Разработка компоновочной схемы силовой установки самолета

Страница 3

В случае выхода из строя одного из двигателей при открытом кране перекрестного питания топливо будет подаваться к работающему двигателю не только от своей заборной магистрали, но и заборной магистрали неработающего двигателя.

Дублирование ПН ЛА

Выражается в установке двух параллельно работающих насосов, каждый из которых обладает производительностью, достаточной для самостоятельного питания двигателей топливом. При совместной работе каждый ПН ЛА обеспечивает примерно половину расхода топлива двигателями.

Найдем максимальный объём топлива, который могут вместить в себя консоли крыла самолёта по формуле:

,

где =0.13 -средняя удельная толщина профиля крыла;

- площадь крыла;

- удлинение крыла.

Тогда получим

.

Тогда максимальное количество топлива, которое могут в себя вместить консоли крыла

,

где - плотность топлива.

Количество топлива, которое можно разместить в баке, больше чем предполагалось в нулевом проектирование. Из этого следует, что топливо помещается в крыльях, но при увеличения дальности самолета, для дополнительного объема топлива можно использовать центроплан.

Расчет топливной системы на высотность

Топливная система рассчитывается на высотность для случаев, когда необходимо проверить работу магистралей подачи топлива к двигателям в наиболее неблагоприятных условиях полёта. К таким случаям относятся:

Основной расчетный случай соответствует полету с максимальной скоростью на

высоте, обычно ниже потолка на 2-3 км. Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полета максимальна, положение самолета и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчет системы производится для упругости паров Pt4/1, соответствующей максимальной расчетной исходной температуре топлива (не ниже40°С).

Полет на потолке (проверочный расчет). Принимается, что двигатели на максимальном режиме, а инерционные потери Pj равны нулю.

Полет на режиме, соответствующему максимальному расходу топлива. Двигатели работают на максимальном или форсированном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной. В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.

Для проектировочного расчета топливной системы на высотность с известной высотой полета используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос (Рвх) на двигателе1.Основной расчётный случай, соответствующий полёту с максимальной скоростью на высоте, ниже потолка на 2-3 км.

Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полёта максимальна, положение самолёта и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчёт системы производится для упругости паров , соответствующей максимальной расчётной температуре топлива (не ниже +40°С).

Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению плотности топлива, увеличению упругости паров, возрастанию скоростного течения топлива в трубопроводах (что приводит к росту гидравлических сопротивлений).

2.Полёт на потолке (проверочный расчёт). Принимается, что двигатели работают на максимальных режимах, а инерционные потери равны нулю.

3.Полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива.

Двигатели работают на максимальном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной (-50 °С). В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.

Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос () на двигателе: