Размещение топлива во всех свободных объемах крыла и фюзеляжа, а в некоторых случаях и в вертикальных оперениях приводит к большому количеству топливных баков, расположенных в различных местах продольной оси самолета. Поэтому по мере выработки топлива из баков происходит изменение положения центра тяжести самолета.
При компоновке самолета выбирается такое расположение топливных баков, чтобы центр тяжести самолета, полностью заправленного топливом, располагался вблизи центра тяжести самолета, не заправленного топливом. В зависимости от компоновки самолета могут быть два варианта размещения топлива на самолете: симметричное расположение, когда центры тяжести
полностью заправленных баков находятся на одинаковом расстоянии х от центра тяжести самолета и объемы топлива V1 иV2 передних и задних баков (относительно центра тяжести самолета) равны между собой, и несимметричное расположение, когда объемы баков и их расстояние до центра тяжести самолета не равны, а равны только моменты масс баков:
ρgV1x1=ρgV2x2 (2.1)
В первом случае расход топлива при необходимости поддержания постоянной центровки самолета должен производиться при сохранении равенства расходов из передних и задних баков (G1 = G2). При этом расход топлива из каждого бака должен быть пропорционален расходу топлива на двигатель:
(2.2)
где Gдв — расход топлива на двигатель;
n — количество двигателей, питаемых из одного расходного бака;
k — количество одновременно вырабатываемых баков в расходный бак.
Неравномерность выработки в этом случае передних и задних баков, т. е. изменение центровки самолета, может происходить из-за различных расходов топлива двигателями и нестабильности гидравлических характеристик перекачивающих магистралей.
На самолетах, где топливо должно вырабатываться несимметрично, перекачка топлива производится с преимущественным расходом топлива из передних или задних баков.
При несимметричном расположении топлива, если не требуется компенсация центровки для сохранения равенства моментов, например при десантировании грузов, расход топлива производится или непрерывно пропорционально закону:
или отдельными порциями в границах заданного поля центровок.
При проведении расчетов изменения центровки самолета по мере выработки, перекачки или заправки топлива может быть использована номограмма И. Е. Борисенко, приведенная на рис. 2.1.
Рис.2.1. Номограмма для расчёта центровки самолёта в процессе выработки, перекачки или заправки топлива.
Номограмма построена на основании двух уравнений. Первое из них определяет изменение момента самолета при выработке (заправке) топлива Мт на расстоянии ± Х т:
а второе уравнение определяет изменение центровки самолета, вызванное изменением момента:
где М — масса самолета с учетом заправленного или выработанного топлива.
Схема действий по номограмме показана на рис. 2.2. При этом необходимо помнить, что если момент ΔМс кабрирующий (положительный), то окончательное значение положения центра тяжести (в %) средней аэродинамической хорды крыла (bа) определяется по верхним шкалам, а если ΔМс пикирующий (отрицательный), то — по нижним шкалам. Для верхних шкал 
, а для нижних 
.
Для дозвуковых транспортных самолетов допустимый диапазон изменения центровки по мере выработки топлива из баков ограничивается 5—7% средней аэродинамической хорды крыла (САХ), а для самолетов-истребителей — 1,5—3% САХ. Причем изменение положения центра тяжести во время полета должно происходить в установленных границах таким образом, чтобы обеспечить необходимые характеристики устойчивости, управляемости и наименьшие потери топлива на балансировочное сопротивление на всех участках траектории полета.
Выполнение четкой программы порядка перекачки топлива на маневренных самолетах требует от системы топливных баков, трубопроводов и агрегатов стабильности гидравлических характеристик вне зависимости от эволюций самолета в пространстве.
Продольная балансировка сверхзвукового транспортного самолета по сравнению с дозвуковым из-за изменения положения фокуса в околозвуковом диапазоне стала значительно сложнее.
На рис. 2.3 показано изменение положения центра тяжести, определяемое порядком выработки топлива, и фокуса сил, действующих на сверхзвуковой самолет во время полета при минимальном запасе статической устойчивости (3% САХ). Чрезмерность запаса устойчивости и связанного с ним балансировочного сопротивления при сверхзвуковых скоростях здесь очевидна. Увеличение балансировочного сопротивления, а следовательно,
и расхода топлива в процессе перехода от сверхзвуковой к околозвуковой скорости в конце крейсерского режима полета не имеет большого значения, так как на этом режиме расход топлива невелик. Важнее прирост балансировочного сопротивления при разгоне, когда расход топлива велик, а также на крейсерском режиме полета, продолжительность которого большая,
хотя расход топлива при этом умеренный.
Рис. 2.3. Изменение положения центра тяжести, фокуса и балансировочного сопротивления сверхзвукового самолета при минимальном запасе статической устойчивости (3% С АХ)
Учитывая особенности балансировки сверхзвуковых самолетов на некоторых самолетах, например «Конкорд», В-58 и других, устанавливают системы управления центром тяжести в полете путем перекачки топлива в зависимости от скорости полета.
Реализация метода балансировки самолета в полете требует усложнения конструкции топливной системы: установки дополнительных балансировочных баков в хвостовой части фюзеляжа или в крыле, перекачивающих насосов, перекрывных кранов, клапанов, датчиков и т. д. На самолете В-58 балансировочный бак установлен вблизи вертикального оперения и используется для балансировки как на сверхзвуковых, так и на дозвуковых скоростях. При полетах на дальность с дозвуковыми скоростями
(М = 0,93) система регулирования порядка перекачки топлива автоматически поддерживает необходимую центровку, распределяя топливо между основными и балансировочным баками. При полете на сверхзвуковых скоростях перекачка топлива в балансировочный бак начинается автоматически во время разгона при числе М=1,2, включение же перекачки топлива из балансировочных баков в основные осуществляется экипажем до того, как скорость уменьшится до соответствующей числу М=1,2.
Датчиками системы управления центровкой самолета являются топливомеры и датчики скорости полета, экипаж специально натренирован в управлении системой.
Для иллюстрации работы системы управления центровкой самолета путем перекачивания топлива рассмотрим более подробно порядок выработки (перекачки) топлива на самолете «Конкорд». Схема расположения топливных баков на самолете «Конкорд» показана на рис. 2.4.
Рис. 2.4. Схема расположения топливных баков на самолете «Конкорд»:
1—передние расходные баки; 2—задние расходные баки; 3, 4—балансировочные баки
Подача топлива в двигатели производится из четырех расходных баков, всегда заполненных топливом; из этих баков топливо поступает в двигатели соответствующего борта. Обычно передний расходный бак питает внутренний двигатель, а задний расходный бак — наружный двигатель со своей стороны. Однако возможно питание от любого расходного бака любого двигателя или комбинации двигателей.
В каждой магистрали подачи топлива к двигателю имеется топливный аккумулятор, поддерживающий давление в этой магистрали вне зависимости от действующих инерционных перегрузок.
Топливо в расходный бак подается из восьми баков: два из них расположены по осевой линии самолета спереди и сзади колодца основной стойки шасси, два — снаружи в каждой консоли крыла и четыре расположены вокруг колодца шасси. Каждый бак снабжен двумя перекачивающими насосами с электроприводом, каждый из которых питает определенный расходный бак со своего борта с помощью отдельной магистрали.
Порядок перекачки топлива в расходные баки показан на рис. 2.5, на котором видно, что при опорожнении переднего топливного бака с левого борта с другого борта опорожняется задний бак и наоборот.
Рис. 2.5. Порядок перекачки топлива в расходные баки на самолете
«Конкорд»
Система обеспечивает автоматическое управление перекачкой
топлива в расходные баки и поддерживает постоянное положение центра тяжести самолета в течение всего крейсерского режима полета. Управление кранами, установленными в магистралях, соединяющих топливные баки с расходными, осуществляется специальными клапанами, установленными в расходных баках. Когда топливный бак опорожняется, уровень топлива в
расходном баке снижается до тех пор, пока клапан, установленный в расходном баке, не откроет кран подачи топлива из другого топливного бака и т. д.
Внешние баки, установленные в консолях крыла, имеют также специальные функции — создают разгружающий изгибающий момент крыла на режимах набора высоты и околозвукового разгона. Оба эти бака опорожняются в прилегающий расходный бак в течение второй фазы сверхзвукового разгона.
При разгоне самолета «Конкорд» от дозвуковой до сверхзвуковой скорости полета величина аэродинамических сил, действующих на крыло, весьма существенно изменяется и фокус самолета перемещается. Для балансировки самолета на сверхзвуковых скоростях обычно используется стабилизатор с изменяемым углом атаки. На самолете «Конкорд» его нет. Для балансировки могут быть использованы элероны, но при этом возникает чрезмерное повышение лобового сопротивления. В этом случае балансировка самолета производится путем сдвига центра тяжести с помощью перемещения соответствующих масс топлива, для чего на самолете предусмотрены три балансировочных бака: два в передней части крыла и один в хвостовой части фюзеляжа за задней герметизирующей перегородкой.
Объем балансировочного топлива составляет обычно 8—10% от пол-
ного запаса топлива на самолете.
Схема перекачки топлива для изменения положения центра тяжести самолета в соответствии с изменением положения фокуса показана на рис. 2.6.
Рис. 2.6. Схема перекачки топлива на самолете «Конкорд» для изменения положения центра тяжести в соответствии с изменением положения фокуса самолета:
а—перекачивание назад, околозвуковой разгон; б—аварийное перекачивание, замедление; в—перекачивание вперед, конец крейсерского режима полета; г—изменение балансировки для посадки после длительного полета на дозвуковой скорости.
Вполне понятно, что такая система должна работать безотказно, поскольку возвращение к дозвуковому полету при расположении центра тяжести, соответствующем сверхзвуковому полету, приведет к появлению продольной неустойчивости. Для повышения надежности системы в заднем балансировочном баке установлено три насоса с гидравлическим приводом и питанием от отдельных гидросистем. При отказе двигателей в крейсерском режиме полета гидравлической мощности от авторотирующих двигателей достаточно для перекачки топлива вперед (по направлению полета). В качестве крайней меры предусмотрена возможность аварийного слива топлива из заднего балансировочного бака.
Балансировочная перекачка может также производиться и на земле при неравномерной загрузке самолета.
Система балансировочной перекачки управляется бортинженером из кабины экипажа с помощью указателей топливомеров и указателей положения центра тяжести самолета. Исходное положение центра тяжести вводится в систему бортинженером перед началом полета.
В системе управления положением центра тяжести самолета «Конкорд» используется большое количество датчиков топливомеров и необходим ввод данных о первоначальной центровке самолета, определяемой загрузкой самолета, количеством пассажиров, их размещением и т. д., что не позволяет достичь наиболее рациональной балансировки самолета и требует использования специального оператора. Подобные системы получили распространение на транспортных самолетах, имеющих ограниченное количество траекторий полета.
На сверхзвуковых самолетах многоцелевого назначения с неограниченным количеством программ полета и при ограниченном количестве членов экипажа управление системами изменения положения центра тяжести самолета должно производиться автоматически и с большой точностью. Для таких самолетов необходимо использование в системах управления порядком перекачки топлива автоматических устройств для определения положения центра тяжести самолета без замера расположения
грузов, количества топлива в баках и т. д. Рассмотрим более подробно принципы работы такой системы.
Полет самолета сопровождается непрерывными угловыми колебаниями относительно собственного центра тяжести. Перемещается в полете и центр тяжести самолета. Первое перемещение является короткопериодическим, второе — длиннопериодическим с периодом, в десятки раз превышающим период короткопериодического движения. Кроме того, на конструкцию самолета могут действовать упругие колебания, частота которых выше 10 Гц.
Ускорение любой точки самолета в короткопериодическом движении зависит от положения ее относительно центра тяжести. Ускорение в длиннопериодическом движении, исчисляемом десятками секунд, мало и изменение его также мало. Ускорение будем замерять однокомпонентным акселерометром А (рис. 2.7), который расположен так, что замеряемый компонент ускорения (ось акселерометра У) будет перпендикулярен оси самолета Х.
Полное перемещение груза акселерометра замеряющее ускорение вдоль оси у, определяется уравнением:
Принимаем за постоянные координату х и параметры движения летательного аппарата за время переходного процесса акселерометра, исчисляемого миллисекундами (время переходного процесса для параметров а, α составляет 1—5 с). Учитывая весьма быстрое затухание собственного движения акселерометра, что может быть обеспечено надлежащим выбором его параметров, мы можем рассматривать только статическое значение kδу. При этих условиях имеем
Из выражения (2.8) видно, что замеренное ускорение вдоль оси у зависит от составляющей ускорения (V sin α) ' вдоль траектории самолета, от ускорения а относительно центра тяжести и от ускорения упругих колебаний конструкции фюзеляжа.
Принимая во внимание, что частота составляющей (Vsin α) ' ниже 0,1 Гц, частота составляющей b выше 10 Гц, а частота составляющей ха находится в диапазоне от 1 до 5 Гц, приходим к выводу, что для исключения влияния составляющих (V s i n α) ' и b достаточно применить полосовой фильтр на диапазон частот от 1 до 5 Гц.
В этом случае
Чтобы исключить необходимость замера величины а, расположим по обе стороны от центра тяжести самолета (рис. 2.8) два акселерометра А и В на расстояниях х и l —х. Тогда можем написать отношение перемещений грузов в виде
Рис. 2.8. Схема расположения акселерометров и перемещения их грузов относительно центра тяжести самолета.
Таким образом, положение центра тяжести самолета в полете может быть определено из отношения перемещений грузов. При этом перегрузка, возникающая в криволинейном полете и от воздействия упругих колебаний, не искажает результатов измерений.
Сигналы от акселерометров, пропорциональные этим перегрузкам, поступают в фильтры для выделения сигнала, пропорционального ускорениям короткопериодического движения ха, а затем через усилители — в блок деления, в котором выполняется операция
Выходной электрический сигнал, пропорциональный положению центра тяжести, подается на показывающий прибор и в бортовой вычислитель, который сравнивает его с потребным положением центра тяжести на данном режиме полета, формируемым блоком функционала (рис. 2.9), и выдает сигнал на электрогидравлический агрегат, управляющий перекрывными топливными кранами.
Мощность перекачивающих насосов 1 и программа изменения Хт подбирается таким образом, чтобы запаздывание в изменении Хт не приводило к попаданию самолета в зону неустойчивости (к уменьшению запаса статической устойчивости менее 3% САХ).
Рассмотренная система регулирования может оказаться особенно полезной в процессе доводки опытных самолетов (как многоцелевого назначения, так и с постоянной траекторией полета), так как позволяет без переделок топливной системы (только перестройкой блока функционала) добиться наиболее рационального изменения центра тяжести самолета в полете для данной компоновки самолета.
Рис. 2.9. Блок-схема системы автоматического управления порядком выработки топлива из баков самолета:
1—перекачивающие насосы; 2—подкачивающий насос; 3—двигательный подкачивающий насос; 4—перекрывные краны управления порядком перекачки топлива;5—поплавковый клапан; 6—дроссельные отверстия; α—датчик угла атаки; М—махметр; f(М) — функционал; СП—стабилизированная платформа; А, В—акселерометры; БВ—бортовой вычислитель; ЭГ—электрогидравлический агрегат.
Учитывая конструктивные трудности организации подачи топлива из баков к двигателю при различных положениях самолета в пространстве, действии вертикальных отрицательных перегрузок и состояния невесомости, подача топлива к двигателю, как правило, производится из одного или нескольких расходных баков, которые оборудуются специальными устройствами, обеспечивающими нормальную бесперебойную подачу топлива при любых возможных положениях и перегрузках самолета.
Кроме того, применение системы расходных баков позволяет:
а) простыми конструктивными методами обеспечить в расходных баках посадочный остаток топлива (резерв топлива);
б) при сложных схемах перекачки упростить контроль экипажем автоматики и обеспечить резерв времени в случае появления отказа в магистралях перекачки;
в) снизить и выровнять температуру топлива, поступающего к двигателям;
г) конструктивно обеспечить дегазацию топлива, поступающего в расходный бак из очередных баков, и улучшить кавитационные характеристики насосов подкачки;
д) обеспечить частичный отстой топлива, поступающего к двигателям;
е) мощные насосы подачи топлива в двигатели устанавливать только в расходных баках, а во всех остальных баках устанавливать перекачивающие низконапорные, а следовательно, и более легкие насосы.
Количество расходных баков обычно соответствует количеству двигателей, но в отдельных случаях могут применяться схемы с общим расходным баком для нескольких двигателей.
Из всех остальных баков топливо перекачивается в расходные. При этом порядок перекачки топлива определяется необходимой центровкой самолета в полете и требованиями, выполнение которых необходимо для нормального функционирования самой топливной системы. Например, порядок перекачки топлива должен обеспечивать поддержание расходного бака (баков) полным или почти полным до опорожнения всех других баков.
Во всех случаях остаток топлива в расходном баке (баках) к моменту опорожнения всех других емкостей не должен быть меньше резерва топлива (рис. 2.10). Кроме того, порядок перекачки топлива в расходный бак должен исключить попадание топлива в уже выработанные баки, так как по окончании выработки топлива из бака перекачивающий насос оголяется, выходит на нерасчетный режим и должен быть выключен экипажем
или автоматически. Это же требование сохраняется и при подаче топлива в расходный бак из других баков под давлением воздуха (выдавливанием). В этом случае после окончания выработки топлива из бака наддув отключается и топливо, вновь попавшее в бак, останется невыработанным.
На самолетах-истребителях три отсутствии подвесных сбрасываемых баков начинать перекачку топлива в расходный бак следует из крыльевых баков. Объясняется это малой высотой и большой площадью крыльевых топливных баков, что затрудняет полную и равномерную выработку топлива из них, особенно при эволюциях самолета. Темп перекачки топлива из крыльевых баков обычно невелик, так как прокладка трубопроводов больших
диаметров в тонких крыльях затруднительна. В крыльевых баках самолетов-истребителей перекачивающие насосы из-за их больших габаритов обычно не применяются и подача топлива производится под давлением воздуха, повышение которого сопряжено с увеличением массы конструкции и трудностями обеспечения герметичности баков-отсеков.
Необходимо отметить, что на некоторых типах самолетов-истребителей с целью разгрузки конструкции крыла в полете топливо из крыльевых баков вырабатывается в середине полета, после некоторого уменьшения массы самолета и нагрузки на крыло.
При разработке порядка перекачки топлива необходимо учитывать, что первоочередная перекачка топлива из баков, подверженных усиленному нагреву, позволяет снизить максимальную температуру топлива, исключить его перегрев и улучшить условия работы топливной системы.
Интенсивный нагрев топлива наблюдается в баках, близко расположенных к двигателям, а также в крыльевых баках на самолетах с большой длительностью полета на больших сверхзвуковых скоростях. Это объясняется тем, что максимальный аэродинамический нагрев имеет место на поверхности крыла, а геометрические параметры большинства крыльевых баков таковы, что на единицу массы топлива приходится довольно большая площадь, подверженная аэродинамическому нагреву.
