1. Главная
›
2. Архив
›
3. Вестник науки №6 (63) том 1
›
4. Научная статья № 175

  35 просмотров

Алешин И.Д.

  

УВЕЛИЧЕНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ САМОЛЕТА ЗА СЧЕТ УСТАНОВКИ ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ТОПЛИВНОГО БАКА В ВЕРТИКАЛЬНОМ ОПЕРЕНИИ *

  

Аннотация:
в данной статье рассматривается возможность увеличения транспортных возможностей самолета за счет установки дополнительного топливного бака в вертикальном оперении   

Ключевые слова:
бак ЛА, бак топлива, дополнительный бак   

УДК 629.7

Алешин И.Д.

студент 5 курса, напр. «Самолето- и вертолетостроение»

Московский авиационный институт

(г. Москва, Россия)

 

УВЕЛИЧЕНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ САМОЛЕТА

ЗА СЧЕТ УСТАНОВКИ ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ТОПЛИВНОГО

БАКА В ВЕРТИКАЛЬНОМ ОПЕРЕНИИ

 

Аннотация: в данной статье рассматривается возможность увеличения транспортных возможностей самолета за счет установки дополнительного топливного бака в вертикальном оперении.

 

Ключевые слова: бак ЛА, бак топлива, дополнительный бак.

 

1. Введение

В данном разделе будет рассмотрена возможность увеличения транспортных возможностей проектируемого самолета за счет установки дополнительного топливного бака в вертикальном оперении. Применение данного решения будет рассматриваться для решения двух проблем:

- Размещения дополнительного объема топлива;

- Балансировки самолета.

В разделе будут проанализированы преимущества и недостатки установки топливного бака в вертикальном оперении, и принято решение о целесообразности или нецелесообразности данного решения, а также оценен уровень повышения летно-технических характеристик самолета.

2. Влияние килевого топливного бака на характеристики самолета

При разработке самолета была учтена возможность эксплуатации с грунтовых взлетно-посадочных полос ограниченной длины. Самолет имеет большую тяговооруженность и малую нагрузку на крыло, позволяющие при использовании большинства аэродромов ВТА увеличить взлетную массу. Данный резерв возможно использовать для размещения дополнительного топлива. Однако ограниченный объем крыльевых кессонов не позволяет разместить этот объем в крыле самолета. Устройство же топливного бака в киле самолета позволяет путем перекачки топлива сдвигать в полете центр тяжести самолета, позволяя отказаться от переставного стабилизатора и уменьшить расходы рулей высоты, что в конечном итоге повышает аэродинамическое качество самолета и также положительно сказывается на дальности полета.

3. Краткое описание конструкции топливной системы самолета и предлагаемого килевого бака

3.1. Топливная система

Топливная система проектируемого самолета предназначена для питания на земле и в полете двигателей и вспомогательной силовой установки самолета, а также для балансировки в полете путем изменения центра тяжести самолета. Запас топлива располагается в семи топливных баках общим объемом 20,38 м³. Шесть баков расположены в крыле, седьмой в вертикальном оперении самолета. В консолях крыла располагаются: расходные баки №1лев и №1прав, объемом 2,05 м³ каждый; корневые баки №2лев и №2прав, объемом 4,46 м³ каждый; и концевые баки №3лев и №3прав, объемом 3,68 м³ каждый. В вертикальном оперении располагается топливный бак №4, объемом 2,57 м³. Заправка всех баков производится централизованно под давлением. Также возможна заправка баков №№1, 2 и 3 через горловины на верхней поверхности крыла. Заправка бака №4 в таком случае производится путем перекачки топлива электронасосом из одного из расходных баков, с последующей доливкой топлива в него через горловину.

Выработка топлива производится из расходных баков № 1лев и 1прав, для каждого двигателя отдельно от бака своего крыла. Расходные баки и двигатели соединены магистралью кольцевания, обеспечивающей при необходимости возможность питания двигателя топливом из бака противоположенной консоли крыла. Данная система позволяет в случае отказа одного двигателя питать оставшийся двигатель из обоих расходных баков, или питать оба двигателя из одной группы баков при неисправности топливной системы. Уровень топлива в расходных баках поддерживается постоянным, за счет перекачки топлива из баков №2лев и 2прав. После их полной выработки (по сигналу датчика пустоты бака) начинается выработка топлива из баков №3лев и 3прав.

Количество топлива в баке №4 (при его заполнении) поддерживается из условия наивыгоднейшей балансировки самолета. Управление перекачкой балансировочного топлива может осуществляться как автоматически по команде вычислительной системы самолетовождения, так и вручную с пульта контроля и управления топливом. Перед посадкой производится обязательная перекачка топлива из бака №4 в крыльевые баки. Опустошение расходных баков происходит только после полной выработки топлива из баков №№2, 3 и 4.

3.2. Килевой топливный бак

Килевой бак расположен в пространстве между лонжеронами и нервюрами №4 и №24. Данная часть агрегата герметизирована. В усиленных нервюрах для перетекания топлива устроены окна. Дно бака представляет из себя герметичную стенку, установленную на усиленной нервюре №4 с наклоном к заднему лонжерону. В низшей точке дна установлены два электрических центробежных насоса перекачки топлива из бака. Количество насосов обусловлено повышенными требованиями надежности к системе перекачки, используемой в балансировочных целях, так как ее отказ может вызвать значительные затруднения управления самолетом, вплоть до перехода в статически неустойчивый полет или невозможности штатного выполнения посадки.

В бак выведена труба подачи топлива от магистрали кольцевания из расходных баков. В магистрали заправки установлен обратный клапан. Внутри бака установлены электрические датчики пустоты, полноты и топливомер. В верхней части бака установлена система дренажа – наддува, состоящая из воздухозаборника, сообщающегося с полостью бака, и поплавкового клапана. В полете за счет скоростного напора через воздухозаборник обеспечивается необходимый наддув бака. При заправке, через отверстие происходит удаление воздуха. При максимальном заполнении бака поплавковый клапан перекрывает дренажный канал, предотвращая выплескивание топлива.

4. Расчет приращения массы конструкции

При установке на самолете дополнительного килевого топливного бака неизбежно возрастание массы конструкции самолета, которое будет складываться как из непосредственно массы устанавливаемых агрегатов топливной системы, так и из приращения массы конструкции вертикального оперения, вызванного установкой герметизации и усилений, компенсирующих появившиеся ослабления (места вырезов для перетекания топлива, вывода труб, люков для обслуживания).

4.1. Приращение массы за счет установки дополнительных агрегатов

При устройстве в вертикальном оперении топливного бака, на самолет устанавливаются дополнительно следующие агрегаты и элементы конструкции:

- четыре электрических топливных насоса ЭЦНГ-10 (два – на выработку бака, два – на заполнение). Масса насоса – 3,6 кг. Общая масса – 14,4 кг.;

- трубы магистралей заполнения и выработки, соединяющие килевой бак с расходными. Масса одного метра трубы – 0,362 кг. Общая длина труб – 36,8 м. Общая масса – 13,32 кг.;

- наклонная стенка дна. Размеры стенки – 1600х750 мм, толщина – 3 мм., материал – Д16Т. Масса стенки – 9,7 кг.;

- датчики уровня топлива ДСМК – 4 шт. масса датчика – 0,32 кг, общая масса – 1,28 кг. ;

- топливомер. Масса – 1,38 кг.

- система дренажа – наддува. Масса – 4 кг.;

- внутришовная герметизация стыков. Масса – 11,2 кг.

Общая масса устанавливаемых агрегатов – 54, 28 кг.

4.2. Приращение массы за счет изменения элементов конструкции

Для сохранения требуемой прочности при устройстве бака в существующую конструкцию киля необходимо внести изменения:

- из-за устройства окон перетекания топлива в усиленных нервюрах требуется увеличить толщины стенок;

- для обслуживания насосов и датчиков в панелях требуется устроить люки;

Примем увеличение массы конструкции равное 10% изначальной. Масса вертикального оперения без бака – 370 кг, увеличение массы – 37 кг.

Получим общее увеличение массы пустого самолета – 54,28+37=91,28кг. Прибавим массу невырабатываемого остатка – 1% от массы топлива – 20 кг. Окончательное увеличение массы – 111,28 кг.

5. Расчет балансировки

При устройстве килевого топливного бака, расположенного на большом плече позади центра масс, важно учитывать изменение центровки самолета, не допуская ее выхода за точку предельно задней центровки, что может привести к недопустимому переходу самолета в статически неустойчивый режим. Приведем расчет балансировки проектируемого самолета с учетом массы установленного килевого бака, не заполненного топливом:

 

Табл. 8.1

Агрегат	G	Х	Хт
крыло	2609,81	13760
фюзеляж	6743,356	16400
Г.О.	559,7971	30990
В.О.	373,1981	29890
Передняя нога	553,6324	5618
главные ноги	1660,897	13360
Двигатели с винтами	5375,415	10570
Оборудование в носу	3953,173	3370
Оборудование в середине	3459,026	10840
Оборудование в хвосте	2572,553	24000
Экипаж	350	3340
Специальное оборудование	150	5090
Пустой снаряженный с-т	28360,86	13107,511	0,219904
Топливо в крыле	13903,34	12460
Перегоночный вариант	42264,2	12894,504	0,172112
Целевая нагрузка	20000	12457
Посадка без топлива	48360,86	12838,487	0,159544
Загруженный снаряженный с-т	62264,2	12753,973	0,140582

 

При этом значения допустимых центровок, из разд. 5 равны 0,0779

САХ для предельно передней, и 0,2279 САХ для предельно задней.

Отсюда видим, что в результате установки килевого бака (приращение массы оборудования и конструкции хвостовой части) значения центровок в основных расчетных случаях не вышли из допустимого диапазона. Кроме того, в случае загруженного снаряженного самолета имеется значительный запас балансировочного момента, который можно уменьшить заполнением килевого бака. Сдвиг назад центра масс и уменьшение шарнирного момента до минимально возможного обеспечат уменьшение потребной отрицательной подъемной силы на горизонтальном оперении, что позволит уменьшить расход рулей высоты, снять нагрузки с рулей и повысить аэродинамическое качество самолета.

Произведем расчет центровки при максимальном заполнении килевого бака (приведем интересующую нас нижнюю часть таблицы):

 

Табл. 8.2

Агрегат	G	Х	Хт
Пустой снаряженный с-т	28360,86	13107,511	0,219904
Топливо в киле	2000	28000
Топливо в крыле	13903,34	12460
Перегоночный вариант	44264,2	13577,019	0,325246
Целевая нагрузка	20000	12457
Посадка без топлива	48360,86	12838,487	0,159544
Загруженный снаряженный с-т	64264,2	13228,452	0,247039

 

В результате видим, что в варианте с полной загрузкой, расположенной в центре грузоотсека, центровка вышла за пределы допустимой. Также вышла за пределы допустимой центровка в перегоночном варианте. После нескольких итераций, определим максимально допустимую массу топлива в килевом баке для перегоночного варианта – 700 кг. Так же, возможен вариант с установкой в передней части грузоотсека на дистанции 6,6 м. от носовой части балласта массой 3000 кг. и полной заправкой килевого бака. После сравнения этих вариантов с точки зрения обеспечения максимальной дальности (см. подразд. 8.6) можно сказать, что вариант с неполной заправкой обеспечивает большую перегоночную дальность.

Вернемся к случаю полета с полностью заправленным килевым баком и полезной нагрузкой. Подставляя в таблицу различные значения дистанций расположения центра массы полезной нагрузки (считаем от носа самолета с интервалом 0,5 м.) и масс топлива в килевом баке (считаем с интервалом 250 кг.) получим таблицу значений допустимого расположения грузов массой 5, 10, 15 и 20 т. При этом значение максимальной дистанции (самого заднего расположения груза) будут ограничиваться предельно задней центровкой по условию «загруженный снаряженный самолет», и будет зависеть от массы топлива в килевом баке, а значение минимальной дистанции (самого переднего расположения груза) будет постоянным для данной полезной нагрузки значением, ограниченным предельно передней центровкой по условию «посадка без топлива».

 

Табл. 8.3

Мин. дистанции	Масса топлива в килевом баке, кг. Максимальные дистанции при полезных нагрузках, м
0-2000	2000	1750	1500	1250	1000	750	500	250	0
5 т.
9	9	10	10,5	11,5	12	13	13,5	14,5	15
10 т.
11	11	11,5	11,5	12	12,5	13	13	13,5	14
15 т.
11,5	11,5	12	12	12,5	12,5	13	13	13,5	13,5
20 т.
12	12	12	12,5	12,5	12,5	13	13	13	13,5

 

 Для наглядности приведем данные в графическом виде:

Фиг. 8.1

 

Области под кривыми являются допустимыми областями расположения центра масс соответствующих полезных нагрузок.

Сходимость графиков к значению 2000 кг. показывает, что вместимость килевого бака выбрана верно, так как большее значение массы топлива в баке недопустимо по условию обеспечения допустимой центровки.

6. Расчет изменения ЛТХ

Определим изменение ЛТХ самолета с килевым баком относительно базового варианта. Расчет произведем для случаев:

- полет базовой версии самолета с максимальной полезной нагрузкой, с ограничением количества топлива по взлетной массе;

- полет базовой версии самолета с нагрузкой 18т., с ограничением количества топлива по объему баков;

- полет базовой версии самолета без полезной нагрузки;

- полет самолета с заправленным килевым баком с максимальной полезной нагрузкой, с ограничением количества топлива по взлетной массе, с учетом использования килевого бака для балансировки;

- полет самолета с заправленным килевым баком с нагрузкой 16т., с ограничением количества топлива по объему баков, с учетом использования килевого бака для балансировки.

- полет самолета с заправленным килевым баком без полезной нагрузки (масса заправленного в килевой бак топлива – 2000кг, в передней части грузоотсека установлен балласт массой 3000 кг., по условиям допустимой центровки)

6.1. Расчет улучшения качества при изменении центровки

Примем центровку самолета в базовом варианте с нагрузкой 20 т. равню 0,1 САХ (центр масс груза расположен на дистанции 12 м.). определим требуемую в горизонтальном полете отрицательную подъемную силу на горизонтальном оперении:

Расстояние от центра масс самолета до фокуса: 0,36–0,1=0,26; 0,26*4457=1158 мм.

Сила на горизонтальном оперении: 61662*1158/17298=4306 кг.,

Подъемная сила на крыле: 61662+4457=66445кг, где 17298 – расстояние от фокуса до до ГО.

При заполнении килевого бака 2000 кг. топлива, центр масс самолета сдвигается до значения 0,22 САХ.

Расстояние от центра масс самолета до фокуса: 0,36–0,22 = 0,14; 0,14*4457=623 мм.

Сила на горизонтальном оперении: 61662*623/17298=2318 кг., где 17298 – расстояние от фокуса до до ГО.

Подъемная сила на крыле: 61662+2318=64520кг.

Относительное уменьшение нагрузки на крыле: 1-64520/66445=0,03

В результате изменения центровки получаем увеличение качества самолета на 3%

Запишем расчетные формулы:

6.2 Масса топлива на набор крейсерской высоты и скорости:

 

6.3. Масса самолета в начале горизонтального полета:

G_Н.Г.П = G₀ – G_Т.Н.В

6.4. Определим дальность горизонтального полета:

где G_к._г.п.=G₀-0,9G_т;

6.5. определим дальность снижения:

6.6. Полная дальность полета:

L = L_наб + L_гп + L_сн;

Результаты расчета сведем в таблицу:

Табл. 8.4

	Без бака с нагр. 20 т.	Без бака с нагр. 18т.	Без бака без нагр.	С баком с нагр. 20 т.	С баком с нагр. 16 т.	С баком с нагр. 5 т.	С баком и балластом 3000кг. без нагрузки
М0, кг	61662	61662	43662	61551	61662	50662	46773
Мт	13903	15903	15903	13792	17903	17903	15903
К	15	15	15,5	15,5	15,5	15,5	16
Набор высоты
Gт.н.в	1230	1230	870	1227	1230	1010	933
Gн.г.п	60432	60432	42791	60323	60432	49651	45840
Дальность горизонтального полета
Lгп	3272	3863	6170	3513	4843	6213	5830
Gк.г.п	49149	47349	29349	49138	45549	34549	32460
Дальность снижения (планирования)
Lпл	167	167	173	176	176	176	179
Полная дальность полета
L	3822	4413	6726	4072	5402	6771	6393

 

7. Выводы

В данном разделе была рассмотрена возможность увеличения дальности полета проектируемого самолета за счет использования топливного бака в вертикальном оперении. В результате расчета была определена целесообразность такого решения; было достигнуто увеличение дальности, при этом остальные характеристики самолета ухудшились незначительно.

В разделе была показана возможность использования килевого бака при различных величинах полезной нагрузки, описаны накладываемые на ее расположение ограничения, и определена оптимальная вместимость топливного бака в вертикальном оперении.

Выводы по условиям балансировки: наличие килевого топливного бака приносит в целом положительный эффект, позволяя улучшить балансировку и разгрузить органы управления. Однако, при использовании бака нужно учитывать определенные правила:

- никогда не заполнять килевой бак на пустом самолете на земле;

- по возможности, взлетать с пустым килевым баком, выполняя перекачку необходимого для балансировки объема топлива в полете;

- при необходимости взлета с максимальным запасом топлива и полезной нагрузкой заполнять на земле килевой бак в последнюю очередь, и только если расположение центра массы полезной нагрузки (в передней части грузового отсека) позволяет такую заправку, и данная нагрузка не будет десантироваться в полете до выработки из килевого бака необходимого количества топлива;

- при необходимости взлета с максимальным запасом топлива без полезной нагрузки (в случае перегона на максимальную дальность) допускается заправлять в килевой бак максимум 700 кг. топлива;

- перед десантированием полезной нагрузки в полете из килевого бака должно быть перекачано в крыльевые баки количество топлива, обеспечивающее сохранение допустимой центровки в процессе десантирования.

По результатам проведенной работы можно сказать, что установка килевого топливного бака оправдывает себя и целесообразна, так как, несмотря на увеличение массы конструкции, дальность полета при одной и той же величине полезной нагрузки, при использовании бака для балансировки в полете, возрастает, увеличиваясь на 250 км. с полезной нагрузкой 18-20 т., и более чем на 700 км. с нагрузкой от 5 до 16 т. При этом при полете с нагрузкой менее 5 т. разность дальности уменьшается и становится несущественной, так как полностью заправлять килевой бак в перегоночном варианте становится невозможным по условиям центровки.

 

CПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ:

 

1. Справочник по конструкционным материалам: Справочник/ Б.Н. Арзамасов, Т.В. Соловьева, С.А. Герасимов и др.; Под ред. Б.Н. Арзамасова, Т.В. Соловьевой. – Москва: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. – 640 с.: ил.
2. Конструкционные материалы в самолетостроении/А.Г. Моляр, А.А. Коцюба, А. С. Бычков, О.Ю. Нечипоренко – К.:КВИЦ, 2015. – 400 с.
3. Житомирский Г. И. Конструкция самолетов / Г.И.Житомирский. – М.: Машиностроение, 1991. – 400 с.
4. Физическая энциклопедия / гл. ред. A. M. Прохоров. – М. : Большая Российская энциклопедия, 1998. – Т. 2. – 703 с.
5. Методические указания по технико-экономическому обоснованию дипломных проектов. Для специальности «Динамика полета и Аэродинамика» , 1986. – 22 с.

  

Полная версия статьи PDF

Номер журнала Вестник науки №6 (63) том 1

  

Ссылка для цитирования:

Алешин И.Д. УВЕЛИЧЕНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ САМОЛЕТА ЗА СЧЕТ УСТАНОВКИ ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ТОПЛИВНОГО БАКА В ВЕРТИКАЛЬНОМ ОПЕРЕНИИ // Вестник науки №6 (63) том 1. С. 1128 - 1141. 2023 г. ISSN 2712-8849 // Электронный ресурс: https://www.вестник-науки.рф/article/8724 (дата обращения: 19.05.2024 г.)

Альтернативная ссылка латинскими символами: vestnik-nauki.com/article/8724

---

Нашли грубую ошибку (плагиат, фальсифицированные данные или иные нарушения научно-издательской этики) ?
- напишите письмо в редакцию журнала: zhurnal@vestnik-nauki.com

Вестник науки СМИ ЭЛ № ФС 77 - 84401 © 2023.    16+

---

* В выпусках журнала могут упоминаться организации (Meta, Facebook, Instagram) в отношении которых судом принято вступившее в законную силу решение о ликвидации или запрете деятельности по основаниям, предусмотренным Федеральным законом от 25 июля 2002 года № 114-ФЗ 'О противодействии экстремистской деятельности' (далее - Федеральный закон 'О противодействии экстремистской деятельности'), или об организации, включенной в опубликованный единый федеральный список организаций, в том числе иностранных и международных организаций, признанных в соответствии с законодательством Российской Федерации террористическими, без указания на то, что соответствующее общественное объединение или иная организация ликвидированы или их деятельность запрещена.