Назначение силовых установок, требования к ним
Силовая установка на самолете представляет собой совокупность двигателя с его агрегатами, систем и устройств, обеспечивающих надежную работу двигателя в различных условиях полета.
В силовую установку входят:
1) двигатель (поршневой, турбовинтовой, турбовентиляторный, турбореактивный, прямоточный воздушно-реактивный, ракетный и др.) с агрегатами и системами запуска и управления;
2) воздушный винт (для силовых установок с поршневыми и турбовинтовыми двигателями);
3) моторная рама или другой вид подвески и крепления двигателя к конструкции самолета;
4) капоты, обтекатели, гондола двигателя;
5) системы питания двигателя топливом и смазочным с баками;
6) системы охлаждения двигателя и его агрегатов;
7) устройства для всасывания воздуха (кроме силовых установок с ракетными двигателями) и выхлопа отработанных газов;
8) системы управления и контроля за работой различных агрегатов;
9) противопожарные устройства;
10) противообледенительные устройства.
В настоящее время на самолетах устанавливаются силовые установки с различными типами двигателей.
К силовым установкам, независимо от их типа и места расположения на самолете, предъявляются следующие основные требования:
1. Выгодное с аэродинамической точки зрения расположение силовой установки на самолете и рациональное конструктивное оформление ее.
2. Минимальные потери в системах всасывания и выхлопа.
3. Поглощение вибраций двигателя и винта креплениями силовой установки к самолету так, чтобы вибрации не передавались на конструкцию самолета.
4. Компенсация узлами крепления температурных перемещений корпуса двигателя, т. е. обеспечение свободного перемещения отдельных точек двигателя, вызванного его нагревом.
5. Быстрое снятие и установка двигателя и его агрегатов на самолет.
6. Легкий доступ ко всем частям двигателя и его оборудования, требующих периодического осмотра и регулирования.
7. Обеспечение для военных самолетов живучести (малой поражаемое™ в боевых условиях) всей силовой установки, т. е. правильное расположение защитных устройств для наиболее уязвимых агрегатов.
8. Локализация пожара при его возникновении в пределах отсека двигателя. Пожарные перегородки должны вполне надежно защищать каркас самолета от распространения пожара.
Кроме того, двигатель должен иметь возможно большую мощность или тягу и высотность при возможно меньшем весе, надежно работать в пределах установленного срока, легко запускаться в любую погоду и на различных высотах, обладать возможно меньшими габаритами, иметь малый удельный расход топлива и хорошую приемистость, т. е. способность быстро изменять число оборотов.
Расположение силовых установок на самолете
На самолетах небольших размеров ТРД обычно устанавливаются в хвостовой части фюзеляжа. При таком расположении двигателей представляется возможным разместить экипаж в переднем отсеке фюзеляжа. Кроме того, ось выхлопного сопла двигателя, как правило, совпадает с осью хвостового отсека фюзеляжа и проходит через центр тяжести самолета; поэтому балансировка самолета при изменении режима работы двигателя почти не нарушается. Существенным недостатком расположения турбореактивных двигателей в хвостовом отсеке фюзеляжа является конструктивная сложность создания входных устройств для воздуха, поступающего в двигатели. В этом случае входные каналы приходится делать длинными, в результате чего заметно увеличиваются потери. Иногда для кратковременного увеличения максимальной скорости полета устанавливают в хвостовом отсеке фюзеляжа ускорители. В качестве ускорителей в настоящее время используются маломощные ракетные двигатели, преимущественно ЖРД. Самолеты, предназначенные для полетов на больших скоростях и высотах (ракетопланы), снабжаются мощными ракетными двигателями, которые обычно располагаются в хвостовом отсеке фюзеляжа. На самолетах, имеющих два, четыре и более реактивных двигателя, двигатели обычно располагают на крыльях. Компоновка силовых установок на крыле может быть различной. Так, в целях уменьшения сопротивления лучше двигатели располагать в наиболее толстой части крыла (центроплане). Кроме того, при таком расположении двигателей проще осуществить полет с неработающим двигателем (меньше заворачивающий момент от несимметричной тяги), упрощается топливная система за счет более коротких трубопроводов. В этом случае крыло сохраняет хорошую аэродинамику и уменьшается вес конструкции крыла вследствие разгрузки его. Наряду с этим следует отметить, что полет с неработающим двигателем при такой схеме затруднен из-за большого разворачивающего момента. Расположение двух или четырех двигателей в специальных гондолах на хвостовой части фюзеляжа имеет свои особенности. Прежде всего при такой компоновке двигателей резко возрастает пожарная безопасность и уменьшается шум в кабинах пассажиров и экипажа. Возможна установка ТРД на крыльях на некотором расстоянии от корня крыла. В этом случае гондолы двигателей могут быть использованы для убирания шасси. Однако такое расположение двигателей увеличивает сопротивление крыла и снижает эффект стреловидности (критическое число М). На современных самолетах двигатели часто располагают под крыльями на пилонах. Такая схема выгодна с точки зрения аэродинамики, так как значительно снижается интерференция между , гондолой двигателя и крылом. Однако конструкция гондол, пилонов и элементов крепления получается довольно сложной и тяжелой. Большим недостатком является также близкое расположение воздухозаборников к земле, что приводит к быстрому износу деталей и агрегатов двигателя вследствие попадания во всасывающую систему пыли и песка. Желание конструкторов найти наиболее выгодное расположение двигателей привело к размещению их на концах крыльев. Кроме того, улучшается аэродинамика крыла, представляется возможным расположить механизацию крыла по всему размаху. По высоте фюзеляжа двигатели можно расположить так, чтобы тяга их проходила вблизи центра тяжести самолета, что уменьшает влияние работы двигателей на продольную балансировку самолета. Недостатком такой схемы является увеличение веса крыла (на 2-4%), так как отсутствует разгрузка крыла массовыми силами двигателей. Несмотря на это указанная схема находит в последнее время широкое применение.

ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ. ВЫХЛОПНЫЕ УСТРОЙСТВА

Воздухозаборники
Расположение и устройство воздухозаборников силовых установок имеет весьма важное значение. Степень использования скоростного напора сильно влияет на величину тяги (мощности). Так, например, в турбореактивных двигателях около 30% повышения давления воздуха приходится на долю скоростного напора, а остальные 70% осуществляются компрессором. В прямоточных воздушно-реактивных двигателях сжатие воздуха осуществляется только скоростным напором. Поэтому всасывающим устройствам при проектировании самолетов с реактивными двигателями следует уделять большое внимание. Воздухозаборники для самолетов с турбовинтовыми (а также поршневыми) двигателя ми обычно выполняются в виде кольца и внизу или вверху гондолы. Кольцевой воздухозаборник в наибольшей мере удовлетворяет изложенным выше требованиям. В этом случае благодаря вращению обтекателя винта устраняется торможение пограничного слоя, что создает благоприятные условия для более эффективного использования скоростного напора. Формы внутреннего канала должны обеспечивать малые гидравлические потери, для чего переходы и повороты каналов следует делать плавными, а внутренняя обшивка должна клепаться потайными заклепками. Воздухозаборники для самолетов с турбореактивными двигателями бывают лобовые, боковые, крыльевые, а иногда их располагают внизу или вверху фюзеляжа. Лобовые воздухозаборники располагаются в носовой части фюзеляжа или в передней части гондол двигателей. Воздухозаборники, расположенные в передней части фюзеляжа, являются достаточно эффективными. Однако при этом неизбежны большие потери на трение, так как приходится делать длинные каналы. Один канал с воздухозаборником в носке значительно усложняет конструкцию фюзеляжа, размещение топливных баков и увеличивает площадь поперечного сечения (мидель) фюзеляжа. Раздвоенные каналы, проходящие по бортам фюзеляжа, позволяют более компактно разместить в фюзеляже топливо и различное оборудование. Лобовые воздухозаборники на дозвуковых или сверхзвуковых самолетах с числом М1,5. Поэтому на сверхзвуковых самолетах, летающих на числах М>1,5, применяют профилированное (иногда коническое) остроносое «центральное тело», которое обеспечивает возникновение системы косых скачков на нем. При этом значительно снижается потеря энергии на входе в воздухозаборник. Наивыгоднейшее расположение «центрального тела» относительно воздухозаборника и наивыгоднейшая величина проходного сечения для воздуха (между телом и заборником) меняется при изменении числа М. На современных сверхзвуковых самолетах «центральное тело» может автоматически, в зависимости от числа М, перемещаться вдоль оси двигателя, занимая оптимальное положение. Такие заборники называются заборниками с регулируемой геометрией. Боковые воздухозаборники размещаются сбоку фюзеляжа. Они применяются обычно для забора воздуха к двигателям, установленным в хвостовом отсеке фюзеляжа. Эти воздухозаборники позволяют уменьшить длину канала, а следовательно, и гидравлические потери. Однако на входе в боковой воздухозаборник скоростной напор меньше, чем на входе в лобовой, так как теряется часть скоростного напора вследствие трения воздуха о поверхность фюзеляжа. Для уменьшения потерь при расположении двигателей в хвостовом отсеке фюзеляжа каналы крыльевых воздухозаборников имеют значительную кривизну, а следовательно, и существенные потери скоростного напора. при входе необходимо применять отсос приторможенного стенкой фюзеляжа слоя воздуха-пограничного слоя. Отсасывание осуществляется через отдельную полость, начинающуюся на входе в воздухозаборник. Эта полость представляет собой один или несколько каналов, по которым воздух отводится от воздухозаборника. Расположение воздухозаборников в нескольких сантиметрах от боковой поверхности фюзеляжа дает тот же эффект. Крыльевые воздухозаборники располагают обычно в носовой части крыла вблизи бортов фюзеляжа. В конструкцию воздухозаборников входят элементы конструкции фюзеляжа или крыла. Во избежание падения давления в каналах соединения частей их должно быть герметичным.
Выхлопные устройства
Отвод реактивной струи турбореактивного и турбовинтового двигателей осуществляется с помощью выхлопной трубы и не должен вызывать уменьшение тяги и местный перегрев конструкции самолета. Для уменьшения веса выхлопной трубы, упрощения охлаждения и креплений выхлопную трубу желательно делать более короткой, однако в большинстве случаев длина трубы определяется общей компоновкой самолета. Местный перегрев предотвращается установкой вблизи выхлопных газов обшивки из листовой жароупорной стали и теплоизоляцией горячих частей двигателя. Выхлопную трубу покрывают кожухом, через который продувается воздух, или защищают теплоизоляционным покрытием. Выхлопная труба делается из листовой жароупорной стали. Крепление выхлопной трубы по переднему фланцу осуществляется к двигателю. Для воспринятая монтажных перекосов и осевых перемещений вследствие расширения от нагрева это соединение делают телескопическим с шаровым шарниром. Задний конец трубы подвешивается на шарнирной подвеске, не препятствующей температурным перемещениям трубы или опирается с помощью роликов на рельсы, проложенные в гондоле.

КОНСТРУКЦИЯ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ К САМОЛЕТУ

Для установки двигателя и крепления его к конструкции фюзеляжа или крыла применяются моторные рамы (или другие виды крепления). Независимо от типа и конструкции креплений двигателя к самолету они должны удовлетворять общим требованиям, основных требований к силовым установкам. Кроме того, они должны иметь минимальный вес при достаточной прочности и жесткости.
Нагрузки, действующие на крепление двигателя
В общем случае на крепление двигателя действуют следующие нагрузки:
1. Массовая сила /расч, определяемая как произведение коэффициента расчетной перегрузки на вес силовой установки, состоящий из веса двигателя и агрегатов (винт, обтекатель винта, моторная рама и т. п.). Сила/расч может быть направлена вниз, вверх, вбок приложена в центре тяжести силовой установки.
2. Тяга , создаваемая воздушным винтом или реактивным двигателем.
3. Реактивный момент винта (для самолетов с воздушным винтом).
4. Аэродинамические нагрузки, действующие на гондолу или на капот силовой установки в том случае, когда гондола или капот крепится к моторной раме. Аэродинамические нагрузки сравнительно с другими невелики.
Конструкция моторной рамы поршневого двигателя
Моторная рама звездообразного поршневого двигателя состоит из трубчатого кольца, к которому крепится картер двигателя, и приваренных к нему стержней. Кольцо с помощью стержней соединяется с конструкцией самолета (крылом, фюзеляжем). Такая моторама представляет собой пространственную ферму и число стержней в ней должно быть не менее шести (обычно бывает 8 стержней и более). Узлы крепления моторных рам к фюзеляжу или крылу представляют собой вваренные в стержни проушины, или фитинги. В ушковых соединениях болты работают на срез, в соединениях с помощью фитингов—главным образом на разрыв. Встречаются также соединения со сферическими шарнирами. Картер двигателя крепится шпильками к кольцу, к которому приварены втулки. Во втулки вставляется резиновый амортизатор. Стержни пространственной фермы приварены к кольцу при помощи косынок. Задние концы стержней попарно соединены и сварены со стаканом узла крепления рамы к крылу. В стаканах монтируются амортизаторы. К кольцу моторной рамы припарены также ушки, служащие для крепления капота двигателя.
Конструкция моторных рам турбовинтовых двигателей
Турбовинтовые двигатели крепят к конструкции самолета при помощи пространственной стержневой системы, соединенной с узлами двигателя. Крепление может быть ферменным, в этом случае стержни работают на осевые усилия, и ферменно-балочным, некоторые элементы крепления представляют собой балки, работающие на изгиб. Система крепления состоит из пространственной двухъярусной фермы и демпферов крепления двигателя к раме. Верхние и нижние подкосы передней фермы имеют на одном конце вилки с резьбовыми наконечниками, служащие для регулировки, положения оси двигателя. Рассмотрим крепление турбовинтового двигателя при помощи системы стержней и балки, представляющее собой ферменно-балочную конструкцию. Балка, опертая в двух узлах — на шпангоуте гондолы и внутреннем подкосе, может работать на изгиб от боковых сил. Остальные элементы представляют собой стержни, работающие лишь на осевые нагрузки. Двигатель крепится на четырех цапфах. Передние цапфы вставлены в передние демпферы двух балок. С помощью балок и верхних подкосов цапфы передают нагрузки на узлы, расположенные на силовом шпангоуте гондолы двигателя. Нагрузка от задних цапф передается на узлы силового шпангоута через подкосы-демпферы. Конструкция моторных рам турбореактивных двигателей
На корпусе ТРД имеется несколько площадок, на которых могут быть установлены цапфы или вильчатые (ушковые) узлы. Наличие нескольких возможных точек крепления позволяет применять разные варианты крепления двигателя в зависимости от особенностей конструкции агрегата самолета, на котором устанавливается двигатель. Обычно около центра тяжести двигателя имеются два специальных прилива, на которых монтируются главные опорные цапфы. Для удобства монтажа в обеих опорных цапфах предусматриваются шаровые вкладыши. Крепление двигателя с помощью цапф воспринимает тягу, массовые силы и все моменты, за исключением момента относительно оси цапф, который вызывается несовпадением центра тяжести двигателя с осью цапф. Для предотвращения поворота двигателя относительно этой оси в систему подвески вводится крепление, располагающееся в задней или передней части двигателя. Крепление турбореактивного двигателя выполняется чаще всего в виде шести-восьми стержневой пространственной фермы Для обеспечения монтажа двигателя, расположенного в хвостовой части фюзеляжа, последнюю делают отъемной. Демпферы в конструкции крепления ТРД, как правило, отсутствуют, так как вибрации, вызываемые работой ТРД, незначительны. Двигатель крепится в четырех точках за две цапфы (крепление ) и за два верхних ушка — при помощи вильчатых наконечников. Рама подвески представляет собой восьмистержневую ферму, закрепленную на шпангоуте фюзеляжа в пяти узлах. Рама сварной конструкции, с трубчатыми стержнями, выполненными из легированной стали. Цапфа двигателя вставляется в эксцентриковую шаровую втулку, которая закрепляется на раме двигателя крышкой. Регулирование положения оси двигателя обеспечивается поворотом втулки. Для этой же цели служат вильчатые наконечники, которые ввертываются на резьбе в стержни рамы. Ферма крепится к двигателю и к силовым шпангоутам фюзеляжа. При размещении турбореактивного двигателя под крылом на пилоне двигатель можно подвешивать к пилону при помощи вильчатых узлов, расположенных сверху на корпусе двигателя.
Амортизаторы моторных рам
Поршневой двигатель с винтом является источником колебаний, вызванных неравномерностью крутящего момента двигателя, а также некоторой статической несбалансированностью винта (несовпадением его центра тяжести с осью вращения) и динамической несбалансированностью его (центры тяжести отдельных лопастей винта не находятся в одной плоскости, перпендикулярной оси вращения винта). Несбалансированность винта является также источником колебаний установок с турбовинтовыми двигателями Эти колебания являются возмущающими. Если частота таких колебаний совпадает с собственной частотой колебаний частей самолета, то возникает «раскачивание» системы — резонанс. Для снижения частоты передаваемых самолету колебаний, а также уменьшения частоты собственных колебаний силовой установки в креплении двигателей применяют упругие элементы-— амортизаторы. Амортизаторы крепления силовой установки применяются и в тех случаях, когда опасность резонанса отсутствует. В этом случае амортизация необходима для снижения усталостных напряжений, возникающих в моторных рамах и конструкции самолета, а также для устранения неприятных ощущений у пассажиров и экипажа, вызываемых вибрацией самолета. Амортизаторы силовой установки обычно ставят в узлах крепления двигателя к моторной раме и в узлах крепления рамы к конструкции самолета. Двигатель крепится к кольцу рамы шпильками, проходящими через стальные втулки с привулканизированными к ним резиновыми амортизационными втулками. В каждую из втулок, приваренных к кольцу моторной рамы, вставлены по две амортизационные втулки . В данном случае усилия со шпилек на кольцо моторной рамы передаются резиной, работающей на сжатие. В дополнение к амортизаторам на кольце рамы предусмотрены амортизаторы в узлах и крепления рамы к гондолам двигателей. При установке амортизаторов следует иметь в виду, что на применяемую в амортизаторах резину вредно действует бензин и масло. Поэтому амортизаторы должны быть закрыты защитными корпусами или крышками. Следует учитывать также, что прочность и особенно упругие свойства амортизаторов при низких температурах [ниже — 30°С (303°К)] резко ухудшаются.

ГОНДОЛЫ И КАПОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ

На современных самолетах для уменьшения лобового сопротивления двигатели заключаются в гондолы. Они дают возможность осуществлять плавный переход от силовой установки к фюзеляжу или крылу и предохраняют двигатель и его агрегаты от загрязнения. Одновременно с этим гондолы используются для правильного распределения и направления потока воздуха, необходимого для работы двигателя и для его охлаждения. Гондола двигателя включает в себя капот, который представляет собой обычно несиловую часть гондолы и состоит из системы легкосъемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструкции, аналогичные конструкциям фюзеляжа. В современных силовых установках применяются каркасные и панельные конструктивно-силовые схемы гондол и капотов. Каркасная конструкция гондолы состоит из мощного каркаса и легких крышек, которые крепятся к каркасу, или тонкой обшивки, прикрепленной к продольному и поперечному наборам. В этом случае гондола воспринимает нагрузки от двигателя и передает их на крыло Панельная конструкция гондолы или капота состоит из больших и достаточно жестких панелей. Панели, связанные быстродействующими стягивающими замками, образуют замкнутую достаточно жесткую оболочку. Такая конструкция воспринимает воздушные нагрузки. Нагрузки от двигателя в этом случае через мотораму передаются непосредственно на крыло или фюзеляж. Передний капот состоит из воздухозаборника, обтекателя редуктора, верхней и двух боковых балок и четырех крышек. Передний шпангоут вместе с носком обшивки образует кольцевую камеру противообледенительного устройства воздухозаборника, в которую теплый воздух подается через патрубок из противообледенительной системы самолета. В задний капот двигателя входят силовые шпангоуты, крышки и рама маслорадиатора. Гондола заканчивается хвостовой частью. Гондолы турбореактивных двигателей, расположенных в крыле, полностью или частично размещаются внутри крыла. В этих случаях лонжероны крыла в отсеке размещения двигателей имеют кольцеобразную форму и одновременно являются усиленными шпангоутами гондолы. Гондолы, расположенные под крылом ( по конструкции аналогичны описанным выше. Гондолы и капоты обычно изготовляют из дуралюминовых листов и профилей, иногда для узлов применяются магниевые сплавы. На участках, подвергающихся высоким температурам, применяют нержавеющую сталь.

БАКИ И ТОПЛИВНЫЕ ОТСЕКИ. РАДИАТОРЫ

Расположение баков и топливных отсеков и требования к ним
Топливо, потребное при полете самолета, размещается в специальных отсеках и баках. Для размещения топлива используются внутренние объемы в фюзеляже и крыле. Однако, ввиду крайней ограниченности внутренних объемов в указанных агрегатах самолета, иногда применяются специальные удобообтекаемые подвесные топливные баки, расположенные на крыльях. Такие баки в полете после использования топлива обычно сбрасываются. В целях лучшего использования внутреннего объема в некоторых современных конструкциях самолетов топливо заливается непосредственно (без специальных оболочек) в отсеки крыла, надлежащим образом герметизированные. Целесообразность такого размещения топлива обусловлена также тем, что массовые силы топлива разгружают крыло в полете. При конструировании и расположении топливных отсеков и баков на самолете должны быть удовлетворены следующие основные требования:
1. При размещении отсеков и баков необходимо предусматривать, чтобы по мере расходования топлива положение центра тяжести самолета заметно не изменялось.
2. Достаточная прочность и герметичность топливных отсеков и баков при минимальном весе конструкции.
3. Удобное расположение отсеков и баков на самолете, облегчающее их эксплуатацию и ремонт.
4. Простота конструкции бака и его креплений.
5. Быстрота заполнения отсеков и баков топливом, а также быстрый слив топлива в воздухе в аварийных случаях.
6. Наличие дренажной системы — соединение свободного объема бака с атмосферой или источником давления, чтобы предотвратить образование разрежения над топливом (маслом) по мере его расходования.
7. Обеспечение питания двигателя на всех режимах полета.
8. Расположение топлива и конструктивная компоновка отсеков и баков должна обеспечивать безопасность в пожарном отношении.
Конструкция топливных баков и отсеков
На самолетах применяются жесткие баки — неизменяемой формы н мягкие баки — с гибкой оболочкой. Мягкие баки обладают значительными преимуществами: их можно помещать в самолет через небольшие люки; они не подвергаются влиянию вибраций; при простреле получают минимальные отверстия. Поэтому мягкие баки имеют преимущественное распространение. Жесткие баки состоят из обечайки (боковой наружной поверхности), двух днищ и внутренних перегородок. Перегородки имеют отверстия с отбортовкой и придают баку жесткость, предупреждают резкое переливание топлива при фигурных полетах, а также смягчают гидравлические удары при кратковременных ускорениях. Для изготовления жестких баков применяют магниевые сплавы, алюминиево-марганцевый сплав и другие материалы. Толщина листов, применяемых для изготовления баков, 0,6—2 мм. Детали баков соединяются при помощи клепки и сварки. Непроницаемость и плотность заклепочного шва достигаются установкой эластичных прокладок. Жесткие баки иногда покрывают мягкой защитной оболочкой — протектором, который представляет собой многослойную конструкцию, аналогичную оболочке мягкого бака Для обеспечения питания двигателя во время фигурных полетов при отрицательных перегрузках, когда топливо отрывается от днища бака, в баках (жестких и мягких) предусмотрены специальные приспособления. При прямом полете трубка открывает доступ топлива к камере, откуда топливо поступает в питающую магистраль. При образовании пены объем масла значительно увеличивается, что приводит к выбросу масла из бака и ухудшает работу насоса. Пеногасители выполняются в виде лотков, по которым разливается масло, или в виде сепараторов, представляющих собой спиральные трубы с большим числом отверстий. тельных перегрузках груз посредством рычага опускает трубку и питание производится через верхнюю часть ее. Жесткие масляные баки имеют те же конструктивные элементы, что и топливные. Кроме того, в конструкцию масляных баков введен фильтр для очистки поступающего в двигатель масла от механических примесей и пеногаситель для гашения попадающей в бак пены — отделения воздуха и газов, растворившихся в масле. Мягкие баки выполняются из гибкой оболочки, состоящей из нескольких слоев резины и ткани. Слой набухающей резины является протектором, затягивающим пробоины. Отсек крыла, где установлен топливный бак, облицовывают листами стеклотекстолита, а иногда ставят специальную жесткую дуралюмшювую оболочку — контейнер. Внутрь бака, после установки его на место, вводят распорные шпангоуты, состоящие из двух половин. В баке обе половины шпангоута соединяют болтами и прикрепляют к стенкам бака. Отверстия в баке закрываются жесткими дуралюминовыми панелями, на которых монтируется арматура бака Наиболее часто применяются сотовые радиаторы, которые состоят из большого количества прямых медных трубок Концы трубок с двух сторон развальцовываются на шестигранники и соединяются между собой и с кожухом (обечайкой) радиатора при Поверхность бака при наполнении его топливом плотно прилегает к стенкам отсека или контейнера. Аналогично герметическим кабинам, герметизация соединений отсека осуществляется путем уплотнения заклепочных швов и путем изоляции швов от герметизируемого объема —внутренняя поверхность отсека покрыта самовулканизирующимся герметиком. В конструкции отсека предусмотрено минимальное количество отверстий, стыков.
Радиаторы
Радиаторы на самолете служат для охлаждения масла и воздуха (например, при подаче воздуха в герметическую кабину). В соответствии с этим, радиаторы подразделяются на масляные и воздушные помощи пайки. Внутри трубок проходит охлаждающий воздух, между трубками — охлаждаемая жидкость или охлаждаемый воздух Для использования скоростного напора радиатор располагают торцами трубок навстречу потоку воздуха. Для уменьшения аэродинамического сопротивления радиаторы помещают в специальных тоннелях.

ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ. МАСЛОСИСТЕМЫ

Топливные системы самолетов
Назначение топливной системы — обеспечить подачу топлива к двигателям на всех высотах и режимах полета в нужном количестве и с необходимым давлением В топливную систему входят баки, трубопроводы, фильтры, клапаны, краны и пр. К топливной системе предъявляются следующие основные требования (см. также требования, предъявляемые к бакам)
1. Возможность нормальной работы при выходе из строя одного из баков или участка трубопровода.
2. Обеспечение пожарной безопасности
3. Возможно малое изменение положения центра тяжести самолета при выгорании топлива.
4. Обеспечение полной выработки топлива из баков (допускается остаток топлива не более 1,5% емкости бака).
Первое требование обеспечивается кольцеванием топливопроводящих путей, т. е. введением дополнительных топливопроводов, соединяющих напорные (находящиеся под давлением) магистрали питания различных двигателей. Пожарная безопасность достигается путем установки противопожарных перегородок, системой огнетушения, путем заполнения свободного объема баков над топливом нейтральным газом (НГ) —углекислотой или азотом, находящимся в баллонах под высоким давлением. Нейтральный газ, как известно, не горит и горения не поддерживает. В качестве меры пожарной безопасности применяется также установка пожарных кранов, отключающих систему от двигателя. Пожарный кран должен быть расположен перед насосом двигателя (считая от бака), что повышает надежность его действия, так как уменьшается давление на входе в кран. Малое перемещение центра тяжести самолета при выгорании топлива достигается размещением баков около центра тяжести или симметрично относительно ц. т., а также определенной последовательностью выработки топлива из отдельных баков. Полная выработка топлива обеспечивается размещением заборных штуцеров в нижней части бака. Топливные системы самолетов с ПД, ТВД и ТРД не имеют принципиальных различий. В современных топливных системах питание двигателей осуществляется обычно из расходного бака. Топливо из остальных баков, являющихся резервуарами топлива, подается в расходный бак электрическими насосами подкачки. Для установления очередности выработки баков устанавливается очередность включения насосов подкачки. Для устранения возможности перетекания топлива в обратном направлении устанавливаются обратные клапаны. Редукционный клапан обеспечивает постоянство давления в баках, стравливая избыток его. Расходный бак соединен с окружающей атмосферой дренажной трубкой. Из бака топливо насосом подкачки , имеющим электрический привод, подается к двигателю через обратный клапан и пожарный кран. Фильтры, а также насосы низкого и высокого давления монтируются в двигателе. Избыточное давление в топливной магистрали за насосом подкачки стравливается через перепускной клапан в бак. На самолете имеется четыре топливных бака—передний мягкий, задний и два подвесных — жесткие. Расходным баком является передний. В нем установлен клапан отрицательных перегрузок. Топливо из подвесных баков подается в расходный под давлением воздуха, подводимого к подвесным бакам от компрессора двигателя. Топливо из заднего бака перекачивается насосом. Дренаж осуществляется атмосферным воздухом. Левая пара двигателей питается от баков левой половины крыла, правая — от баков правой. В крыле имеются мягкие баки и два бака отсека (№ 8). Расходный бак —№ 1 — снабжен двумя подкачивающими насосами, создающими давление на выходе топлива из бака. Перекачивающие насосы подают топливо из других баков в расходный. Обратные клапаны 6 препятствуют отливу топлива. Порядок выработки горючего из баков устанавливается автоматически; датчиками являются топливомеры. При необходимости возможно осуществить питание всех двигателей от баков одной половины крыла. Для этого открывают кран кольцевания. Дренаж топливной системы осуществляется забором воздуха из атмосферы. Обратные клапаны дренажа препятствуют выплескиванию топлива. Заправка баков топливом может производиться сверху через заливные горловины и снизу под давлением через две горловины международного стандарта (централизованная заправка). В последнем случае время полной заправки самолета (24 000 л) составляет 15-20 мин. Слив топлива осуществляется через сливные краны. Для увеличения дальности полета в ряде современных самолетов предусмотрено устройство для заправки топливом в воздухе. Заправка осуществляется специально оборудованными самолетами-заправщиками. С самолета-заправщика выпускается гибкий шланг с конусом на конце. У заправляемого самолета имеется телескопический приемник, который при сближении заправляемого самолета с заправщиком входит в зацепление с конусом. Перекачка топлива производится насосами большой производительности.
Маслосистемы
Система питания маслом должна обеспечивать в любых условиях работы двигателя подачу и отвод масла, очистку его от механических примесей, охлаждение и отделение от масла воздуха и растворенных в нем газов (гашение пены). Количество масла на самолете сравнительно невелико — примерно 2-5% от количества топлива. Рассмотрим схему маслосистемы на самолете. Из маслобака через запорный и сливной кран масло попадает в двигатель. Отработанное масло из двигателя насосом, находящимся в двигателе, откачивается в фильтр, радиатор и возвращается по трубопроводу в пеногаситель бака. Отделенное от пены масло вновь попадает через кран в двигатель и т. д. В начале работы двигателя, когда масло еще холодное и имеет большую вязкость, давление его при прокачке возрастает и может повредить соты радиатора. В этом случае открывается шунтовой клапан, включенный параллельно радиатору, и масло проходит через клапан в бак, минуя радиатор. Когда масло подогрелось и вязкость его уменьшилась, давление при прокачке масла падает, шунтовой клапан закрывается и масло проходит через радиатор. Иногда для уменьшения вязкости масло при запуске двигателя разбавляют топливом. Дренаж бака осуществляется посредством трубки. Масло заливается в бак через горловину с сеткой.