СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА К ДВИГАТЕЛЯМ

 

 

Схема системы подачи топлива к двигателям определяется количеством топливных баков, двигателей и их компоновкой на самолете.

На самолетах с одним двигателем (МиГ-15, МиГ-17, Су-7), а также на некоторых типах самолетов с двумя двигателями, скомпонованными по однодвигательной схеме, например МиГ-19, применяются схемы подачи топлива из одного расходного бака (рис. 4.1). На некоторых типах самолетов, например Ли-2, несмотря на разнесенную компоновку двигателей, применяются схемы с одним расходным баком.

 

 

Рис. 4.1. Схема подачи топлива с одним расходным баком:

1—перекачивающие насосы; 2 — подкачивающий насос: 3 — расходный бак; 4 — перекрывной кран; 5— бак № 1; 6—бак № 2.

 

В схеме, показанной на рис. 4.1, подача топлива к двигателю производится подкачивающим насосом. Перекрывной кран, установленный

перед двигателем, используется для прекращения подачи топлива в двигатель в случае пожара или для герметизации трубопроводов при замене двигателей. При превышении топливных баков над насосом двигателя, небольшой высотности самолета (до 5000 м) и сравнительно небольших подачах топлива в двигатель, что имеет место при маломощных поршневых двигателях, выработка топлива из баков может осуществляться самотеком (на самолетах Ан-2, Ил-12 и на вертолетах Ми-1, Ка-15, Ка-18).

При разнесенной на самолете компоновке двигателей обычно применяются схемы подачи с несколькими расходными баками (рис. 4.2). В этом случае каждый расходный бак обеспечивает подачу топлива к одному двигателю (Ту-124) или к группе рядом установленных двигателей (Ил-18). Наличие в таких схемах линии кольцевания с краном кольцевания 8 обеспечивает подачу топлива в любой двигатель при отказе в подкачивающей магистрали любого расходного бака.

Рис. 4.2. Схема подачи топлива с двумя расходными баками:

1—бак № 1; 2—бак № 2; 3—бак № 3; 4— бак № 4; 5—расходный бак; 6—перекачивающие насосы: 7—подкачивающие насосы; 8—кран кольцевания; 9—перекрывной кран; 10— обратный клапан.

 

На некоторых типах самолетов, обычно пассажирских или транспортных (Ту-104, «Трайдент», «Каравелла», Шорт «Белфаст», Шорт «Скайвен», ВАС.111 и др.), подача топлива к двигателям производится из всех баков, т. е. все баки являются расходными (рис. 4.3).

Рис. 4.3. Схема подачи топлива в двигатели из всех топливных баков:

1—бак № 1; 2—бак № 2; 3 - б а к № 3; 4—бак № 4; 5—подкачивающий насос; 6—обратный клапан; 7—кран кольцевания; 8—перекрывной кран.

 

Наличие на самолете большого количества расходных баков позволяет простыми методами добиться различных вариантов порядка выработки топлива и обеспечить многовариантное использование самолета, однако при этом возрастает масса насосных систем, трубопроводов и их арматуры, а увеличение протяженности высоконапорных трубопроводов вызывает дополнительные трудности в обеспечении надежности системы.

На маневренных самолетах количество расходных баков стараются делать минимальным, так как для обеспечения питания двигателей при действии отрицательных перегрузок или в состоянии невесомости в каждой подкачивающей магистрали необходимо применение специальных отсеков, устройств или топливных аккумуляторов, что приводит к заметному увеличению массы конструкции.

Подача топлива из других баков в расходные может осуществляться самотеком и перекачивающими насосами или под давлением воздуха (нейтрального газа), что определяется взаимным расположением топливных баков и требованиями порядка выработки топлива.

Основными вопросами при проектировании систем подачи топлива к двигателям являются обеспечение высотности топливной системы, обеспечение бесперебойности подачи топлива к двигателям при действии отрицательных перегрузок и состоянии невесомости и выбор характеристик подкачивающих насосов.

 

ВЫСОТНОСТЬ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

 

Высотность топливной системы характеризуется высотой полета, до которой обеспечивается бесперебойная подача топлива к двигателям. Для подробного рассмотрения факторов, определяющих высотность топливной системы, рассмотрим элементарную топливную систему самолета с подачей топлива к подкачивающему насосу двигателя (к насосу II ступени подкачки) самотеком (рис. 4.4). Подкачивающий двигательный центробежный насос (ДЦН) выполняется с приводом от коробки приводов двигателя и служит для создания необходимого подпора на входе в высоконапорные насосы-регуляторы (или форсажные насосы), подающие топливо в форсунки. На некоторых типах авиационных двигателей подкачивающий насос может быть объемного типа или вообще отсутствовать.

Рассматривая сечение А—А и Б—Б, можно для этих сечений записать уравнение Бернулли

где Рн — атмосферное давление, соответствующее высоте Н;

ΔРизб — избыточное давление в топливом баке;

Pmin — минимально допустимое давление в ДЦН;

ΔPr — потери давления из-за гидравлических сопротивлений;

ΔPk; — необходимый кавитационный запас давления на входе в ДЦН;

ΔPин — инерционные потери давления;

Ʋб — скорость топлива в сечении Б—Б (скоростью снижения уровня топлива в баке и а пренебрегаем);

Уа, Уб — высота расположения сечений А—А и Б—Б над плоскостью отсчета О—О;

ρt — плотность топлива;

g — ускорение силы тяжести.

 

 

Рис. 4.4. Схема элементарной топливной системы самолета с подачей топлива к подкачивающему насосу двигателя самотеком:

1—трубопровод наддува бака; 2—топливный бак; 3—датчик расходомера топлива; 4—перекрывной (пожарный) кран.

 

Решая уравнение (4.1) относительно Рн, получим уравнение высотности топливной системы:

 

При заданной высотности топливной системы Рн величина потребного избыточного давления в топливном баке ΔРизб. определится из уравнения

Из уравнения (4.3) видно, что чем больше потери напора из-за гидравлического сопротивления и массовых сил инерции в магистрали, соединяющей топливный бак с подкачивающим насосом двигателя, тем больше потребная величина избыточного давления (наддува) в баке. Повышение величины наддува топливных баков ведет к увеличению их массы, а следовательно, и массы самолета. Для снижения величины потребного избыточного наддува топливного бака в нем устанавливается подкачивающий насос, который получил название I ступени подкачки (рис. 4.5). Для такой схемы уравнение (4.3) принимает вид

где Ʋ0 — средняя скорость потока на входе в насос I ступени подкачки;

P'min — минимально допустимое давление в насосе I ступени подкачки;

ΔP′к — необходимый кавитационный запас давления на входе в насос I ступени подкачки.

 

 

Рис. 4.5. Схема топливной системы самолета с подачей топлива насосом I ступени подкачки к двигательному центробежному насосу (ДЦН):

1—трубопровод наддува бака; 2—топливный бак; 3—датчик расходомера топлива; 4—перекрывной (пожарный) кран; 5—насос I ступени подкачки.

 

При выходе из строя насоса I ступени подкачки (аварийный случай) подача топлива в насос II ступени подкачки происходит под действием столба топлива и давления наддува в расходном баке. Для обеспечения потребного абсолютного давления на входе в насос II ступени подкачки обычно приходится двигатель переводить на режим с меньшим расходом топлива, а если это оказывается недостаточным — уменьшать высоту полета. Высота снижения определяется по уравнению (4.5), которое нетрудно

вывести из уравнения (4.1):

где Qдв — подача топлива в двигатели на аварийном режиме;

f — расчетная площадь трубопровода, соединяющего расходный бак с двигателем;

— суммарный коэффициент гидравлического сопротивления всей магистрали.

Необходимо учитывать, что при выходе из строя насоса 1 ступени подкачки к гидравлическим сопротивлениям магистрали, соединяющей насосы I и II ступеней подкачки, надо добавить дополнительное гидравлическое сопротивление, возникающее при протекании топлива через неработающий насос (гидравлическое сопротивление при протекании топлива через неработающий насос оговаривается в инструкции по эксплуатации на насос).

При работе, когда отказывает насос I ступени подкачки и система наддува расходного бака (ΔPизб=0), высота, до которой необходимо снизиться, чтобы обеспечить нормальную бескавитационную работу насоса II ступени подкачки, определяется по уравнению

Из рассмотрения уравнений (4.1), (4.5) и (4.6) видно, что основными факторами, определяющими высотность топливной системы, являются:

— давление насыщения паров топлива Рs<Рmin',

— необходимый кавитационный запас давления ΔРк;

— гидравлические и инерционные потери давления ΔРг и ΔРин;

— величина избыточного наддува топливных баков ΔРизб.

 

 

Давление насыщения паров топлива

 

Авиационные топлива представляют собой смесь углеводородов с различным давлением насыщения паров, поэтому давление насыщения паров топлива в баке самолета, кроме температуры, зависит от соотношения объемов паровой и жидкой фаз. При испарении топлива в первую очередь переходят в газообразное состояние в надтопливное пространство легкоиспаряющиеся фракции, обладающие большим давлением насыщения

паров. Давление насыщения паров оставшегося топлива при этом уменьшается. Обеднение жидкой фазы легкоиспаряющимися фракциями будет тем больше, чем больше объем паровой фазы по отношению к жидкой (рис. 4.6).

У авиационных топлив в первую очередь происходит испарение частиц легких фракций с поверхности, а из объема топлива на поверхность поднимаются новые частицы. При значительной величине столба топлива в баке конвективный перенос легких фракций из объема топлива на его поверхность происходит очень медленно и им можно пренебречь. В этих случаях давление насыщения паров топлива можно Принимать при значении паровой фазы, практически равной нулю. При малой высоте столба топлива бака конвективный перенос легких фракций на поверхность топлива ускоряется и жидкая фаза обедняется легкоиспаряющимися фракциями. Увеличение интенсивности конвективного переноса легких фракций из массы топлива на его поверхность наблюдается и при вибрации (рис. 4.7), а также при интенсивном перемешивании топлива вследствие перекачки, ускорений и т. д.

Рис. 4.6. Зависимость давления насыщения паров дегазированных авиационных топлив в зависимости от соотношения паровой и жидкой фаз.

Рис. 4.7. Зависимость интенсивности испарения топлив Т-1 и Т-2 в статических условиях и при вибрации от времени:

1—топливо Т-2 при температуре 80 С и давлении 90 мм рт. ст. в условиях

вибрации; 2—топливо Т-1 при температуре 100° С и давлении 40 мм рт. ст.

в условиях вибрации; 3—топливо Т-2 при температуре 80° С и давлении

90 мм рт. ст. в статических условиях; 4—топливо Т-1 при температуре 100° С и давлении 40 мм рт. ст.; количество испарившегося топлива.

 

Все авиационные топлива способны растворять в себе (поглощать) значительное количество воздуха. Количество воздуха, растворенного в топливе, прямо пропорционально абсолютному давлению в баке и обратно пропорционально плотности, величине поверхностного натяжения и вязкости топлива. Кроме того, растворимость воздуха в топливе повышается при наличии в нем влаги. Присутствие в топливе растворенного воздуха влияет на давление насыщения паров, что видно из таблицы 4.1, где приведены давления насыщения паров стандартных дегазированных и недегазированных топлив в зависимости от температуры.

 

Из сказанного следует, что давление насыщения паров топлива, находящегося в баке самолета, зависит от многих параметров, а именно:

— фракционного состава топлива;

—температуры топлива;

— соотношения объемов паровой и жидкой фаз;

— скорости переноса легких фракций из массы топлива на его поверхность;

— количества растворенного в топливе воздуха.

Перечисленные параметры определяются выбранным типом топлива, профилем, скоростью и продолжительностью полета, компоновкой топливной системы, порядком выработки топлива из баков, способами перекачки топлива и др. В связи с этим давление насыщения паров топлива должно определяться отдельно в каждом конкретном расчетном случае.

Необходимо отметить, что давление насыщения паров авиационных топлив зависит от формы поверхности топлива. При разрыве сплошности жидкости и образовании паровых пузырьков внутри топлива форма поверхности пузырьков вогнутая. В этом случае (рис. 4.8) сила притяжения, действующая на молекулу «О» со стороны остальных молекул жидкости, будет больше, чем в случае, когда молекула «О» находится на плоской поверхности.

На самом деле вогнутая поверхность может быть получена из плоской путем прибавления всех молекул, лежащих между пунктиром и сплошной линией. Вследствие увеличения сил притяжения для молекул на вогнутой поверхности переход молекул из жидкости в пар затруднится. С другой стороны, молекулы пара, находящиеся над вогнутой поверхностью топлива, имеют большую вероятность попасть снова в топливо.

 

 

Рис. 4.8. Форма поверхности топлива при образовании парового пузыря.

 

Отсюда следует, что плотность, а с ней и давление насыщения пара над

вогнутой поверхностью топлива будет меньше, чем над плоской. Это уменьшение будет тем больше, чем меньше радиус кривизны поверхности топлива.

Давление насыщения паров над во- гнутой поверхностью

где ρж и ρп — плотность жидкости и пара;

σ — поверхностное натяжение на границе жидкость — пар;

R1 и R2 — радиусы кривизны двух главных нормальных сечений поверхности жидкости;

P′s — давление насыщения паров над плоской поверхностью.

Для случая парового пузыря шаровой формы (R1=R2 =R), пренебрегая, кроме того, ρп, которая мала по сравнению с ρж, получаем

В связи с этим данные по давлению насыщения паров топлива, полученные в статических экспериментах (Бомба Рейда), могут быть использованы для сугубо прикидочных расчетов.

Для проведения точных расчетов высотности топливных систем необходимо определять давление насыщения паров методом моделирования топливной системы и условий ее работы с замером давлений разрывов сплошности и образования паровых пузырьков.

 

Кавитационный запас давления

 

Явление кавитации в насосах чаще всего наблюдается во всасывающих патрубках при входе потока на лопатки рабочего колеса и в проточной части рабочих колес. На рис. 4.9 показано распределение давления на лопатке рабочего колеса насоса. Давление в точке разветвления потока (точка А) за счет преобразования кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления больше, чем давление р на входе. При обтекании входной кромки лопатки струйки жидкости изгибаются. При этом на частицы жидкости действуют центробежные силы, стремящиеся оторвать их от лопатки и приводящие к сильному понижению давления в точках Б и С. Кроме точки С, на тыльной стороне лопатки имеется еще и второй минимум давления в точке Д. Но так как зона пониженного давления в точке С очень мала и жидкость проходит эту зону за очень малый промежуток времени, то за минимальное давление на входе в лопатку рабочего колеса обычно принимается давление в точке Д.

 

Тыльная сторона

Рис. 4.9. Распределение давления на лопатке рабочего колеса насоса

 

Потребное давление на входе в насос определяется минимальным абсолютным давлением Pmin, возникающим при входе потока на лопатку рабочего колеса (в точке Д). Это давление должно быть больше давления Ps насыщения пара топлива. В противном случае в зоне равенства Pmin=Ps образуются пузырьки пара, которые увлекаются потоком в область повышенного давления. Поэтому по мере продвижения пузырька давление окружающей его жидкости возрастает. Давление же внутри пузырька остается равным давлению насыщения пара. В результате этого частицы жидкости при конденсации движутся ускоренно по направлению к центру пузырька. При полной конденсации происходит столкновение частиц жидкости, которое сопровождается мгновенным местным повышением давления — гидравлическим ударом. Наложение большого числа таких ударов, а их происходит несколько сотен в секунду, приводит к появлению характерного шума, присущего кавитации.

Необходимо отметить, что так как авиационные топлива являются многокомпонентными жидкостями, при повышении давления конденсируются вначале пары белее тяжелых фракций, а затем более легких. Поэтому весь процесс конденсации пузырьков идет менее интенсивно, чем у однокомпонентных жидкостей, без сильных гидравлических ударов.

В насосах различают две стадии кавитации: начальную и развитую. Начальная стадия, ограниченная небольшой областью (местная кавитация) на входе в лопатки рабочего колеса, не сказывается заметно на производительности, напоре и К.П.Д. насоса. Кавитация более развитая приводит к уменьшению мощности и К.П.Д. насоса, а также к пульсирующему изменению напора. Это объясняется тем, что при кавитации происходит разрыв сплошности истока топлива в насосе. При этом снижается скорость движения топлива и повышается давление на входе в насос; явление кавитации пропадает, после чего скорость топлива увеличивается, давление падает и снова возникают кавитационные явления и т. д.

При более развитой кавитации (во всей полости проточной части насоса) наблюдается полный срыв в работе насоса.

Кавитационные явления в насосе могут привести к перебоям подачи топлива в двигатель и его остановке.

Для нормальной бескавитационной работы давление на входе в насос должно быть больше, чем давление Pmin в точке Д (см рис. 4.9) на величину ΔPk необходимого кавитационного запаса давления, т. е.

 

где P — давление на входе в насос;

Pmin—минимально допустимое давление на входе в лопатки рабочего колеса; Pmin .

Обычно в расчетах принимают Pmin= 1,2÷1,3Ps

Потребный кавитационный запас давления для центробежных насосов может быть подсчитан по формуле С. С. Руднева

 

(4.10.)

 

где Q —подача насоса в м /c;

n — частота вращения рабочего колеса в об/мин;

с — коэффициент кавитации — величина, определяемая конструктивными параметрами насоса.

В некоторых случаях для удобства расчетов потребный кавитационный запас давления принято выражать как

где Δh— потери напора в м.

 

Тогда уравнение (4.10) принимает вид

откуда коэффициент кавитации может быть выражен как

 

Для насосов с плохими кавитационными свойствами коэффициент кавитации с=600÷700, для обычных насосов с = 800÷1000,

а для насосов с хорошими кавитационными свойствами с= 1000÷1500. Для насосов, имеющих предвключенные осевые колеса, вращающиеся с частотой вращения меньшей, чем основное колесо, величина с может достигать 8000.

Из формулы (4.10) видно, что для конкретного насоса (с=const) кавитационный запас определяется частотой вращения и производительностью насоса. Частота вращения электроприводного центробежного насоса (ЭЦН) в зависимости от нагрузки на рабочее колесо меняется в довольно узких пределах

и поэтому кавитационный запас давления для этих насосов зависит в основном только от производительности насосов (в связи с этим для одних и тех же центробежных насосов, установленных в самолетной топливной системе, но работающих с разной производительностью, потребный кавитационный запас может быть различен). Это позволяет упростить формулу (4.10)

где

Уравнение (4.10) позволяет выявить зависимость кавитационного запаса давления ΔРк от основных параметров насоса и выбрать частоту вращения проектируемого насоса в зависимости от его потребной расчетной подачи. Увеличение частоты вращения насоса п, т. е. уменьшение габаритов насоса при заданных подаче и давлении на входе, возможно лишь при увеличении коэффициента кавитации с. Кавитационные характеристики насоса для заданных подачи Q, частоты вращения п, температуры топлива U при изменении давления на входе показаны на рис. 4.10.

Рис. 4.10. Кавитационные характеристики насоса для заданных подачи Q, напора Н, К.П.Д. η, частоты вращения n, температуры топлива tт при изменении давления Р на входе в насос.

 

 

Влияние особенностей топливной системы на кавитационные характеристики насосного агрегата I ступени подкачки.

 

При наборе самолетом высоты динамическое равновесие в системе топливо — воздух нарушается, а поток топлива становится двухфазным. Скорость выделения воздуха при этом будет зависеть от скорости падения абсолютного давления в баке, т. е. от скорости набора самолетом высоты. При больших скоростях набора высоты при давлении в топливных баках, соответствующем атмосферному давлению на высоте 5000—6000 м, может появиться сильное бурление топлива и оно как бы вскипает. Объясняется это тем, что при большой скороподъемности воздух не успевает выделяться из топлива до состояния динамического равновесия. В результате топливо перенасыщается воздухом, который при определенном давлении в баке бурно выделяется из него. Такое явление наблюдается только при первом наборе самолетом высоты, так как при повторном наборе выделившийся из топлива воздух не успевает снова раствориться в нем.

Давление на входе в лопатки рабочего колеса — самое низкое в топливной системе, поэтому бурное выделение воздуха в первую очередь наблюдается на входе в лопатки рабочего колеса. Однако при совершенном проектировании насоса это не может быть причиной нарушения подачи топлива в двигатель, тем более что по мере прохождения топливо-воздушной смесью насосов I и II ступеней подкачки и повышения давления воздух в основном растворяется в топливе, а оставшаяся часть резко уменьшается в объеме.

Бурное выделение воздуха во всасывающем патрубке насоса и на входе в лопатки рабочего колеса приводит к уменьшению активного сечения, возрастанию скоростей потока и увеличению потерь давления на входе в насос. При больших потерях на входе в насос и возникновении кавитации ее интенсивность будет возрастать с увеличением скороподъемности самолета. При этом наблюдаются пульсации давления за подкачивающим насосом и

срабатывание сигнализации давления в подкачивающей магистрали. При уменьшении скороподъемности кавитация, как правило, пропадает.

Некоторое повышение давления в расходном баке способствует тому, что кавитация возникает на больших высотах или даже полностью устраняется. С увеличением скороподъемности самолета кавитация может возникнуть снова, несмотря на то, что топливная система и величина наддува в расходном баке остались без изменения.

Практически потребный наддув топливных баков в зависимости от скороподъемности может быть выражен зависимостью, представленной на рис. 4.11.

Рис. 4.11. Зависимость потребного наддува топливных баков от скорости набора самолетом высоты.

 

В некоторых случаях величина потребного избыточного наддува топливных баков из-за скороподъемности (обычно на самолетах-перехватчиках с большой скороподъемностью и малой продолжительностью полета и, следовательно, малой температурой топлива) может оказаться выше потребного избыточного наддува, определенного из уравнения (4.4) (см. рис. 4.11).

В этих случаях приходится повышать избыточный наддув топливных баков (если изыскиваются такие возможности из условий прочности конструкции) или же усложнять систему наддува расходного бака — включать избыточный наддув расходного бака на этапе набора самолетом высоты (Н = 6÷8 км). В такой системе топливо начнет насыщаться воздухом с избыточным давлением наддува не с начала полета и дополнительное количество воздуха в топливе, соответствующее повышению давления в баках над поверхностью топлива, существенно уменьшится. При этом дополнительное количество воздуха, соответствующее избыточному наддуву расходного бака на высотах, где обычно наблюдается бурное выделение воздуха (10—12 км), не успеет раствориться до полного насыщения топлива.

Другой причиной увеличения кавитационного запаса давления на входе в подкачивающий насос является неправильная установка подкачивающих насосов и неправильная организация всасывания в насосы топлива.

Для увеличения количества топлива на самолете баки устанавливают во все свободные внутренние объемы, вследствие чего расходные баки в некоторых случаях имеют такую сложную форму, что разместить подкачивающий насос непосредственно в баке и обеспечить при этом полную выработку не представляется возможным. Поэтому иногда применяют подкачивающие насосы, установленные не непосредственно в баке, в его нижней точке, а рядом с баком — на раструбе или патрубке.

Закрутка потока и вихревые возмущения, возникающие в раструбе или патрубке, соединяющем расходный бак с насосом, способствуют выделению растворенного в топливе воздуха. Выделившийся воздух не может попасть обратно в бак и поступает в насос, способствуя появлению неучтенных потерь давления на входе в лопатки рабочего колеса. Процесс усугубляется

еще и тем, что если патрубок, соединяющий топливный бак с насосом, имеет повороты или другие застойные зоны, то в них образуются воздушные пробки, сужающие проходные сечения и вызывающие появление неучтенных потерь давления на входе в насос и возникновение кавитации. Воздушные пробки, скопившиеся в застойных зонах, рассасываются очень медленно, поэтому кавитация, проявляющаяся в виде пульсации давления за насосом, в этом случае может протекать в течение 15—20 мин и более. При прорыве воздушных пробок в насос происходит срыв его работы и возникают перебои в подаче топлива.

На некоторых типах насосов для удаления воздуха, поступающего во входной патрубок, предусматривается перепуск части топлива из мест возможного скопления воздуха обратно в бак или же сепарация всего топлива специальными устройствами.

В случае подачи в расходный бак перекачиваемого топлива непосредственно в зону установки насоса I ступени подкачки стараются не допускать размыва потока топлива, входящего в подкачивающий насос, для чего в трубопроводе перекачки на выходе струи топлива, перекачиваемого в расходный бак, устанавливаются специальные отражатели и перегородки или направляющие поток втулки 25 (см. рис. 12.4). В противном случае происходит ухудшение условий входа потока в подкачивающий насос и увеличение потребного кавитационного запаса давления.

 

Гидравлические и инерционные потери давления в подкачивающей магистрали

 

Гидравлические и инерционные потери давления определяются характеристиками топливной магистрали между насосами I и II ступеней подкачки топлива. Потери давления из-за гидравлических сопротивлений определяются формулой

 

где ΔРтр — потери давления из-за сопротивления трения;

ΔРм — потери давления из-за местных сопротивлений.

 

Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле

 

где λтр — коэффициент сопротивления трения;

l — длина трубопровода;

d — диаметр трубопровода;

v — средняя скорость в потоке.

 

Коэффициент сопротивления λтр меняет свое значение в зависимости от режима потока топлива, определяемого числом Рейнольдса и шероховатостью трубопровода. При значениях числа Re = 3000÷ , что очень часто имеет место в топливных системах, коэффициент сопротивления трения определяется по формуле

На рис. 4.12 представлена номограмма для определения коэффициента сопротивления трения гладких трубопроводов, рассчитанная по формуле (4.15). Значения вязкости v стандартных авиационных топлив в зависимости от температуры приведены в табл. 4.2.

Для гибких шлангов коэффициент сопротивления трения λгш больше, чем коэффициент сопротивления трения для жестких трубопроводов, и принято считать, что λгш= 1,Зλтр.

Потери давления из-за местных сопротивлений арматуры и агрегатов определяются по формуле

 

где ξм — коэффициент местного сопротивления.

 

Значения коэффициента местного сопротивления определяются главным образом экспериментально или по справочникам гидравлических сопротивлений.

 

Рис. 4. 12. Номограмма для определения коэффициента сопротивления трения λ гладких трубопроводов

 

 

Анализируя уравнения (4.13), (4.14), (4.16), можно написать, что

 

где ξ м — суммарный коэффициент гидравлического сопротивления всей магистрали.

По этому уравнению построен график (рис. 4.13), устанавивающий зависимость динамического давления ΔРт/ξм=f(ʋ) для различных значений ρт. Величина ρт находится из табл. 4.3, где приведена плотность авиационных топлив в зависимости от температуры.

Из графиков рис. 4.13 видно, что при увеличении скорости в трубопроводе динамическое давление резко возрастает. Наиболее рациональными считаются скорости ʋ = 2÷3 м/с.

Из уравнения (4.17) можно записать

где Q—подача насоса;

F — площадь трубопровода,

 

Откуда

где Fэкв — площадь эквивалентного отверстия.

 

или

Рис. 4.13. Зависимость динамического давления от скорости при различных значениях плотности топлива.

Пользуясь уравнением (4.21), можно определять гидравлические потери давления как суммарные, так и на любом участке магистрали в отдельности при любом сочетании последовательных и параллельных соединений.

Для последовательных соединений магистрали

 

Для параллельных соединений магистрали

Для двух параллельных магистралей после преобразований формула (4.23) принимает вид

Уравнение (4.19) можно выразить в виде

Используя уравнение (4.25) по заданным значениям Q и ΔРг, можно определить Fэкв всей магистрали между насосами I и II ступеней подкачки.

Инерционные потери давления определяются массовыми силами инерции в топливной магистрали, возникающими при движении самолета с ускорением. Инерционные потери давления для некоторого участка трубопровода выражаются отношением инерционной силы mтj площади проходного сечения топливного трубопровода f:

где mт — масса топлива;

nп — коэффициент перегрузки, nп=j/g.

Заменяя массу топлива через объем W и плотность ρт и представляя объем W через длину L и площадь проходного сечения трубопровода f, получаем окончательное уравнение для расчета инерционных потерь давления в топливных трубопроводах:

Инерционные потери давления для всей магистрали подачи топлива к двигателям записываются в виде

где — суммарные проекции на оси х, у, z всей длины магистрали, получаемые с учетом направления движения топлива.

Значения коэффициентов перегрузки определяются из аэродинамического расчета самолета.

Рассмотрим несколько примеров графических методов определения гидравлических характеристик системы подачи топлива в двигатель. Для схемы подкачки топлива в двигатель, показанной на рис. 4.14, режим работы насоса I ступени подкачки определяется напорной характеристикой насоса и подачей топлива в двигатель. Давление на входе в насос II ступени подкачки для данной схемы определяется напорной характеристикой насоса, вели-

чиной наддува расходного бака, гидравлической характеристикой магистрали, соединяющей насосы I и II ступеней подкачки топлива, и подачей топлива в двигатель. Так, при максимальной подаче топлива в двигатель Qmax давление на входе в насос II ступени подкачки будет Максимальное давление на входе в насос II ступени будет при подаче, равной нулю.

У некоторых воздушно-реактивных двигателей на режиме набора самолетом высоты или при разгоне включается форсажный режим. При этом подача топлива в двигатель резко возрастает. В связи с этим на насосах, обычно электроприводных, в некоторых случаях предусматривают форсированный режим, т. е. увеличение частоты вращения привода.

Двухрежимные насосы могут применяться и для балансировки самолета топливом, аварийного слива топлива и т. д., т. е. там, где требуется кратковременное форсирование насосного агрегата (кратковременность форсированного режима позволяет использовать конструктивные материалы электропривода, допуская при" этом значительно более высокий уровень нагрева, что, естественно, снижает массу и габариты привода).

 

Рис. 4.14. Схема и характеристики работы однорежимного насоса в системе подачи топлива в двигатель:

1—абсолютное давление на выходе из насоса I ступени подкачки; 2—гидравлическая характеристика магистрали, соединяющей насосы I и II ступеней подкачки; 3—напорная характеристика насоса; 4—электроприводной центробежный насос I ступени подкачки (ЭЦН); 5—на-

сос II ступени подкачки.

 

Графический метод определения давления на входе в насос II ступени подкачки для схемы, показанной на рис. 4.14, при использовании в качестве I ступени подкачки двухрежимного наcoca показан на рис. 4.15. При максимальной подаче топлива в двигатели на бесфорсажных режимах давление на входе в насос II ступени подкачки будет , а на форсажных режимах-