ИСПЫТАНИЯ ТОПЛИВНОЙ, ВОДЯНОЙ И МАСЛЯНОЙ СИСТЕМ

§ 1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

Системы двигательной установки играют очень большую роль при эксплоатации самолета, так как именно они обеспечивают нормальную работу двигателя и только при условии хорошей работы этих систем можно выжать из двигателя все, что он мо­жет дать. Опыт эксплоатации показывает, что очень часто вследствие дефектов систем двигательной установки, вскрываю­щихся при массовой эксплоатации, приходится значительно из­менять конструкцию самолета, что всегда сопряжено с ломкой серийного производства и чего можно было бы избежать при условии внимательного изучения двигательной установки еще в процессе испытаний опытного самолета. Иногда приходится из-за дефектов систем накладывать ограничения при летной эксплоа­тации самолета, понижающие его боевые и эксплоатационные качества.

Появление в эксплоатации турбореактивных двигателей в. значительной мере устранило трудности, связанные с конструи­рованием и эксплоатацией двигательной установки. Для совре­менных ТРД проблема охлаждения и смазки вообще не суще­ствует, а если необходимость в них и появится с увеличением мощности, то едва ли решение этих вопросов может создать су ­щественные затруднения. Проблема топливопитания в основном решена до высот порядка 16 000—18 000 м для больших высот придется делать закрытые системы, что также не представит больших затруднений. Таким образом конструирование двига­тельной установки в настоящее время представляет проблему только для поршневых двигателей.

Требования к системам двигательной установки весьма раз­нообразны; каждая система имеет свои специфические особен­ности. Однако некоторые общие черты имеются у всех систем.

Прежде всего, в каждой из этих систем рабочим телом являет­ся жидкость, причем нельзя допустить, чтобы жидкость превра-

щалась в пар * или нарушалась ее сплошность. Как известно, во всякой системе, в которой рабочим телом является жидкость, наиболее опасным врагом является кавитация: при пониженных давлениях происходит выделение растворенных газов или паров жидкости; это явление часто наблюдается в полостях рабочих насосов (центробежных, шестеренчатых, коловратных и т. д.), где по самому существу рабочего процесса неизбежно существен­ное понижение давления. Для каждого насоса имеется опреде­ленное предельное давление на входе, начиная с которого по­является кавитация; вследствие этого необходимо на входе иметь некоторый запас в отношении кавитации.

На фиг. 20. 1 представлена типичная кавитационная характе­ристика насоса; по оси абсцисс отложено давление на входе в на­сос рВх, по оси ординат — дав­ление на выходе рВых (или на­пор Рнас = Рсх—Рвых ПРИ W =

=const или же объемный рас­ход W при p„ac=-const). Харак­теристика получается обычно экспериментально при постоян­ных оборотах. При больших напорах на входе (точка А) насос работает нормально. По мере уменьшения давления на входе напор либо слегка па­дает, либо остается постоян­ным; начиная с некоторого кри­тического значения Рівхі (точ­ка В) начинается резкое падение напора, пока при некотором давлении pLX2 насос не потеряет полностью свою работоспособ­ность. Вид кривой АВС очень сильно зависит от типа насоса и от свойств жидкости. В ряде случаев давления р;вхі и ptx2 близ­ки друг к другу и кавитационная характеристика в точке В имеет перелом почти под прямым углом (пунктирная кри­вая на фиг. 20. 1); в других случаях начало кавитации (точка В) лежит дальше от точки С полной потери работоспособности на- <юса и кривая после точки В не имеет излома, а опускается вниз более или менее круто.

Очевидно, начало кавитации связано с давлением pt насы­щенного пара жидкости, которое зависит для данной жидкости от ее температуры. Для нормальной работы насоса необходимо иметь некоторый запас давления на входе рвх по сравнению с давлением пара pt. Разность Дрк=Рвх—pt называется кавита­ционным запасом и должна быть обусловлена для каж — [31]
дого типа насоса в зависимости от свойств жидкости и режима работы насоса.

При кавитации или частичном испарении жидкости в ней появляются паровоздушные включения, резко сни­жающие работоспособность системы; иногда эти включения об­разуют такие пробки, что — работа системы полностью нарушается.

Для обеспечения нормальной работы двигателя необходимо иметь определенное давление на входе в двигатель. Для обеспе­чения смазки давление масла на входе в двигатель должно быть не меньше определенной величины pM. min; для обеспечения пита­ния топливом давление последнего на входе в двигатель тоже не должно быть меньше некоторого минимума; наконец, давле­ние воды должно быть таким, чтобы в рубашках не могло — про­исходить кипение. j

В открытых системах, сообщающихся с наружной атмосфе­рой при помощи дренажных трубок, давления в отдельных [точ­ках системы понижаются и в конце концов на некоторой выроте давление становится недопустимо низким как в отнощенци воз­можности кавитации или кипения, так и в отношении требо­ваний со стороны двигателя. Эту высоту называют «п от о л к О м» или «границей высотности» системы. Естественно, что для современных самолетов с очень большим летным потол­ком необходимо — обеспечить и соответствующую высотность си­стем, что представляет очень трудную задачу. Для каждой си­стемы существует такая высота, выше которой неизбежно при­менение закрытых систем с наддувом. Для топливных систем та­кой высотой сейчас можно считать: для керосина 18—20 км, для бензина 8—10 км, для масла — порядка 20—24 км (на этой вы­соте начинается кипение масла); для воды эта высота значи­тельно ниже и уже давно приходится применять системы закры­того типа с дренажными клапанами.

Следует оговориться, что приведенные выше цифры характе­ризуют топливные системы только с точки зрения высотности. Если учесть потери горючего в результате испарения при боль­ших разрежениях в топливных баках, наддув необходимо при­менять на значительно меньших высотах.

Так или иначе, непременным и обязательным условием пра­вильной работы системы является определенный минимум давле­ния. Поэтому основным прибором при испытаниях являются мано­метры самых разнообразных типов; обычЪо употребляются ме­таллические манометры с трубкой Бурдона. хЖелательно приме­нение самописцев, особенно на одноместных самолетах. Необхо­димым прибором является также термометр, так как температу­ра для масла и воды определяет их свойства как охлаждающей среды, а кавитационные свойства топлива очень сильно зависят от температуры.

Помимо определения высотности необходимо пронести целый ряд испытаний систем для проверки надежности их работы. Так 30 772

как эти испытания н© представляют каких-либо особенностей с методической точки зрения, мы о них далее лишь упомянем, от­сылая за подробностями к специальным инструкциям и руковод­ствам.

§ 2. ИСПЫТАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Основная задача топливной системы заключается в правиль­ном питании двигателя топливом, что может быть обеспечено на­сосами двигателя лишь при условии, что на входе в насосы дав­ление выше определенно-го минимально необходимого давления р’Лшin. Если мы имеем систему открытого типа без специальных

Фиг. 20.2. Зависимость давле­ния топлива от барометриче­ской высоты.

приспособлений, поддерживающих давление в баке, то при уве­личении высоты давление во всех точках системы падает, пока давление на входе в двигатель рД не станет ниже минимально допустимого рд min. На фиг. 20. 2 изображена типичная кривая зависимости рл от барометрической высоты Нр для системы без насосов подкачки. В точке В при высоте Ягр давление рд сравни­вается с минимально допустимым и выше этой высоты — грани­цы высотности (потолка) топливной системы — нормальная ра­бота двигателя невозможна. Обычно это проявляется сначала в колебаниях давления, а затем питание двигателя прекращается И’двигатель «обрезает» — его работа прекращается.

Для увеличения давления на входе в двигатель в последнее время почти на всех типах высотных самолетов применяются специальные насо’сы подкачки, работающие независимо от двигателя и повышающие давление перед двигателем. Такого типа насосы обычно вмонтированы непосредственно в топливный бак. На фиг. 20. 3 изображена типичная зависимость рд от Нр при наличии насоса подкачки. В точке В включается насос подкачки, вследствие чего давление рд резко возрастает (до точки С) и граница высотности увеличивается до значения Ярр2. Падение
давления в этой точке обусловливается уже отказом самото насо­са подкачки из-за понижения давления на входе в него. Для дальнейшего увеличения высоты необходимо делать специаль­ный наддув в баках топливной системы.

Основная методическая задача при определении гра­ницы высотности топливной системы заключается в сле­дующем. Пусть в полете получена кривая давления рЛ и грани­ца высотности Нґр при каких-то фактических атмосферных усло­виях; найти границу высотности при определенных расчетных условиях.

Напишем выражение для р

Рвх pH Ргидр ”Ь ^7 "Ь А^надд’ (20.1)

Это уравнение означает, что потери давления па пути от ба­ка до входа в двигатель составляются из гидравлических потерь, но добавляется гидростатическое давление Лу; давление в баке равно атмосферному рн, увеличенному на давление наддува ЛРнадд. Отсюда запас на кавитацию

ДРк = Рвх —Pt = РИ—Ргидр + Лу + ДРнадд — pf (20. 2)

При других условиях, обозначая величины теми же буква­ми со штрихом вверху, получим

ДРк=Ря-Ргидр + + ДРнадд — pf

Отсюда легко получить уравнение:

Ря=Ря+(р;„др-р;„др)- (А’-Л)Т-(ДР„адд-ДРнадд ) +

+ (P’t —Pt) + (ДРК — ДРк)> (20.3)

показывающее, какое значение должно иметь новое атмосфер­ное давление при новом значении величин. Зная давление рн (известна барометрическая высота Нгр) на границе высотности системы, можем найти значение рн в новых расчетных условиях по формуле (20.3), а по табл. СА — значение границы высот­ности Нр в расчетных условиях.

Посмотрим, как подсчитать остальные члены, входящие в уравнение (20.3). Гидростатическое давление Л у изменяется крайне мало, так как положение самолета в пространстве почти не изменяется и величина h может измениться в основном вслед­ствие изменения уровня горючего в баке (на другой высоте будет израсходовано меньше или больше топлива), но это изме­нение очень мало и обычно полагают h’—h=0. Значительно боль­ше МОЖеТ быть Изменение ГИДраВЛИЧеСКИХ ПОТерЬ р’пидр—Рпидр, так как при изменении высоты изменяется расход топлива в двигателе. Однако, как показывает практика расчетов, влияние этого члена мало и им обычно пренебрегают.

30*

Большое изменение границы высотности может дать член Др’надд—Дрнадд, так как давление наддува может сильно ме­няться по высоте. Если наддув баков получается под действием скоростного наддува через дренаж или путем вывода дренажа в место с повышенным давлением, то он может сильно изме­няться в результате уменьшения скорости, плотности и давле­ния. Если наддув производится действием выхлопных газов дви­гателя, он изменяется вслед­ствие изменения противодав­ления в выхлопных патрубках. Только в том случае, если в системе имеется клапан, авто­матически поддерживающий Д Рнадд ~ const, можно прене­бречь этим членом. Поэтому при испытаниях рекомендуется

замерять изменение Дргіадд по высоте.

Наибольшее значение имеет член p’t—pt. Авиационное топ­ливо является многокомпонент­ной жидкостью. Поэтому нель­зя говорить о каком-то опреде­ленном давлении насыщающих паров; это давление зависит не только от температуры, но и от соотношения объемов жидкой и паровой фазы. На фиг. 20.4 для примера приведен гра­фик, показывающий зависи­мость давления насыщающих паров авиационного бензина Б-78 от температуры бензина t и от отношения объема паро­вой фазы b к объему жидкой фазы а. Поэтому вместо про­стого обозначения pt принято писать pt, Ьа.

Кроме того, нельзя считать, что явление кавитации обуслов­ливается только величиной pt, bia, так как при движении жидко­сти испарение происходит по законам, отличным от законов испа­рения покоящейся жидкости. По существу говоря, законы кави­тации многокомпонентных жидкостей в настоящее время изуче­ны крайне мало. Поэтому обычно на основании данных ряда экспериментов за величину pt, определяющую кавитацию, прини­мают значение pt, y і, т. е. значение давления насыщенного пара при температуре топлива і и отношении паровой фазы к „ Ь 4 жидкой — = — г-.

Из фиг. 20.4 видно, что значение pt,*u очень сильно зависит от температуры. Поэтому при испытаниях необходимо тщатель­но измерять температуру бензина в линии всасывания основного насоса при помощи специального термометра. За расчетную тем­пературу обычно принимают f=40°C. На первый взгляд, может показаться странным, что в условиях больших высот темпера­тура бензина берется столь высокой. Однако опыт летных испы­таний показывает, что температура топлива при подъеме на вы­соту мало изменяется из-за малой поверхности теплоотдачи. А нагрев топлива при долгой стоянке на земле при прямом дей­ствии солнечных лучей в летнее время легко может довести его температуру до 40°, а в отдельных случаях даже выше.

Перед полетом и после полета из бака отбираются специ­альные пробы топлива для измерения температуры и определе­ния упругости его паров.

Для определения расчетного давления обычно применяются формулы, позволяющие для данного сорта топлива найти давле­ние насыщающих паров pt в зависимости от температуры t. Так например, для бензинов применяют формулу

4,069—^

рш=р’-10 ‘m+t, (20.4)

где рг — упругость паров топлива при /=37,8°. Зная упругость паров при фактической температуре pt,*u и при расчетной р’ичх> легко найти разность p’ov,—Ричх. Так как пользование эмпи­рическими формулами типа (20.4) всегда вызывает не­уверенность, следует при испытаниях в условиях, силь­но отличающихся от расчет­ных, перед испытаниями по­догревать топливо в баках до температуры, близкой к расчетной.

Разберем последний член в формуле (20.3). Запас на кавитацию Арк зависит от условий работы насоса, т. е. от его оборотов, расхода топ­лива и напора, создаваемого насосом. На фиг. 20.5 при­ведены типичные кавитаци­онные характеристики топ­ливного насоса при разных расходах. По оси абсцисс отложено давление на входе ргх (или Рвх—Рь4/і )> по оси ординат —давления за насосом рд. Мини­мально допустимому давлению на выходе рд min соответствует определенное значение рвхь Разность Лрк=Рвхі—Ричх дает ка­
витационный запас. Имея такие характеристики для ряда рас­ходов W, можем найти Арк как функцию расходов, а зная рас­ходы двигателя (по измерениям или по высотным характери­стикам), можем найти Лр’к—Арк.

Основную роль в уравнении (20. 3) играет член p’t—pt. Для иллюстрации влияния этого члена приведем такой пример. Пусть при испытаниях граница высотности на бензине Б-78 ори темпе­ратуре 10° С получилась равной 9000 м (рн=230 мм рт. ст.). Определим границу высотности при температуре бензина 40°. По фиг. 20.4 имеем pt, 4/j = 130 мм рт. ст., pUsu =360 мм рт. ст. От­сюда, пренебрегая всеми членами, кроме р—Pt, получим рн=рн +р’і,<и—pt,*u = 230+360—130=460 мм рт. ст., что соот­ветствует высоте 4000 м таким образом только подогревом топ­лива на 30° мы снижаем границу высотности системы с 9000 м до 4000 м, т. е. на 5000 м.

Очень часто пересчет по уравнению (20. 3) проводят, прене­брегая всеми членами, кроме p’t—pt. При желании уточнить ре­зультат можно, получив таким образом первое приближение для новой границы высотности, подсчитать расходы топлива по ха­рактеристике двигателя, подсчитать члены Д//„адД — А/?НаДЛ и Ар’к—Арк и получить новое значение р н, по которому найти вто­рое приближение границы высотности. Этот процесс приближения можно повторить, іно обычно даже второе приближение мало отличается от первого.

Кроме проверки высотности топливной системы, обычно при летных испытаниях производится проверка надежности по дачи горючего к двигателю при всех возможных режимах работы двигателя (стационарных и переходных) и всех возмож­ных режимах полета, включая резкие маневры. Особенно следует обратить внимание на такие режимы полета, когда возможно оголение штуцеров бака и временное прекращение подачи топ­лива в двигатель, например, полет на спине или полет с отрица­тельной перегрузкой (при заходе в пикирование). При таких ре­жимах вследствие инерционных нагрузок возможно также умень­шение давления на всасывании и переход насоса на кавитацион­ный режим. t

Все испытания на надежность работы системы следует про­изводить, естественно’, при наименее выгодной последователь­ности включения баков.

Одновременно со всеми этими испытаниями проводится опре­деление равномерности выработки топлива из крыльевых баков. На земле определяется минимальный запас горючего, при ко­тором возможна бесперебойная работа двигателя, проверяется аварийный слив, емкость баков и время заправки горючего.

Наконец, весьма важным элементом испытаний является про­верка системы нейтральных газов. Для определения пожарной безопасности определяют состав и концентрацию нейтральных

газов в баках. Если эта система служит одновременно для над­дува баков, определяют величину наддува; граница высотности системы в этом случае проверяется как при включении систе­мы ИГ, так и без нее. Проверяют также баки на опасность де­формации под действием излишнего наддува.