такой системы может достигать
180—450 кг.
Применение систем наддува топливных баков нейтральным газом осложняется по следующим причинам. Топливо, заправляемое в баки самолета, всегда содержит растворенные газы, поглощаемые им из воздуха. Количество растворенных газов определяется их парциальным давлением в соответствии с законом Генри и зависит от растворимости газов в топливе. Запас нейтрального газа на борту самолета определяется количеством газа, необходимого для заполнения вырабатывающихся баков, и количеством газа, уносимого топливом в растворенном виде. Растворимость газов в топливе зависит от времени. Определение запаса нейтрального газа на борту самолета по предельной растворимости приводит к завышению массы системы, так как в действительности за время толета топливо не успевает насытиться до предельной концентрации. Определение действительных характеристик растворимости нейтрального газа в топливе затруднено многообразием условий эксплуатации, хранения и заправки топлива.
При одинаковом парциальном давлении кислорода и азота в надтопливном пространстве бака кислорода в топливе растворяется в два раза больше, чем азота. В связи с этим содержание кислорода в топливе повышенное по сравнению с его содержанием в воздухе. Так, например, в авиационном керосине при растворении в нем воздуха концентрация растворенного кислорода повышается до 32—40% от растворенных газов вместо 20,9%, содержащихся в воздухе. Массовое количество растворенного в топливе газа уменьшается с понижением давления газа над топливом и повышением температуры топлива, что соответствует режиму набора самолетом высоты и режиму длительного крейсерского полета, сопровождающемуся нагревом топлива в баках. Растворенный в топливе воздух при его выделении оказывается обогащенным кислородом. Причем выделяющийся из топлива воздух, обогащенный кислородом, медленно перемешивается с нейтральным газом, и в надтопливном пространстве образуется слоистая по содержанию кислорода структура. При этом эффективность систем нейтрального газа в борьбе против самовоспламенения топлива резко падает.
Устранение расслоения газов в надтопливном пространстве бака может быть обеспечено продувкой топлива азотом непосредственно в баке на режиме набора самолетом высоты. При этом пузырьки азота небольшого диаметра инжектируются в топливо и распространяются по всему объему топлива, обеспечивая большую поверхность раздела газ — жидкость. Растворенные в топливе газы «реагируют» на неравновесие местного давления и движутся к пузырькам азота для уравновешивания их парциальных давлений.
Скорость подъема пузырьков три этом настолько мала, что имеется достаточно времени для диффузии. Поскольку при разрыве пузырьком поверхности топлива кислород разбавляется азотом и парами топлива, то не создается тенденции к расслаиванию.
Необходимо отметить, что некоторое уменьшение содержания воздуха и, следовательно, кислорода в топливе может быть достигнуто при правильном расположении выпускных трубопроводов заправки топлива в баках и при создании эффективной турбулизации топлива на выходе из заправочных трубопроводов.
Масса системы нейтрального газа на борту самолета может быть заметно уменьшена при применении наземных систем обескислороживания топлива путем насыщения его нейтральным газом до заправки топлива в баки самолета. Обескислороживание топлива попутно способствует уменьшению количества образующихся в топливе нерастворим<