ОСНОВЫ РАСЧЕТА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Расчет топливной системы сводится к следующему:

- определение потребной емкости баков;

- определение необходимых объемов воздушных подушек, особенно для закрытых систем;

- расчеты, связанные с порядком выработки топлива из баков и обеспечением центровки самолета;

- расчет топливной системы на высотность.

Высотностью топливной системы называется предельная высота полета, до которой обеспечивается бесперебойная подача топлива к основным насосам двигателя с необходимым давлением и требуемым расходом.

Поскольку с первого по третий пункты полностью решаются в процессе предварительных эскизных компоновок самолета, далее эти вопросы не рассматриваются и считается, что в расчете топливной системы заданными являются емкости баков, их конфигурация и размещение на самолете, а также потребный порядок выработки топлива.

Требования при расчете высотности топливной системы

Технические условия должны предусматривать самые невыгодные из возможных режимов условия эксплуатации самолета:

- принципиальную и монтажную схемы топливной системы с их геометрическими и гидравлическими характеристиками;

-максимальные расходы топлива Q;

-наиболее высокие (а иногда самые низкие) расчетные температурные условия топлива t (РаТУ);

-максимальные высоты полета H _рас;

-наибольшую скороподъемность;

-максимальные перегрузки n _x, n _y и n_z.

-напорные и кавитационные характеристики насосов ТС самолета.

Дополнительно должны быть известны:

физические характеристики топлива – плотность r, коэфф. кинематической вязкости n, давление насыщенных паров топлива при эксплуатационной температуре Р_t.

Рассчитываются участки магистрали, находящиеся в наименее благоприятных условиях подачи топлива (по длине трубопроводов и относительной высоте одного объекта над другим). Поэтому расчетная схема топливной системы должна давать представление о протяженности магистралей и взаимном расположении агрегатов. Исходя из наименее благоприятных условий, берется случай, когда топливо в баке на исходе (т. е. уровнем топлива в баке следует пренебречь).

В общем случае расчеты выполняются для ряда режимов. Необходимо проверить работу магистралей подачи топлива в наиболее тяжелых условиях работы. Таковыми являются разбег и разгон самолета до скорости отрыва, взлет и набор высоты на максимальном режиме, горизонтальный полет на высоте заданного эшелона. Перегрузки п определяются из аэродинамических расчетов. Если этих данных нет, то для самолетов гражданской авиации можно принять:

п_у=(+4…-0,5); п_х=±0,3; п_z=0.

Зависимость объемного расхода топлива двигателем от высоты полета (рис. 5.15) указана в его характеристиках.

Необходимые режимы работы двигателей определяются аэродинамическими расчетами. Для расчета высотности ВС гражданской авиации с работающими НП1 рекомендуется принять характер изменения объемного расхода топлива по линии абв, соответствующей максимальному режиму, а для расчета высотности с неработающими НП1 - по линии абгд, где участок гд - крейсерский режим.

Расчет ТС можно подразделить на два варианта: проектировочный и проверочный.

5.10.1. Проектировочный расчет высотности ТС.

Он сводится к оценке источников давления (величины наддува в топливном баке Δр_б. и давления за подкачивающим насосом р_нас.), которые, преодолев все гидравлические потери по тракту топливной магистрали, обеспечивали бы потребное давление на входе в основной топливный насос двигателя.

Расчет ТС базируется на уравнении Бернулли, записанного для двух сечений 1-1 и 11-11, высота уровней соответствующих сечений y_1-1 и y_11-11 оценивается относительно произвольно взятой базовой плоскости 0-0. Все обозначения даны на расчетной схеме рис.5.16.

р₁+y₁ρg+ =p₁₁+y₁₁ρg+ +Δp, ( 5.6 )

где p₁- давление в надтопливном пространстве;

V₁- вертикальная скорость перемещения жидкости в баке;

V₁₁- скорость движения топлива на выходе из топливной системы;

Δp - потери давления по тракту подкачивающей магистрали.

Здесь можно принять V_{1 ,} исходя из FVρ= сonst, то ,а F₁>>F₁₁ и V₁<<V₁₁.

Тогда ( 5.6 ) можно записать:

p₁=p₁₁+(y₁₁- y₁) ρg + +p_трен. +p_местн. +p_ин. , (5.7)

где p_трен. , p_местн. , p_ин. соответственно потери давления от трения, от преодоления местных сопротивлений и инерционные давления.

Статическое давление в сечении 1-1определяется давлением атмосферы p_H , соответствующей заданной высоте полета H, и величиной наддува топливного бака Dp_б.: p₁ =p_H+Dp_б..

Наддув баков (Dp_б.) не следует делать больше минимально необходимого, так как это вызывает неоправданное увеличение массы баков (или контейнеров - в случае мягких баков) особенно, если в конструкции присутствуют баки с более или менее плоскими стенками.

Для несущих баков наддув можно принять несколько увеличенным, так как влияние внутреннего давления на вес баков в этом случае существенно снижается. Встречаются даже случаи при очень тонкостенных баках или при передаче стенкой бака тяги двигателя, когда повышение внутреннего давления улучшает условия работы конструкции несущего бака и даже приводит к снижению его веса.

Обычно для самолетов с насосной подачей принимается Dp_{б max} 30 кПа. В случае вытеснительной подачи - Dp_б. = 80 кПа.

Давление p₁₁ есть ничто иное, как потребное давление на входе в насос (ДЦН или основной насос двигателя) p_{вх потр.} и может быть определено по выражению (5.4) или по имеющимся кавитационным характеристикам.

Выражение (5.7) запишется в следующем виде, если считать левую часть уравнения источниками давления, а правую - потерями:

p_H +Dp_б. = p_{вх потр.} ± yrg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + , (5.8).

Гидростатическое давление. В случае горизонтального полета гидростатическое давление yrg определяется высотой y (см. рис. 5.16). Знак «+» берется в случае принижения уровня топлива в баке относительно выходного трубопровода ТС и в противном случае – знак «-»

В полете с некоторым углом j к горизонту y находится как превышение зеркала топлива в расходном баке над окончанием топливной системы самолета и запишется в следующем виде:

y= -h_топл ± , (5.9).

где h_топл -превышение высоты топлива над заборным патрубком бака;

l_x и l_y –проекции длин трубопроводов (при сложной пространственной схеме) на соответствующие координатные оси самолета.

Знаки перед суммой определяются по следующему правилу: если топливо в трубопроводах течет по направлению земного тяготения, то берется знак «-» и в противном случае – знак «+»

Гидравлические потери. Путевые потери давления p_трен. вызываются трением жидкости о стенки трубопровода и выражается:

p_{трен. = ,} (5.10)

где l – длина трубопровода,

d - гидравлический диаметр диаметр трубопровода.

Здесь же для турбулентного течения коэфф. трения , число Рейнольдса Re=Vd/ν, где ν – коэфф. кинематической вязкости топлива при эксплуатационной температуре топлива.

В проектировочных расчетах V принимается равной (1…2) м/с при движении топлива самотеком и (4…7) м/с при насосной подаче. Потребный диаметр d при заданной прокачке топлива Q определится:

d= , (5.11)

Полученное значение d округляется до стандартного значения, далее оценивается p_трен (формула 5.10) по истинным величинам V и λ.

Местные потери. Потери давления, вызванные преодолением местных сопротивлений p_мест.:

p_мест.= ξ , (5.12)

где ξ- коэфф. сопротивлений магистрали системы (принимается конкретно для каждого агрегата по справочным данным).

Инерционные давления. Инерционные потери давления р_ин для всей магистрали подкачки записываются:

р_ин.= р_{x ин.}+ р_{y ин.} + р_{z ин.} =ρg[n_x l_x +(n_y-1) l_y +n_z l_z ], (5.13)

где l_x , l_y, l_z - суммарные проекции длин трубопроводов на соответствующие координатные оси самолета.

Инерционные потери давления могут быть как положительными, так и отрицательными в зависимости от направления действия перегрузок n

В направлении осей х и z перегрузки обычно невелики, но зато длины трубопроводов могут быть большими. Как правило, все же наиболее существенной оказывается перегрузка в направлении оси у, доходящая в отдельных случаях до расчетных значений п_у = (10… 12)

Для расчета необходимо брать предельно неблагоприятный случай, когда все давления относятся к категории потерь.

Теперь, когда определены все составляющие потерь, из (5.8) можно найти величину источника давления:

Dp_б. = p_{вх. потр.} ± yrg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + - p_H . (5.14)

Если полученное значение Dp_б >30 кПа, то в систему необходимо включить подкачивающий насос с давлением на выходе р_нас.

В этом случае выражение (5.14) примет вид:

р_нас. = p_{вх. потр.} ± yrg +(p_трен.)₁ +(p_мест.)₁ + +( )₁-( p_H +Dp_б)_. (5/15)

В (5.15) значения (p_трен.)_1, (p_мест.)₁ и ( )₁ определить при новых значениях скоростей, соответствующих насосной подаче топлива [принимается V=(4…7) м/с]. Полученное значение р_нас. соответствует одному расчетному режиму Работы силовой установки.

5.10.2.Проверочный расчет высотности ТС (полет на потолке).

Полет на потолке предполагает равномерный и горизонтальный полет. В этом случае инерционные потери давления р_ин. равны нулю.

Особым случаем расчета топливной системы является проверочный расчет ее высотности на высотах существенно выше статического потолка самолета в связи с тем, что для скоростных самолетов с высокой энерговооруженностью динамический потолок может значительно отличаться от статического.

Для некоторых (например, опытных) самолетов остановка двигателей на предельных высотах в ряде случаев допустима, поскольку после выполнения задания самолет может снизиться до умеренных высот, на которых система запуска позволяет произвести надежный запуск двигателей и продолжать полет. Для боевых самолетов необходимость существенного снижения высоты полета для запуска двигателей может полностью уничтожить все преимущества, получаемые за счет превышения статического потолка путем использования накопленной кинетической энергии. В связи с этим и возникает необходимость обеспечения надежной работы топливной системы не только до высоты статического потолка, но и до высот, на которых еще может поддерживаться работа камеры сгорания двигателей при падении М_H полета.

В этом случае расчет сводится к оценке достаточности давления топлива на входе в основной насос двигателя, когда в уравнении (5.15) p_{вх. потр.} становится располагаемым давленим р_вх.рас

p_{вх. рас.}= ( p_H +Dp_б +p_нас.) -( ± yrg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + ), (5.16)

Очевидно, необходимым условием будет:

р_вх.рас > p_{вх. потр.}

Отдельным случаем может служить расчет по определению предельной высоты полета (уменьшение массы самолета за счет демонтажа определенного оборудования), тогда уравнение (5.15) необходимо решить относительно p_H :

( p_H)_min = p_{вх. потр.} ± yrg + p_трен. + p_мест. +р_ин. + - (Dp_б.+ p_нас. ). (5.17)

По полученному значению ( p_H)_min в соответствии с международной стандартной атмосферой (МСА) находится максимальная высота H_max.

Дата добавления: 2014-10-08; просмотров: 644; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!