Вязкость топлива

В технике обычно пользуются кинематической вязкостью ν, имеющей размерность м²/c Вязкость топлива вызывает существенные гидравлические сопротивления топлива при движении по трубопроводам, особенно при низких температурах. Высокая вязкость топлива может ухудшить работу агрегатов топливной системы; распыл и смесеобразование топлива в камере сгорания. Это имеет особое значение для двигателей, работающих на утяжеленных сортах топлива. Весьма малая вязкость топлива при подогреве его до высоких температур может изменить условия смазки движущихся частей регулировочной аппаратуры. Кроме того, с увеличением вязкости требуется большая мощность насоса для прокачки топлива через трубопроводы.

Рис. 5.2 Зависимость кинематической вязкости топлива ν от его температуры tтопл

Конкретные значения ν для ряда топлив показаны на графике рис. 5.2

Растворимость воды.

Все авиационные топлива способны растворять воду, в том числе и атмосферную. Количество растворенной в топливе воды зависит от температуры, влажности и давления окружающей среды и составляет для различных сортов топлив (0,00188 … 0,0358) % соответственно для температур (от –10 до +60)⁰С. Чем выше значения этих параметров в надтопливном пространстве, тем интенсивнее растворяется вода. Если влажность воздуха постоянная, то при увеличении температуры топлива растворимость воды в нем возрастает, и влага из воздуха переходит в топливо. При уменьшении температуры топлива процесс идет в обратном направлении.

Вода в топливе может быть свободной и эмульсионной. Свободная вода скапливается в отстойниках баков и трубопроводов, откуда при положительных температурах может быть легко дренирована, а при отрицательных, замерзая, -мешает сливу отстоя и всевозможных примесей. Эмульсионная вода, замерзая, выпадает из топлива в виде кристаллов льда, которые блокируют топливные фильтры и ухудшают работу некоторых автоматических устройств.

Наибольшее распространение для борьбы с льдообразованием в топливных системах получили следующие методы.

1. Добавление в топливо присадок в количестве (0,1…0,3)% массы топлива: жидкости «И» (этилцеллозольв), «ТГФ» (тетрагидрофурфурил), понижающих температуру кристаллизации воды и удерживающих ее в растворенном состоянии, (без образования кристаллов льда) до -60°С.

2. Подогрев топливных фильтров горячим воздухом, отбираемым от компрессора двигателя, или маслом из системы смазки двигателя.

Растворимость воздуха.

В реактивных топливах растворимость воздуха значительна и тем больше, чем меньше плотность, поверхностное натяжение и вязкость топлива. Различные сорта топлив характеризуются разной способностью растворять в себе воздух. Бензины растворяют примерно (20…25) %, керосины - (15…20)% объема воздуха при температуре ~ 20⁰ С. Основные компоненты воздуха, т. е. кислород и азот, обладают различной растворимостью в топливе. С повышением температуры растворимость их в топливе уменьшается, а увеличение давления приводит к ее росту. Однако кислород в топливе растворяется в большем объеме, чем его содержится в воздухе. Так в одном литре керосина при 20⁰ С растворимость азота составляет 0,137л, а кислорода – 0,212 л.

При последующем выделении растворенного воздуха в надтопливном пространстве будет находиться азота 0,38% , а кислорода – 0,62%, что, приблизительно, в 3,0 раза кислорода больше, чем в атмосферном воздухе. Это может явиться потенциальной причиной возникновения пожара. Поэтому надтопливное пространство желательно заполнять нейтральным газом (азотом).

Растворимость воздуха в топливах значительно меняется от внешнего давления. При достаточно быстром подъеме самолета из топлива будет выделяться растворенный в нем воздух. Практика показывает, что выделение воздуха из керосина происходит не постепенно, а несколько задерживается. При подъеме на высоту, несколько превышающую 8 км, наблюдается одновременное выделение значительного количества воздуха. Внешне это явление похоже на кипение топлива. Оно сопровождается интенсивным испарением топлива, возникновением кавитации в трубопроводах. Мнимое «закипание» топлива большой практической опасности не представляет, так как оно наблюдается кратковременно.

Термическая стабильность.

Термическая стабильность является одним из важнейших показателей топлив самолетов. Она оказывает весьма существенное влияние на работу топливной системы реактивных двигателей. При нагреве топлив в топливных системах реактивных самолетов в возможно образование нерастворимых осадков. Они вызывают образование отложений на деталях топливных агрегатов и приводят к засорению топливных фильтров и форсунок. Термическая стабильность реактивных топлив зависит в значительной степени от его химического состава, а также от условий эксплуатации авиационной техники.

Для реактивных топлив термическая стабильность оценивается по количеству образовавшегося осадка при повышенных температурах и для каждого типа топлива строго нормировано.

Теплота сгорания.

Теплота сгорания H_u – количество энергии, выделяющееся при полном сгорании топлива, отнесенное к единице массы. Для стандартных реактивных топлив теплота сгорания находится в пределах (42900…43400) кДж/кг. Объемная теплота сгорания H_v зависит от плотности топлива ρ и выражается H_v= H_u ρ кДж/м³ .

Современная топливная система является комплексом систем: обеспечения двигателей топливом; дренажа топливных баков и наддува топливных аккумуляторов; управления заправкой и подачей топлива; измерения его расхода и количества. Систему обеспечения двигателей топливом можно разбить на ряд магистралей:

подачи топлива к двигателям (в том числе к пусковой топливной аппаратуре и к вспомогательной силовой и компрессорной установке),

перекачки в расходные и балансировочные баки, перекрестного питания, перепуска, заправки, слива.

5.4. ЗАПАС ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ

Масса топлива составляет примерно 30-60% взлетной массы самолета. Изменение массы топлива для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз) для транспортных самолетов в зависимости от взлетной массы самолета показано на рис. 5.3. Эти зависимости действительны для самолетов, как с турбореактивными, так и с поршневыми двигателями. В связи с ростом требований, предъявляемых к самолетам по скорости и высоте полета, и увеличением сложности задач по навигации и применению для самолетостроения характерна тенденция к увеличению взлетной массы самолетов. При этом увеличивался и запас топлива на самолетах, масса топлива М_т, стала занимать большую часть взлетной массы самолета М _взл

Масса потребного количества топлива на борту самолета может быть оценена несколькими способами в зависимости от требуемой точности.

Наибольшая точность расчета количества топлива на выполнение программы полета М_пр достигается при использовании зависимости:

М_пр= , (5.1)

где C_уд - удельный расход топлива, ;

R – тяга двигателя, Н; τ - время полета, час

В этой формуле C_уд и R представляют собой функции высоты и скорости полета, которые находятся в соответствии с графиком полета.

Рис.5.3 Изменение массы топлива М т(п.н.) в зависимости от взлетной массы самолета Мвзл для самолета-истребителя и полезной нагрузки (топливо+груз), для военно-транспортных самолетов и бомбордировщиков (без внешних подвесок): 1- военно-транспортных самолетов, 2 – бомбордировщиков, 3 - истребителей

Все время полета дробится на интервалы с шагом ∆τ, в пределах которого берутся средние значения C_уд и R, что и определяет необходимый запас топлива на выполнение программы полета

Тогда:

М_т= М_пр+М_аэр+М_доп. (5.2)

Здесь М_аэр – принимаемый аэродинамический запас топлива, соответствующий одному часу полета на крейсерском режиме; М_доп – дополнительное топливо, расходуемое на прогрев двигателей, рулежку и ожидание взлета.

Для прикидочной оценки количества топлива на выполнение полета можно воспользоваться зависимостью:

М_пр= ; кг, (5.3)

где

R_ср – осредненная тяга двигателей на всей дальности полета L,

H_u – теплотворная способность топлива,

η_су – полный кпд силовой установки (при его оценке возникают определенные сложности, т.к. он характеризует все энергетические потери самолета в целом и составляет (15…25) %.

Общий запас топлива, как и в предыдущем случае, определится по формуле 5.2.

В общем случае запас топлива на борту самолета можно записать:

М_т=A_т М_пр

Коэффициент A_т зависит от типа, назначения и программы полета самолета, может использоваться для оценки топливных систем самолетов одинакового назначения. Он показывает, какой дополнительный резерв топлива необходимо размещать на борту самолета для обеспечения соответствующего уровня безопасности полетов. По иностранным данным, для самолетов-истребителей это резерв может составить 7-10% от топлива, необходимого для выполнения программы полета (A_т= 1,07…1,1), у транспортных самолетов коэффициент A_т= 1,2…1,21. В зависимости от общего запаса топлива на борту величина его резерва может составить сотни и тысячи килограммов, поэтому желательно его регламентировать и контролировать. Некоторые соотношения масс силовой установки:

-масса топлива на самолете 100%

-масса конструкции топливной системы 8…9%

-масса не вырабатываемого остатка топлива 1,5…2,5%

-масса не сливаемого остатка топлива 0,3…0,4%