Файл: Наумец С.М. Основы теории и устройства авиационных силовых установок конспект лекций.pdf

сопровождается перемещением втулки золотника вслед за золотником, ускоряя перекрытие им распределительных окон и остановку поршня.

Л* с

« 6 а емч<р

Рис. 44. Принципиальная схема регулятора скорости вращения непрямого действия с жесткой обратной связью

Применение жесткой обратной связи позволяет уменьшить время переходного процесса при незначительной величине пере­ регулирования.

На рис. 45 для сравнения показан характер изменения ско­ рости вращения ротора во времени при регулировании регуля­ тором непрямого действия без обратной связи и с обратной жесткой связью. *

ш

Рис. 45. Переходные процессы в системах автоматического регулирования

§ 9. ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ

Важной составной частью силовой установки летательного аппарата является система питания двигателей топливом. Вся система топливопитания делится па самолетную систему и дви­ гательную систему. Краткая характеристика и состав топлив­ ной системы двигателя даны в главе 1, § 4. Рассмотрим топлив­ ную систему самолета.

В состав топливной системы самолета входят:

—топливные баки;

—трубопроводы;

—насосы подкачки и перекачки;

— всевозможные краны и клапаны; - приборы контроля за работой системы.

Топливные баки бывают жесткие и мягкие из легких алю­ миниевых сплавов или сварные. Часто жесткие баки представ­ ляют собой герметические отсеки крыла. Топливные баки свар­ ной конструкции на современных самолетах применяются, как правило, для внешней подвески.

Главные топливные баки, в которых содержится основной запас топлива на самолетах-истребителях, изготавливаются чаще всего мягкими, помещенными в специальные контейнеры. Один из слоев мягких баков изготавливается из аназотной губ­ чатой резины, разбухающей под действием топлива, что спо­ собствует затягиванию отверстий, образующихся при попада­ нии осколков. Надежность и боевая живучесть мягких баков

Еыше, чем жестких.

Трубопроводы большей частью жесткие. Жесткие трубопро­ воды изготавливаются стальными или из дюралюминиевых сплавов. В местах перегибов и подверженных значительной вибрации устанавливаются гибкие трубопроводы, изготовлен­ ные из керосиноустойчивой резины.

Насосы подкачки предназначены для принудительной пода­ чи топлива из баков (из расходного бака) к двигателю через фильтр низкого давления. Избыточное давление топлива за насосом подкачки составляет 0,4—0,5 кГ/см2. Главное назначе­ ние насосов подкачки предотвратить разрыв струи топлива в трубопроводах, опасность которого увеличивается с подъемом самолета на высоту из-за падения атмосферного давления над поверхностью топлива в баках.

Таким образом, подкачивающие насосы увеличивают высот­ ность топливной системы. Другим средством, повышающим высотность системы, является создание принудительного повы­

74

Топливные баки на самолетах с ТРД занимают значитель­ ный объем конструкции, а следовательно, часть из них прихо­ дится размещать на значительном удалении от центра тяжести

самолета.

Количество топливных баков на современных истребителях

бывает довольно значительным — от 3 до 1 2 .

В полете важно обеспечить равномерный расход топлива из баков с таким расчетом, чтобы не нарушалась центровка самолета. Нарушение центровки самолета может привести к потере его устойчивости и управляемости. Равномерная выра­ ботка топлива из баков обеспечивается с помощью насосов перекачки и ряда специальных поплавковых клапанов, клапа­ нов перелива и системы трубопроводов, которые автоматически по заданной программе обеспечивают определенный порядок выработки топлива из различных баков.

Принципиальная схема простейшей топливной системы са­ молета-истребителя показана на рис. 46.

Рис. 46. Принципиальная схема топливной системы самолета с ТРД:

Контроль за правильностью порядка выработки топлива из баков в полете летчик осуществляет по загоранию лампочек на специальном табло.

Контроль за расходом топлива в полете осуществляется по топливомеру и расходомеру. Топливомер позволяет определить как суммарный остаток топлива в системе, так и остаток в отдельных баках или группах баков. Расходомер является дублирующим прибором, позволяющим следить за суммарным остатком топлива в системе,

75

§ 10. АВИАЦИОННЫЕ ТОПЛИВА И СМАЗОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ

В настоящее время основным сырьем для получения горю­ чих и масел для ТРД служит нефть, представляющая собой смесь углеводов весьма разнообразного молекулярного веса и строения.

Для горючих используют легкие фракции, выделяемые из сырой нефти путем ее нагревания, последующей конденсации и разделения паров в специальной ректификационной колонке на отдельные фракции, выкипающие в определенных пределах температуры.

По пределам выкипания принято различать следующие фракции:

бензиновая с пределами выкипания 40—200°С, лигроиновая с пределами выкипания 120—230°С, керосиновая с пределами выкипания 150—300°С, газойлевая с пределами выкипания 200—350°С.

Смесь указанных фракций, выкипающую в пределах 50— 300°С, называют смесью широкой фракции.

Остатки нефти после отгонки из нее легких фракций назы­ ваются мазутом. Мазут подвергается дальнейшей разгонке при более высоких температурах и пониженных давлениях. Получаемые при этом продукты после соответствующей очист­ ки используются для изготовления масел.

Важнейшим требованием к авиационным горючим является высокая теплотворная способность. Весовой теплотворностью топлива называется количество тепла, содержащегося в едини­ це веса. Чем выше весовая теплотворная способность горючего,, тем меньше при прочих равных условиях будет его расход для полета данной продолжительности или тем больше продолжи­ тельность полета при данном запасе топлива.

Объемная теплотворность, т. е. количество тепла, содержа­ щегося в единице объема горючего, определяет собой объем баков, размер которых часто ограничивается конструктивными и аэродинамическими соображениями.

Чем выше объемная теплотворность, тем больше будет ко­ личество тепла, которое может быть запасено в баках данного объема, и тем, очевидно, больше будет возможная продолжи­ тельность пли дальность полета. Объемная теплотворность бен­ зинов составляет около 7800 кал/л, керосинов — 8600 кал л.

Весовая теплотворность большинства углеводородных горю­ чих колеблется в небольших пределах, несколько уменьшаясь с увеличением их удельного веса, и составляет для берзинов и керосинов 10 2 0 0 — 10 600 кал!кг.

76

Г л а в а 111

ДРОССЕЛЬНЫЕ* СКОРОСТНЫЕ И ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

§ 1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ И НАЗНАЧЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ТРД

ходимо для аэродинамического расчета самолета, оценки так­ тико-технических данных ТРД, выбора наивыгоднейшего режи­ ма полета самолета и для сравнения авиадвигателей между собой.

Характеристики двигателей изображаются обычно графи­ чески, при этом за основу построения их принимают следующий способ. Из трех переменных величин, характеризующих эксплуатационные условия работы двигателя —- V, Н и п, две принимают постоянными, а третью изменяют и в зависимости от ее значений замеряют или вычисляют тягу и удельный рас­ ход горючего и представляют эти зависимости в виде графиков.

Соответственно различают три типа характеристик ТРД:

— дроссельные (по числу оборотов). При этом принимают:

l/ = consl, Н —const и n = var;

— высотные:

п = const, V—const и H — var,

— скоростные:

Н —const, H = const и n = var.

7»

Опытным путем сравнительно просто можно получить ха­ рактеристику двигателя по числу оборотов при работе двигате­ ля на стенде. Поэтому часто такие характеристики называют стендовыми.

Получение высотной и скоростной характеристик опытным путем является более трудной задачей, так как требует приме­ нения летающих лабораторий или специальных дорогих и гро­ моздких высотных установок, обеспечивающих подачу к двига­ телю воздуха, имеющего давление и температуру, соответству­ ющие заданной высоте и скорости полета, а также удаление отработанных газов. Такие характеристики ТРД, называемые полетными, чаще получают расчетным путем. Современные методы расчета могут обеспечить достаточную для целей прак­ тики точность, так как позволяют построить характеристики с погрешностью, не превышающей 3—5%. Расчетный способ построения характеристик двигателей имеет важнейшее значе­ ние при проектировании новых двигателей, так как дает воз­ можность получить заданные тактико-технические данные.

В данном случае не будем рассматривать методы расчета характеристик, а ограничимся анализом характера их про­ текания.

Так как испытание двигателей проводится при различных атмосферных условиях, т. е. при различных температуре и дав­ лении наружного воздуха, то для сравнения полученных ре­ зультатов испытаний с данными, указанными в технических условиях, необходимо их приводить к стандартным атмосфер­ ным условиям (р0= 760 мм рт. ст., Т0= 288° абс). Приведение замеренных при работе двигателя оборотов ^ ш, секундного рас­ хода воздуха Gu-3aM, тяги Рзаш часового расхода топлива Суд производится по следующим формулам:

79