În acest proiect de disertație vom prezenta: transferul și consumul de combustibil întrere zervoarele unei aeronave de pasageri mediu-curier, care… [306089]
Capitolul 1 Introducere
1.1 Prezentare generală
În acest proiect de disertație vom prezenta: [anonimizat], care trebuie să opereze pe o rază de minimum 6700 km.
In general aviația este un domeniu de varf al tehnologiei modern fiind aplicate de-a lungul timpului majortatea dintre cele mai noi descoperiri în domeniul științei și tehnicii la nivel mondial ca de exemplu: [anonimizat], [anonimizat], [anonimizat]. urmand a fi introduce apoi și în alte domenii: [anonimizat], informatică, [anonimizat].
[anonimizat].
[anonimizat]:
scurt-curier (Airbus A319, Embraer ERJ-135, Boeing 717, ATR 42, ATR 72);
mediu curier (Airbus A320, Boeing 767, Ilyușin Il-86, BAC 1-11);
lung-curier (Boeing 747, Airbus A380, Antonov AN-225, DC-10-30, Boeing 777, Airbus 330);
[anonimizat]:
avioane cu elice (AN-2, Cessna 172, ZLIN Z-142)
avioane cu reacție (Boeing 737, A330, MIG-23, KAI T-50 [anonimizat]-124, Concorde)
avioane cu reacție și elice (turbopropulsor) (ATR-72, Fokker 60, EADS CASA C-295, Ilyușin Il-114)
După viteza de zbor se pot clasifica astfel :
avioane subsonice (de viteze sub 750 km/h);
avioane transonice (viteze intre 750 si 1024 km/h);
avioane supersonice ([anonimizat] 1024km/h).
[anonimizat]: două (figura 1.1), trei (figura 1.2) sau patru motoare (figura 1.3) de tip turbopropulsor (figura 1.4) sau turboreactor (figura 1.5) [anonimizat] (figura 1.6).
Figura 1.1 Sistem de propulsie compus din doua motoare
Figura 1.2 Sistem de propulsie compus din trei motoare
Figura 1.3 Sistem de propulsie compus din patru motoare
Figura 1.4 Sistem de propulsie cu motoare de tip turbopropulsor
Figura 1.5 Sistem de propulsie cu motoare de tip turboreactor
Figura 1.6 [anonimizat] i [anonimizat], [anonimizat].
[anonimizat] o [anonimizat] (la sistemul de injecție cu combustibil) în cantități adecvate și la presiunile corespunzatoare se realizeaza amestecul de combustibil cu aer preâncalzit și mai apoi arderea. El trebuie sa ofere o curgere continua de combustibil la presiune pozitiva în toate condițiile normale de zbor:
Modificarea altitudinii;
Schimbarea poziției (virajele) aeronavei;
Accelerare bruscă;
Decelerarea motorului.
Deși instalația de combustibil a avionului și cea a motoarelor sunt interconectate încă de la montarea pe avion totuși ele sunt separate. Cele două instalații funcționează în comun pe toata durata manevrelor de la sol și a zborului, atâta timp cât motoarele functionează.
De regulă o instalație de combustibil a unui avion ar trebuii sa aibă urmatoarele componente principale:
rezervorul/rezervoarele de combustibil;
pompele de combustibil;
conductele de interconectare a rezervoarelor și de alimentare a motorului (motoarelor);
robineți, filtre, supape;
sistemul de ventilație/aerisire și drenaj ;
sistemul de alimentare la sol;
sistemul de largare de urgență a combustibilului.
Distanța de zbor cat și raza de acțiune a aeronavei este în stransă legatură cu capacitatea de stocare a combustibilului la bordul aeronavei și posibilitatea de transfer dintr-un rezervor sau dintr-un grup de rezervoare spre un alt rezervor sau un alt grup de rezervoare în funcție de nevoie.
În vederea scurtării duratei de staționare a aeronavei pe aeroportul de destinație alimentarea aeronavei la sol trebuie să se facă cât mai rapid și în cel mai sigur mod.
Consumul de combustibil al unei aeronave este influențat în ordinea inportanței de urmatorii factori:
Forma aerodinamică;
Greutatea totală a aeronavei;
Viteza de deplasare;
Înalțimea la care se deplasează aeronava;
Condiții meteo;
Tipul motorului;
Tipul de combustibil;
Evident, este posibil să exsiste probleme la îndeplinirea tuturor acestor cerințe și trebuie să se realizeze un compromis în care factorii cei mai doriți să fie îndepliniți la un cost acceptabil.
Fiecare sistem trebuie să asigure un flux neîntrerupt de combustibil indiferent de atitudinea aeronavei. Din cauza combustibilului sarcina creată de acesta poate fi o parte semnificativă a greutății aeronavei, de aceea trebuie să se proiecteze un rezervor suficient de solid pentru corpul aeronavei. Cantitățile variabile de combustibil și schimbările de greutate în timpul manevrelor nu trebuie să afecteaze în mod negativ controlul aeronavei în timpul zborului.
1.2 Tipuri de cobustibili utilizați în aviație și propietățile lor
Fiecare motor de aeronavă este proiectat să ardă un anumit combustibil. De aceea trebuie utilizat numai combustibilul specificat de producător. Amestecurile de combustibil, în aviație, nu sunt acceptate. Există două clase de combustibil de bază discutate în această secțiune:
carburant cu motor cu piston (cunoscut și sub denumirea de benzină sau AVGAS);
combustibil pentru motoare cu turbină (cunoscut sub denumirea de gazolină sau kerosen).
Motoarele unei aeronave trebuie să funcționeze într-o gamă largă de condiții extreme. Ele trebuie să fie ușoare și să producă o putere semnificativă într-o gamă largă de coditii atmosferice, climatice și de temperatură a funcțioarii motorului. Astfel exsistă mai multe tipuri de combustibili, în funcție de cifra octanică și puritate (tabelul 1).
Tabelul 1.1 Tipuri de combustibili, etichetarea și marcările codate în culori utilizate în aviație
Combustibilii de tip AVGAS sunt special concepuți pentru utilizarea în motoarele de aviație. În principiu combustia eliberează energie în combustibil, care este convertit în mișcarea mecanică a motorului. AVGAS-ul este în primul rând un compus hidrocarbonat rafinat din țiței prin distilare fracționată. Benzina este diferită de combustibilul rafinat (kerosen) utilizat în turbina aeronavelor. AVGAS-ul este foarte volatil și extrem de inflamabil, cu un punct de aprindere scăzut. Motoatele cu reactie folosesc un combustibil de tip kerosen cu un punct de aprindere mult mai mare, deci este mai puțin inflamabil.
In industria aeronautica, turboreactoarele cu dublu si simplu flux, statoreactoarele, turbomotoarele cu postcombustie ori turbopropulsoarele utilizeaza combustibili de tip wide-cut , care au o fracțiune largp de distilare, precum și cei de tip kerosen.
Motoarele cu reacție utilizează un combustibil proiectat pentru utilizarea în turbină și niciodată nu ar trebui amestecat cu benzină de aviație sau introdus în sistemul de alimentare cu combustibil al unei aeronave cu piston.
Produsele petroliere sunt produse prin distilare. Diferite tipuri de combustibili se condensează și se colectează la temperaturi diferite care corespund înălțimii colectării în turnul de distilare. După cum se poate observa, există diferențe semnificative între combustibilul folosit de motoarele cu reactie si cele obișnuite (fig 1.7).
Figura 1.7 Distilarea diferitelor tipuri de produse petroliere
În procesul de distilare din țiței, kerosenul este realizat prin condens la o temperatură mai mare decât fracțiunile nafta sau benzină. Moleculele de hidrocarburi din acest tip de combustibil au un conținut mai mare de carbon decât cele ale AVGAS-ului.
În componența combustibilului pentru motoarele cu reacție, in afara hidrocarburilor care sunt regasite în mod uzual; cum ar fi cele naftenice, aromatice, parafinice, alchil-naftenice, izoparafinice, alchil-aromatice, mai pot fi regasite și alte substanțe. Prin prezența lor în compoziția combustibilului, comportamentul lui se poate inrautați, exemple fiind fosforul, sulful, etc. În concluzie se remarcă faptul că în mod obisnuit, în componența combustibililor se regaseste sulf, carbon, hidrogen, iar în alte cazuri întalnim în cantități reduse și oxigen.
Prin adaugarea unor anumite substanțe care sunt create special pentru aditivarea combustibililor, caracteristicile chimico-fizice sunt mult îmbunatațite.
Între combustibilii de tip kerosen și cei de tip wide-cut sunt cateva deosebiri importante, nu doar a proprietaților chimico-fizice cât și a compoziției cimice, ceea ce atrage după sine limitari în cazul utilizarii lor.
Volatilitatea poate fi considerată un exemplu, aceasta fiind mai mica la combustibilii de tip kerosen decât la cei de tip wide-cut (fracțiune largă de distilare). Avand în vedere acest lucru pe toata durata zborului, atunci cand instalatia de combustibil funcționeaza sau în timpul alimentării cu combustibil a aeronavei, din cauza frecarii combustibilului cu conductele instalației sau din cauza temperaturilor exterioare ridicate, pot apărea ,,dopuri de vapori”, datorită vaporizării intense și astfel conductele instalației de combustibil se pot bloca.
Un alt fenomen care poate apărea datorită vaporizării intense este ,,fierberea combustibilului” , acesta apare la altitudini de zbor mici la combustibilii wide-cut, iar în cazul combustibililor de tip kerosen acest fenomen apare în cazul zborurilor la altitudini ridicate sau atunci cand temperatura exterioara este foarte ridicată. Din aceste motive, aeronavele care sunt alimentate cu combustibili de tip wide-cut au o serie de limitari privind regimul de funcționare, zboruri la anumite altitudini, iar decolările sa aibă loc atunci când temperaturile exterioare nu depășesc un anumit prag.
Kerosen-ul susține o flacără continuă în camera de ardere din interiorul motorului. Acesta are de obicei un conținut de sulf mai mare decât benzina și diverși inhibitori sunt adăugați în mod obișnuit. Folosit pentru a controla coroziunea, oxidarea, gheața, microbii și creșterea bacteriilor, acești aditivi sunt adesea deja în combustibil când ajunge la aeroport pentru utilizare.
Alegerea combustibilului motorului turbinei reflectă luarea în considerare a factorilor contradictorii. Deși este de dorit să se utilizeze un combustibil care este scăzut în volatilitate pentru a rezista la blocarea vaporilor și evaporare, în timp ce rezervoarele de combustibil ale aeronavei și motoarele aeronavei operează în medii reci.
Motoarele cu turbină trebuie să pornească cu ușurință și să poată fi repornite în timpul zborului, combustibil cu volatilitate ridicată realizând acest lucru mai ușor.
AVGAS-ul are o presiune maximă relativ scăzută a vaporilor comparativ cu benzina auto, (7 psi). Dar presiunea vaporilor de combustibil Jet A este de numai 0,125 psi la condiții standarde atmosferice.
Combustibilul Jet B, este un amestec special pe bază de combustibil Jet A și benzină și are o volatilitate mai mare cu o presiune a vaporilor între 2 și 3 psi.
Trei tipuri de combustibil de bază pentru turbine sunt disponibile pe plan mondial, deși unele țări au proprii lor combustibili unici, primul este Jet A fiind cel mai obișnuit combustibil pentru motorul turbinelor disponibile în Statele Unite, dar la nivel global, Jet A-1 este cel mai popular. Atât Jet A cât și Jet A-1 sunt fractional distilate în gama de kerosen. Ele au volatilitate scăzută și o presiune scăzută a vaporilor. Temperaturile de aprindere variază între 110° F și 150° F. Jet A îngheață la -40° F și Jet A-1 îngheață la -52,6° F, care un continut de sulf de maxim 0,1%, iar procentul de hidrocarburi aromatice este de maxim 20%.Cele mai multe manuale de operații ale motorului permit utilizarea ambilor combustibili.
Al treilea tip de combustibil pentru motorul turbinei este Jet B. Este un combustibil fracționat larg care este în esență tot un amestec de kerosen și benzină. Volatilitatea și presiunea vaporilor reflectă acest lucru și se încadrează între Jet A și AVGAS. Jet B este disponibil în primul rând în Alaska, Rusia și Canada, datorită punctului său scăzut de îngheț aproximativ -58° F, cu un procent de maxim 0,1%, din care 0,001% este sulf mercaptanic, iar la fel ca la combustibilul Jet A, procentul de hidrocarburi aromatice nu va depasi valoarea de 20%. Volatilitatea sa mai ridicată dă o mai bună performanță a motorului la vreme rece.
Combustibilii utilizați de motoarele de aviație au diverse proprietăți în stransă legatură cu comportamentul pe care aceștia îl au în timpul staționării la sol, a manipulării în timp ce se face alimentarea aeronavei precum și în timpul zborului. Proprietățile cele mai importante sunt urmatoarele:
volatilitatea,
vâscozitatea,
puterea calorică,
tensiunea superficială,
temperatura la care incepe cristalizarea,
temperatura la care combustibilul devine inflamabil,
temperatura de autoaprindere,
temperatura de aprindere,
densitatea,
puritatea.
1. Una dintre cele mai importante caracteristici ale unui combustibil pentru aeronave este volatilitatea acestuia. Volatilitatea este un termen folosit pentru a descrie tendința pe care o are un combustibil de a trece din starea sa naturală în cea de vapori și poate fi estimata prin valoarea presiunii de vapori pe care o are (p[mmHg]).
Combustibilul cu volatilitate scăzută se evaporă încet. Acest lucru poate provoca dificultăți precum: pornirea greoaie a motorului, încălzirea lentă și accelerarea slabă. Aceasta poate cauza, de asemenea, o distribuție inegală a carburantului și diluția excesivă a uleiului în motorul echipat cu sisteme de diluare a uleiului. Cu toate acestea, combustibilul poate, de asemenea să fie prea volatil, provocând detonarea și blocarea vaporilor.
Volatilitatea poate fi estimata cu suficienta exactitate prin folosirea unor relații empirice. Un exemplu este pentru intervalul de temperaturi θ care este cuprins intre 38 si 200°C, prin folosirea urmatoarelor formule:
pentru petrol AVGAS: lgp +7,4112[mm Hg];
pentru petrol JET A: lgp[mm Hg].
2. Puterea calorică pe care o au combustibilii de aeronave este cuprinsă între
10.200 si 10.400 Kcal/Kg și este în concordanța cu compoziția chimică și densitatea (Fig 1.8). Hidrocarburile de tip normal-alcani au cele mai ridicate valori ale ale puterii calorice, apoi sunt clasificate urmatoarele: izoalcanii, normal-alchenele, naftenele monociclice, naftenele ciclice, benzenele și omologii.
Fig. 1.8 Dependenta puterii calorice in functie de densitatea combustibilului
Un factor inportant care determina puterea calorica este cifra octanica a combustibilului care reprezintă compararea comportării benzinei cu cea a unui amestec etalon, format din hidrocarburi cu proprietăți antidetonante opuse. Drept hidrocarbură care detonează ușor, adică are rezistență la autoaprindere mică, se folosește normal heptanul (C7H16 ), căruia i se atribuie cifra octanică CO = 0. Drept hidrocarbură care detonează greu, adică are rezistență la autoaprindere mare, se folosește izooctanul (C8H18 ), căruia i se atribuie, cifra octanică CO = 100. Cifra octanică este definită de procentul de izooctan în volumul amestecului etalon.
Ratele de octan și numerele de performanță sunt date combustibililor pentru a descrie rezistența lor la detonare.. Se utilizează un sistem de referință pentru a calcula combustibilul. Un amestec de două hidrocarburi, izo-octan (C8H18) și heptan (C7H16). Diferite rapoarte de cele două hidrocarburi dintr-un amestec conduc la proprietăți proporționale de antidetonare. Inportant este ca cu cât izo-octan există mai mult în amestec, cu atât este mai mare rezistența la detonare.
Numerele de performanță sunt, de asemenea, utilizate pentru a caracteriza antidetonarea combustibilului. Un număr de performanțăconstă din două numere (de exemplu, 80/87, 100/130, 115/145) în care numere mai mari indică o rezistență mai mare la detonație. Primul număr indică cifra octanică din combustibil într-un amestec slab de combustibil și aer și al doilea număr indică clasificarea octanică a combustibilului într-un amestec bogat.
3. Tensiunea superficială (σ) [dyn/cm] pe care o au combustibilii de aviație
este în concordanța cu calitatea cu care se face pulverizarea combustibilului și cu vascozitatea sa, în consecință reprezintă usurința cu care se formeaza picaturile a caror diametru să fie cât mai mic. Tensiunea superficială pe care o au combustibili utilizați în aviație este cuprinsă în intervalul 1515 dyn/cm – 40 dyn/cm și este determinat la o temperatură de 20°C.
Tensiunea superficială depinde de temperatura și densitatea combustibilului, crescând în urmatoarea ordine: alcani, alchene, naftene și aromatice.
Aceasta are urmatoarele relații:
σ = 51,5xρ₁₅‚₅₆ -16,6[dyn/cm],
σ = 8,99·10¯⁴x(510-θ)¹ʾ⁷³⁶ [dyn/cm],
unde: temperatura exprimată în °C a fost notata cu θ, iar densitatea combustibilului calculată la o temperatura de aproximativ 15,56°C a fost notată cu ρ15,56.
4. Temperatura la care începe cristalizarea este acea temperatură la care
substanțele care intră în componența unui combustibil inclusiv apa, încep să formeze primele cristale de gheață care pot fi detectate cu ochiul liber. Această valoare a temperaturi este în directă legatură cu vascozitatea pe care o are combustibilul și este calculată în condiții speciale și în instalații destinate pentru determinarea acestei valori.
5. Temperatura la care combustibilul devine inflamabil reprezintă cea mai scazută temperatură la care combustibilul poate degaja vapori în condițiile unei presiuni atmosferice normale și la contactul lor cu o flacară se aprind, dar nu ard în continuare.
Blocarea vaporilor este o afecțiune în care combustibilul de aviație se vaporizează în conductele de combustibil sau alte componente între rezervorul de combustibil și camera de ardere. Aceasta se întâmplă de obicei temperaturi atmosferice ridicate pe suprafața aeronavei cu pompe de carburant cu motor care aspiră combustibil din rezervor (rezervoare). Blocarea poate fi cauzată de combustibilul fierbinte, presiunea scăzută sau turbulența excesivă a combustibilului care călătorește prin sistemul de alimentare. În fiecare caz, combustibilul lichid se vaporizează prematur și blochează fluxul de combustibil lichid către camera de ardere.
Kerosenul este rafinat pentru a avea o presiune de vapori între 5,5 kg / inch (psi) și 7,0 psi la 100° F. La această presiune, un sistem de alimentare cu combustibil este conceput pentru a livra carburant lichid scos din rezervor cu ajutorul unei pompe de carburant. Dar temperaturile în sistemul de alimentare cu combustibil pot depăși 100° F sub capota motorului. Combustibilul se poate vaporiza înainte de a ajunge la camera de ardere, în special dacă se învârte în timp ce navigați într-o îndoire ascuțită în tubulatură. Atunci când o aeronavă urcă rapid, presiunea asupra combustibilului din rezervor scade în timp ce combustibilul este înca cald. Aceasta determină o creștere a vaporizării combustibilului poate duce la blocarea vaporilor.
6. Densitatea combustibilului utilizat de aeronave depinde de compoziția chimică pe care acesta o are, și de condițiile normale de temperatura și presiune, are valori cuprinse în intervalul 740-850 Kg/m³. Dacă temperatura scade, densitatea va crește, acest lucru putând fi observat în fig. 1.9, și va influența greutatea avionului la decolare.
Fig. 1.9. Variația densitații combustibilului în funcție de temperatură
Astfel dacă vom considera o aeronava cu capacitatea totala a rezervoarelor de 42.000 de litri pe care o alimentam cu combustibil de tip JET A în condițiile unei temperaturi exterioare de +20°C, se va putea observa ca greutatea totala a combustibilului va fi de 35.400Kg, iar dacă alimentarea se face la temperatura de -40°C, greutatea totala a combustibilului va fi de 37.000Kg, deci se poate observa o diferenta de 1600Kg.
Avand în vedere că în timpul zborurilor încalzirea aerodinamică este importanța, trebuie avut în vedere faptul că în cazul încalzirii combustibilului cu aproximativ 100°C volumul acestuia se va mari cu 9,4%, iar rezerva de dilatare va trebui luată în considerare atunci cand aeronava va fi alimentată.
În fig. 2.1 se arata că, in cazul creșterii densitații combustibilului, pot să crescă și depunerile de particule solide în filtre.
Fig. 2.1. Dependenta cantitatii de depuneri in functie de densitatea combustibilului
7. Temperatura de autoaprindere reprezintă temperatura minimă la care un combustibil în contactul cu aerul și în absența unei frecari se poate aprinde. Acest lucru fiind deosebit de important în estimarea pericolului pe care un combustibil îl prezintă în apariția unui incendiu. Temperatura de autoaprindere a combustibililor utilizați în mod uzual în aviație este cuprinsa în intervalul 200-400°C, iar presiunile cuprinse între 100 și 800 mmkg.
8. Temperatura de aprindere reprezintă acea temperatură minimă la care un combustibil în contactul cu o flacară se aprinde și continuă să ardă.
Detonarea este explozia rapidă, necontrolată a combustibilului datorată presiunii ridicate și temperaturii în camera de combustie. Amestecul de combustibil și aer se aprinde și explodează înainte de a aprinde scânteia.
Combustibilii pentru aviație sunt rafinați și amestecați pentru a evita detonarea. Fiecare are un punct de aprindere și viteză de ardere a combustibilului specificâ amestecului pe care producătorii se bazează pentru a proiecta motoare care pot funcționa fără detonare.
9. Puritatea cobustibilului de aviație este compromisă cel mai adesea de apa care nu poate fi îndepărtată de filtrele aeronavei. Poate intra printre capace în combustibil chiar și atunci când aeronava este parcată pe rampă. Aerul din spațiul de vapori al rezervorului deasupra lichidului combustibilul conține vapori de apă, iar la fluctuații de temperatură vaporii de apă să se condenseză pe suprafața interioară a rezervoarelor și se așează în combustibilul lichid.
Procedura corectă pentru minimizarea apei care intră în aeronavă este umplerea rezervoarelor de combustibil de la aeronave imediat după fiecare zbor. Acest lucru minimizează dimensiunea spațiului de vapori deasupra combustibilului lichid, cantitatea de aer și vaporii de apă prezenți în rezervor. Cand apa excesiva este atrasa in sistemul de combustibil, trece prin injectoare unde se poate întrerupe funcționarea motorului (motoarelor).
Dacă apa este antrenată sau dizolvată în combustibil, nu poate fi îndepărtată prin drenarea acumulatorului și a vaselor de filtru. Pe măsură ce aeronava urcă și combustibilul este extras din rezervoarele, alimentarea cu combustibil se răcește. Apă uzată și dizolvată în combustibil este forțată să iasă din soluție și devine apă liberă. Dacă este suficient de rece, se formează mai degrabă cristale de gheață decât apă lichidă. Acestea pot bloca filtrele și pot întrerupe fluxul de carburant către motoare.
Atât AVGAS-ul, cât și combustibilul cu jet au acest tip de impurități, problemă care duce la înghețare, care trebuie monitorizată și tratată. Aditivii anti-gheață pot fi adăugați combustibilului direct în rezervorul de combustibil al aeronavei, de obicei în timpul alimentării cu combustibil.
Acestea sunt în esență soluții de dietilen glicol care funcționează ca antigel. Se dizolvă în apă liberă pe măsură ce iese din combustibil și sunt coborâți punctul de îngheț.
Utilizarea filtrelor în diferitele etape de transfer și stocare elimină din combustibil cele mai multe sedimente străine. Odată ajuns în rezervoarele de combustibil ale aeronavei, resturile ar trebui să se așeze în rezervoarele de evacuare a rezervorului de combustibil să fie îndepărtate înainte de zbor. Filtrele și traductoarele din sistemul de combustibil al aeronavelor pot captura cu succes orice sediment rămas.
10. Vascozitatea indica rezistența la curgere pe care o are un combustibilul, în urma frecarilor interne aparute între moleculele acelui combustibil în momentul în care acestea se deplasează unele fața de celelalte, atunci când asupra lor sunt exercitate forțe exterioare.
Pentru a calcula vascozitatea dinamică a unui fluid se pleacă de la valoarea vitezei de curgere, valoarea ariei secțiunii de curgere și de valoarea forței exterioare ori masurarea acesteia în regim dinamic. Unitatea de masură a acesteia în sistemul CGS care înca mai este acceptat în tehnică este Poise; 1P=0,1N·s·m-2; iar în sistemul international aceasta se noteaza cu N·s·m-2. Mai este folosita și vascozitatea cinematică care în sistem international este masurată în m²·s-1, ori în sistemul CGS Stokes acolo unde se masoară în 1St=10-4·m²·s-1. La temperaturi ridicate, vascozitatea este mică, aceasta crescand pe masură ce temperatura scade. Variațiile de temperatură afectează combustibilii tip turbo utilizati în aviație.
Combustibilul aflat în rezervoare se racește rapid atunci cand avioanele se află la zbor, iar cu cât latitudinea geografică la care se află aeronava este mai mare iar anotimpul mai rece cu atât mai repede combustibilul aflat în rezervoare se racește mai repede. În timpul zborurilor efectuate atat în regiunile sudice cât și cele nordice fie în
anotimpul rece cât și vara, combustibilul aflat în rezervoare se racește pe masură ce temperatura atmosferică scade o data ce altitudinea de zbor crește.
În urma testelor efectuate folosind aeronavele cunoscute, în condițiile unor zboruri subsonice, a putut fi observat faptul că, combustibilul aflat in conductele ce alimenteaza motoarele sau cel aflat în rezervoare, are o temperatura de -30°C; pe cand în timpul zborurilor la altitudini mai ridicate și o durata mai îndelungata se poate ajunge si la temperaturi de -50°C.In urma rezultatelor obtinute in timpul testelor putem spune ca temperatura minima la care ajunge combustibilul este cea la care invelisul aeronavei din zona rezervoarelor aflate in aripa ori in prejurul fuselajului ajunge.
Odata cu scaderea temperaturii apare posibilitatea formarii de hidrocarburi si cristale de gheata, inrautateste procesul de pulverizare, filtrele se pot infunda, camera de ardere se va alimenta cu greutate etc. O scadere a temperaturii duce la o marire a vascozitatii.
Depunerile produse de componența chimică a combustibilului in cisterne, rezervoare terestre de stocare, rezervoarele amplasate la bordul aeronavelor si instalatiile acestora etc; sunt estimate de indicele de peroxid, inaltimea flacarii fara fum si de catre continutul de gume. In plus, prin prezenta unor substante corozive in componenta combustibililor precum mercaptani, sulf s.a; pot conduce la deteriorarea peretilor rezervoarelor. Dupa numeroase analize sa relevat faptul ca in rezervoarele destinate substantelor petroliere se pot dezvolta colonii intregi de microorganisme precum ciuperci, bacterii; acestea hranindu-se cu hidrocarburi; in acest timp putand fi si specii inactive. Atunci cand intalnesc un mediu potrivit precum umiditatea combustibilului, ori apa condensata de pe peretii rezervoarelor microorganismele se multiplica, luand forma unor sedimente brun-negre care duc la distrugerea straturilor anticorozive protectoare si la infundarea filtrelor sistemului de alimentare, iar in cele din urma duc la aparitia scurgerilor, oprirea accidentala a motorului/ motoarelor.
Datorita microorganismelor care ataca combustibilul, acesta isi pierde din proprietati deoarece microorganismele consuma hidrocarburile normal alcanice care au o mare putere calorica.
În urmatorul tabel sunt propietatile tipurilor de combustibil (Tabelul 2):
In general combustibilii utilizati in aviatie au proprietati dielectrice, deoarece electronii aflati in legaturile covalente ale hidrocarburilor nu sunt mobili, totusi ei prezinta o conductivitate electrica neinsemnata datorata aditivilor care au proprietati ionice sau a impuritatilor. Pentru prevenirea posibilitatii aparitiei descarcarilor electrice si implicit a incendiilor la bordul aeronavelor, trebuiesc luate masuri speciale in vederea eliminarii electricitatii statice care apare datorita frecarii combustibilului cu peretii rezervoarelor, cu aerul, ori cu peretii instalatiei de alimentare. Acest lucru poate fi evitat si prin utilizarea de aditivi antistatici.
In precedentul tabel sunt evidentiate o parte din caracteristicile importante ale combustibililor utilizati in mod obisnuit de aeronavele de transport pasageri asa cum sunt ele aratate in literatura de specialitate si pe care le vom folosi pentru efectuarea calculelor din acest proiect.
In prezent aeronavele de transport opereaza la altitudini mari de peste 33.000ft. si foarte mari de peste 39.000ft; altitudini la care sunt temperaturi cuprinse intre -45°C si -60°C; si cu o durata a zborului fara a se face escala de la 3 la 12ore. In conditiile acestor temperaturi care sunt foarte scazute la care combustibilul este constrans a se mentine in timpul zborului; acesta putand sa se congeleze , devenind astfel gelatinos si prin urmare proprietatile acestuia se vor modifica. Tot din cauza prezentei particulelor de apa in combustibil, exista posibilitatea aparitiei cristalelor de gheata care pot sa infunde total ori partial filtrele instalatiei de alimentare cu combustibil a motorului si astfel functionarea acestuia in parametrii va fi compromisa.
Pentru a preântampina scaderea de temperatura a combustibilului diverse metode au fost imaginate si aplicate precum preincalzirea combustibilului inainte de intrarea acestuia in motor , intr-un agregat numit combustibil-ulei, acolo unde uleiul utilizat in ungerea lagarelor motorului este racit, caldura cedata de acesta fiind preluata de catre combustibil. Datorita plafoanelor de zbor ale unei aeronave , care variaza, in permanenta va exista pericolul contaminarii combustibilului aflat in rezervoare cu apa, deoarece in momentul in care aeronava coboara de la altitudinea la care zborul de croaziera a fost efectuat, la o altitudine mai mica in vederea aterizarii sau efectuarii unui zbor zonal, in contactul cu aerul de la acea altitudine care este mai cald, pe suprafata rezervoarelor, in special a celor dispuse in aripi va aparea fenomenul de condensare; acesta este si motivul pentru care la avioanele de transport de mare viteza putem observa imediat dupa aterizare in zona aripilor pe partile unde sunt amplasate rezervoarele, prezenta condensului.
Pentru a corespunde conditiilor care adeseori se contrazic intre ele, prin prisma compozitiei chimice, comportamentului la temperaturi scazute care este impus combustibililor pentru turbomotoare, arderea din camera de ardere a motorului si din punctul de vedere a puterii calorice, se intalnesc probleme neobisnuite in procesul de fabricatie, rafinare, transport si stocare, deoarece este foarte greu sa se pastreze proprietatile acestora; pentru prevenirea acestor neplaceri se apeleaza la utilizarea aditivilor pentru combustibili.
Aditivii sunt compusi chimici care in marea lor majoritate sunt sintetici, si care prin introducerea lor in combustibil in cantitati controlate strict si reduse, au ca scop inbunatatirea calitatii, a proprietatilor de performanta, s-au care pot sa atribuie combustibililor noi proprietati.
Problemele de puritate legate de combustibilii motoarelor cu turbină sunt unice. În timp ce AVGAS-ul are probleme similare cu particule solide, contaminarea și înghețarea, prezența apei, etc, în combustibilul cu reacție principala problema este cea legată de microbii consumatori de combustibil fiind mai proeminenți în combustibilul cu reacție, care are o structură moleculară diferită și care reține apa în două moduri. O parte din apă se dizolvă în combustibil. O altă parte din apă este, de asemenea, antrenată în combustibil, care este mai vâscos decât AVGAS-ul. Prezența tot mai mare a apei în combustibilul cu reacție le permite microbilor de a se asambla, crește și trăi cu combustibil.
Deoarece combustibilii pentru motoare cu turbină conțin întotdeauna apă, contaminarea microbiană este întotdeauna o amenințare. Rezervoarele mari ale multor aeronave au numeroase zone în care apa se poate infiltra și microbii se pot înmulți. Zonele dintre rezervorul de combustibil și orice cantitate de apă care se poate odihni în partea inferioară a rezervorului sunt spațtii unde microbii se dezvoltă. Aceste microorganisme formează un bio-film care poate bloca filtrele, corodarea rezervoarelor, și degradarea combustibilului. Ele pot fi controlate într-o oarecare măsură adăugarea de biocide în combustibil, aditivi anti-gheață, etc. sunt de asemenea cunoscuți pentru a inhiba creșterea bacteriilor (Figura 2.2).
Figura 2.2 Biocide și aditivi anti-gheață
Deoarece microbii sunt susținuți de combustibil și de apă, cel mai bine trebuie urmate practicile pentru a menține apa în combustibil la un nivel minim. Trebuie să fie evitată stocarea prelungită pe o
perioada de timp a combustibilului într-un rezervor sau în afara aeronavei. Trebuiesc evacuate canalele și monitorizat combustibilul pentru a depista nivelul de apă sedimentată.
Investigarea tuturor incidentelor de apă cu microbi descoperiți în combustibil deoarece creșterea microorganismelor, reprezintă, de asemenea, o amenințare sporită de îngheț. Pentru buna funcționare trebuiesc urmate instrucțiunile producătorului privind manipularea carburantului, procedurile și întreținerea sistemului de alimentare cu combustibil.
Cerințele pe care aditivii trebuie sa le îndeplineasca sunt urmatoarele:
lipsa proprietatilor corozive, atat in privinta peretilor rezervoarelor, cat si in ceea ce priveste materialele din care sunt fabricate partile calde ale motorului cu care acesta vine in contact;
sa aiba o buna solubilitate fara a avea tendinta sa se separe in timpul stocarii, transportului sau in timpul utilizarii combustibilului
resursele din care este obtinut sa fie suficiente iar costurile de obtinere sa fie cat mai mici;
la temperatura la care va fi exploatat, sa aiba o mare eficienta in conditiile unei concentratii reduse;
arderea sa fie completa si sa nu existe depuneri;
sa aiba o buna compatibilitate cu combustibilul, in sensul ca nu trebuie a avea nicio reactie chimica cu acesta in niciun fel sau cu alti aditivi ori componenti; iar in plus sa nu poata minimiza randamentul celorlalti aditivi aflati in combustibil;
toxicitatea sa fie absenta in totalitate, pentru a nu exista posibilitatea punerii in pericol a sanatatii si a vietii pilotilor, a pasagerilor precum si a celor care manevreaza combustibilii ori deservesc instalatiile aferente;
in conditiile unei stocari de lunga durata trebuie sa aiba o buna stabilitate chimica;
sa fie insolubili in apa, pentru a nu se putea dizolva in apa care poate contamina combustibilul in mod accidental, ori in apa aparuta sub forma de umiditate.
Aditivii utilizati de cobustibilii de aviatie tip turbo sunt de mai multe feluri:
antigivranti, care sunt introdusi pentru prevenirea formarii cristalelor de gheata in cazul temperaturilor scazute;
antioxidanti pentru stabilizare la temperaturi ridicate;
aditivi dispersanti;
antioxidanti, pentru inhibarea reactiilor radicale de oxidare si formare a gumelor, marindu-se astfel stabilitatea in cazul depozitarii indelungate si la utilizare;
aditivi antistatici, utilizati pentru a se evita incarcarile electrostatice;
antibacterieni, antimicrobieni si antifungici;
inhibitorii de coroziune.
În aceasta lucrare vom studia instalatia de combustibil a unei aeronave care este exploatata in Romania, si care este alimentata cu combustibili romanesti, si din acest motiv datele care sunt prezentate in tabelul 1 le vom considera selectiv, pentru tipul de combustibil corespunzator, sa fie in concordanta cu tipul de intrebuintare a aeronavei, constructia acesteia si cu motoarele cu care aceasta a fost dotata.
Instalatia de combustibil a unei aeronave prin constructia sa , are ca scop alimentarea motorului/motoarelor precum si a sursei auxiliare cu, combustibil, aceasta realizandu-se pe toata durata de functionere. Principale parti componente care intra in componenta unei instalatii de combustibil sunt urmatoarele:
rezervorul/rezervoarele de combustibil;
pompele de combustibil;
conductele de interconectare a rezervoarelor si de alimentare a motorului (motoarelor);
robineti, filtre supape;
sistemul de ventilatie/aerisire si drenaj ;
sistemul de alimentare la sol (eventual realimentare in zbor).
1.3. Cerințe care trebuie îndeplinite de combustibilii utilizați în aviație
Combustibili utilizati in aviatie trebuie sa raspunda la anumite cerinte caracteristice domeniului in care sunt utilizati. Aceste cerinte sunt urmatoarele:
Valoarea caldurii de ardere (Qi) trebuie sa fie cat mai mare pentru fiecare unitate de combustibil, acest lucru fiind necesar pentru ca transferul termic spre gazele care ard sa fie maxim. Ca urmare a acestei caracteristici, putem observa ca combustibilii a caror valoarea a caldurii de ardere este mare, asigura o distanta de zbor mult mai mare iar consumul motoarelor va fi mai mic, in conditiile in care cantitatea de combustibil aflata in rezervor/rezervoare este aceeasi;
Cantitatea de emisii poluante degajate in atmosfera sa fie cat mai redusa, in momentul decolarii si a aterizarii, in cazul zborurilor la mare altitudine, precum si atunci cand motoarele sunt utilizate la sol;
Manipularea combustibilului la sol, precum transfazarea si pomparea sa poata fi cat mai usoara. Aceasta este o cerinta aflata in stransa concordanta cu omogenitatea si vascozitatea combustibilului;
Combustibilulul prin compozitia sa, trebuie sa reduca cat mai mult pericolul declansarii de incendii la bordul aeronavei precum si pericolul autoaprinderii, lucru care este in stransa legatura cu etanseitatea instalatiei de combustibil, care trebuie sa fie cat mai buna;
Pentru asigurarea amestecului combustibilului cu aerul in cele mai bune conditii precum si pentru un procces de ardere cat mai bun, trebuie ca volatilitatea sa fie optima. In aceste conditii in care volatilitatea este optima iar pulverizarea combustibilului se face usor, repornirea motorului/motoarelor oprite in zbor in urma unei erori, precum si pornirea la sol este mult inlesnita. Aceasta proprietate este in stransa legatura cu vascozitatea combustibilului, caracteristicile functional-constructive ale injectoarelor care asigura pulverizarea in motor a combustibilului, precum si presiunea de injectie din instalatia de alimentare a motorului cu combustibil;
Trebuie sa aiba o stabilitate oxidativa si termica ridicata, incat efectul de depunere si cel coroziv la care sunt supuse partile componente ale instalatiei de combustibil precum si componentele motorului sa fie cat mai mic. Acesta este motivul pentru care filtrarea combustibilului in momentele de manipulare si stocare la sol, precum si la bordul aeronavei sa fie cat mai eficienta. Un alt lucru care trebuie luat in considerare este limitarea prezentei materiilor solide, precum si prezenta fosforului si a sulfului.
Arderea care are loc in cilindrii motoarelor cu piston si in camerele de ardere trebuie sa fie cat mai stabila si eficienta, deoarece se stie ca pentru a usura amestecul dinaintea arderii, combustibilul este injectat in aerul aflat in spatiul in care are loc arderea, aceasta fiind in conditii de turbulenta
Pentru a efectua si ungerea partilor mobile care sint in componenta unei instalatii de combustibil atunci cand trece prin aceasta , trebuie sa aiba o onctuozitate cat mai buna;
Chiar si atunci cand temperatura si regimul de turatie al motorului se modifica incontinu randamentul arderii trebuie sa fie unul ridicat. In acelasi timp, timpi de repriza si timpi de temperatura pe care acesta ii asigura la orice regim al zborului, trebuie sa fie cat mai mici.
1.4 Principii de construcție și funcționare ale instalațiilor de combustibili
În timp ce fiecare producător își proiectează propriul sistem de alimentare cu combustibil, cerințele privind sistemul de alimentare cu combustibil au la bază randamentul sistemelor de combustibil, în timp.
Fiecare sistem de alimentare cu combustibil trebuie să fie capabil să depoziteze și să livreze carburant curat în motor (motoare) la o presiune și un debit capabil să susțină operațiunile indiferent condițiile de operare ale aeronavei.
Sistemele mici de combustibil cu un singur motor diferă în funcție de sisteme
de factori, cum ar fi amplasarea rezervorului și metoda de transfer a combustibilului la motor. Un sistem de alimentare cu combustibil de mare viteză poate fi proiectat diferit de unul pe o aeronavă cu aripi joase. Un avion cu un motor pe carburație are un sistem de combustibil diferit decât unul cu injecție de carburant și așa mai departe.
Sistemele de combustibil pe aeronave cu motoare cu reacție sunt complexe, cu anumite caracteristici și componente care nu se găsesc în sistemele de combustibil pentru aeronave cu motoare cu piston. Ele de obicei au mai multă redundanță și facilitează numeroase opțiuni din care echipajul le poate alege în timp ce gestionează combustibilul aeronavei. Caracteristici precum un APU, punctul de alimentare cu combustibil și sisteme de injecție cu combustibil, care nu sunt necesare pentru aeronave mai mici, se adaugă la complexitatea un sistem de combustibil pentru aeronave de linie.
Sistemul de transport al combustibilului poate fi considerat ca un ansamblu de subsistemele de combustibil, după cum urmează:
1. Depozitare
2. Ventilație
3. Distribuție
4. Alimentare
5. Indicarea nivelului de combustibil
Rezervoarele de combustibil sunt integrate în structura aripii sigilate pentru a permite utilizarea sa ca rezervor de combustibil și penru a distribui centrul de greutate al aripii.
Secțiunea aripii centrale sau tancurile secundare în fuselaj sunt de asemenea comune. Acestea pot fi de doua feluri: structură sigilată sau tip vezică. Aeronavele de transport cu motoare cu reacție transportă zeci de mii de kilograme de combustibil la bord. (Figura 2.5) arată o diagramă a configurației rezervorului de combustibil împreună cu capacitățile rezervoarelor.
Figura 2.5 Configurația rezervorului de combustibil
Rețineți că există configurații opționale de stocare a combustibilului disponibile pe fiecare model de aeronavă în parte. De exemplu, companiile aeriene se așteaptă să utilizeze o aeronavă pe zboruri transoceanice și astfel comandă aeronava cu rezervoare auxiliare cu rază lungă de acțiune. Aceste rezervoare suplimentare, aflate de obicei în secțiunea de fuselaj din aeronava, poate altera logistica gestiunii combustibilului în plus pot complica foarte mult sistemul de combustibil.
În plus față de rezervoarele principale și auxiliare de combustibil, rezervoarele de supratensiune se pot găsi și pe avioanele cu reacție. Aceste rezervoare sunt în mod normal goale situate în structura aripii aflate în afara rezervoarelor principale și sunt utilizate pentru supraîncălzirea combustibilului. O supapă de control permite pe o singură cale drenarea combustibilului înapoi în rezervoarele principale. Sursele de supratensiune sunt utilizate și pentru ventilarea sistemului de alimentare cu combustibil.
În figura 2.6 este prezentat sistemul de distribuție a combustibilului pentru aeronave de transport pasageri format din componente de alimentare sub presiune.
Figura 2.6 Sistemul de distribuție a combustibilului
Sistemele de combustibil necesită ventilație similară cu cea a sistemelor de combustibil pentru aeronave cu piston. Există o serie de tuburi de aerisire și canale care leagă toate rezervoarele de spațiul de aerisire în rezervoarele de supratensiune (dacă există) sau în aerisire peste bord. Sistemul de ventilație trebuie să fie astfel proiectat pentru a asigura combustibilului aerisirea, indiferent de atitudinea aeronavei sau cantitatea de combustibil aflată la bord. Acest lucru necesită instalarea diferitelor supape de reținere, supape plutitoare și locații multiple de aerisire în același rezervor.
În figura 2.7 este prezentat sistemul de aerisire al combustibilului.
Figura 2.7
Un subsistem de distribuție a combustibilului pentru aeronavele de transport constă în componentele de alimentare sub presiune, componente pentru desulfurare, sistem de transfer și injecțe de combustibil și sistem pentru golire în caz de urgență. Pe aeronavă este nevoie de un singur punctul unic pentru alimentare cu combustibilul la o stație de alimentare cu combustibil mobilă prin intermediul camioanelor de alimentare cu rampă permite, utilizarea tuturor combustibililor pentru aeronave și pot fi umplute printr-o singură racordare a furtunului de combustibil cu aeronava.
Pozițiile pe aripi de la marginea de sus și de langă trenul de aterizare sunt comune aceste stații. Figura 2.8 prezintă o stație de alimentare cu kerosen cu dispozitivul de alimentare cu combustibil atașat.
Figura 2.8
Pentru alimentarea cu presiune, se atașează o duză de furtun la stația de alimentare și supapele de la rezervoarele care trebuiesc umplute sunt deschise. Aceste supape se numesc supape de alimentare cu combustibil, în funcție de producător. Există diferite sisteme de închidere automată concepute pentru a închide supapele de alimentare cu rezervor înainte de supraîncălzirea tancurilor, iar indicatoarele de pe panoul de realimentare permit alimentarea cu combustibil personalului pentru a monitoriza progresul.
Pentru a permite combustibilului să părăsească aeronava, se deschide o supapă de desalinizare. Combustibilul poate fi pompat afară din aeronavă cu ajutorul pompelor de turație amplasate în rezervoare care trebuie golite sau cu pompa din camionul de alimentare cu combustibil. Controlul asupra operației este menținut prin poziționarea diferitelor opriri și supape transversale, precum și prin supapa de evacuare, astfel încât combustibilul se deplasează de la rezervor în stația de alimentare și apoi în camion.
Sistemul de transfer de combustibil reprezintă o serie de instalații și supape care permit mișcarea combustibilului de la un rezervor la altul la bordul aeronavei. Pompele încorporate ale rezervoarelor de combustibil se deplasează combustibilul într-un colector, prin deschiderea supapei de combustibil (sau ventil) pentru rezervorul dorit. Nu toate avioanele au o astfel de capacitate de transfer de combustibil. Prin utilizarea a unui colector de alimentare cu combustibil și a supapelor transversale, a unor aeronave permite pur și simplu motoarelor să elimine combustibilul din orice rezervor ca mijloc pentru gestionarea amplasării combustibilului.
Figura 2.9 prezintă schema completă (mecanică și electrică) a sistemului de alimentare cu combustibil.
Figura 2.9
Deschiderea supapei de combustibil pe unul dintre rezervoare transferă combustibilul în rezervorul respectiv. În plus, sistemul de transfer poate funcționa pentru a detecta dacă alimentarea este normală sau instalația funcționează defectuos. Subsistemul de alimentare cu combustibil este uneori considerat parte din sistemul de distribuție a combustibililor. Transportul de combustibil pentru motoare prin intermediul pompelor de combustibil din rezervor, (de obicei două pe rezervor) pompează combustibil sub presiune printr-o supapă pentru fiecare motor. O conductă de distribuție sau conectare permite în mod normal ca orice rezervor să furnizeze la orice motor combustibil prin utilizarea supapelor transversale. Amortizoarele de pompare a pompelor permit combustibilului să alimenteze în continuare motorul dacă o pompă eșuează. De reținut este faptul că motoarele sunt proiectate pentru a putea funcționa fără ca pompele de combustibil să funcționeze. Dar, fiecare supapă de închidere a motorului trebuie să fie deschisă pentru a permite alimentarea motoarelor din rezervoare.
Cele mai multe sisteme de alimentare cu combustibil pentru aeronavele cu combustibil de tip JET au unele mijloace pentru încălzirea combustibilului de obicei printr – un schimb cu aer cald sau ulei fierbinte preluat de la motor. Figura 3.1 prezintă răcitorul de ulei răcit cu combustibil (FCOC) pe un motor Rolls Royce RB211, care nu numai că încălzește combustibil, dar și răcește uleiul de motor.
Figura 3.1
Sistemul de indicare a carburantului monitorizează o varietate de parametri, utilizând indicatori de debit real pentru fiecare motor ca mijloc primar de monitorizare a livrării combustibilului către motoare. Un indicator al temperaturii combustibilului este senzorul de temperatură, de obicei amplasat într-un rezervor principal de combustibil. Indicatorul este situat pe instrument sau este afișat pe un afișaj multifuncțional (MFD). Acestea permit echipajului să monitorizeze temperatura combustibilului în timpul zborului cu altitudine mare în condiții extreme. Filtrele de combustibil au derivații care permit fluxul de combustibil în jurul valorii necesare dacă filtrele sunt înfundate. Lumina indicatoare se aprinde în cabina de pilotaj când se întâmplă acest lucru.
Lămpile de avertizare pentru presiunea scăzută a combustibilului sunt, de asemenea, frecvente în aeronavele de transport aerian. Senzorii pentru acestea sunt situați pe conducta de evacuare a pompei. Aparatele de măsurare a cantității de combustibil sunt componente importante pentru toate aeronavele.
Există indicații pentru toate tancurile dintr-o aeronavă și adesea, acestea utilizează o indicație a cantității de combustibil de tip capacitate sistem și un totalizator de combustibil, iar localizarea instrumentelor de combustibil variază în funcție de tipul de afișaj din cabina de pilotaj.
1.5 Cerințe necesare pentru siguranța aeronavei
Aceste cerințe abordează standardele de navigabilitate pentru motoare, rezervoare și sistemelor de rezervă pentru alimentarea cu combustibil, dar pe lângă acestea exista si multe alte cerinte pentru ca o aeronavă să fie sigură și aptă de zbor.
Orice aeronavă care urmează să fie certificată, trebuie sa aibă un design foarte specific în baza anumitor criterii necesare pentru a asigura funcțonarea sistemului de alimentare cu combustibil în mod corespunzător, desi tehnicianul nu este foarte rar implicat în proiectarea sistemelor de alimentare cu combustibil și o analiză a acestor criterii oferă o perspectivă asupra modului în care funcționează sistemul de combustibil.
Fiecare sistem de alimentare cu combustibil trebuie să fie construit și amenajat pentru a se asigura combustibil la o rată și o presiune stabilite pentru motorul adecvat și pentru o unitate de alimentare auxiliară (APU) care funcționeazăîn fiecare conditie de operare. Aceasta include orice manevră pentru care aeronava este certificata și în timpul căreia motorul sau APU pot fi în funcțiune (Figura 3.2).
Figura 3.2
Fiecare sistem de alimentare cu combustibil trebuie să fie aranjat astfel încât nici o pompă de combustibil să nu poată scoate carburant mai mult dintr-un rezervor la un moment dat, de asemenea trebuie să existe și un mijloc de a împiedica introducerea aerului în sistem. De aceea sistemele de combustibil ale aeronavelor trebuie să livreze combustibil în timpul oricăror manevre pentru care aeronava este certificată si fiecare sistem de combustibil al unui avion cu motor cu turbină trebuie să respecte cerințele aplicabile privind ventilația combustibilului.
Sistemul de combustibil al motorului cu reacție trebuie să fie capabil să funcționeze susținut pe întreaga durată a functionarii cu debit și domeniu de presiune, chiar dacă combustibilul are puțină apă în el. Standardul este acela că motorul continuă să funcționeze utilizând combustibil inițial saturat cu apă la temperatura de 80° F, având adăugat 0,75 centimetri cubi de apă pe galon. și apoi răcit la cea mai critică condiție pentru a îngheța apasi pentru a putea fi depistata mai usor în timpul exploatare.
Fiecare sistem de combustibil pentru un avion cu mai multe motoare trebuie proiectat astfel încât, în cel puțin o configurație a sistemului, eșecul oricărei o componente (alta decât un rezervor de combustibil) nu are drept rezultat pierderea de putere a mai multor motoare sau necesitatea imediată de acțiune de către pilot pentru a preveni pierderea de putere de mai mult de un motor.
Dacă un singur rezervor de combustibil (sau o serie de tancuri de combustibil interconectate pentru a funcționa ca un singur rezervor de combustibil) este utilizat pe un motor multi-motor avion, trebuiesc adaugate prize independente pentru fiecare motor, fiecare încorporând o supapă de închidere a rezervorului. Supapele de închidere pot servi ca supape de închidere a firewall-ului, fiind de asemenea necesare. Cu toate acestea, conducta dintre valvă și compartimentul motorului conține peste un litru de combustibil (sau o sumă mai mare care se dovedește a fi sigură) care poate intra în compartimentul motorului, astfel sunt necesare valve suplimentare de închidere de tip "firewall". Conductele și orice alte componente de la fiecare ieșire a rezervorului la fiecare motor trebuie să fie complet independente una de alta.
Rezervorul de combustibil trebuie să aibă cel puțin două guri de aerisire minimalizând probabilitatea ca ambele orificii să fie obstrucționate simultan. Capacele de umplere trebuie proiectate astfel încât să se reducă la minimum probabilitatea de instalare incorectă sau pierderea în timpul zborului.
Sistemul de alimentare cu combustibil trebuie să fie proiectat și amenajat pentru a preveni aprinderea directă a vaporilor de combustibil în sistem în cazul lovituri de fulgere. Cresterea loviturilor se produce atunci cand fulgerul loveste invelisul si este deformat prin interacțiunea cu forțele aerodinamice, propagându-se într-o manieră unică datorită materialului și formei suprafețelor aeronavei. Corona și filamentulul trebuie, de asemenea, să fie montată la orificiile de evacuare a combustibilului, deoarece acesta se poate aprinde prin amestecul de combustibil și aer. O corona este o descărcare luminoasă care apare ca urmare a unei diferențe de potențial electric între aeronavă și zona înconjurătoare. Filamentul este o cale ionizată care are loc în prezența unui fulger iminent (Figura 3.3).
Figura 3.3
Abilitatea sistemului de alimentare cu combustibil de a furniza combustibil la o rată de curgere iar presiunea suficientă pentru funcționarea corectă a motorului este vitală aeronavei. În plus, sistemul de alimentare cu combustibil trebuie să livreze combustibilul la atitudinea aeronavei care este cea mai critică în ceea ce privește cantitatea de combustibil inutilizabil. Sunt efectuate teste pentru a demonstra această performanță, pe majoritatea aeronavelor fiind instalate debitmetre de carburant. În timpul încercării, debitmetrul este blocat și combustibilul trebuie să curgă prin sau să depășească contorul și să furnizeze debitul și presiunea suficientă.
Pentru sistemele de combustibil cu debit gravitațional, debitul carburantului trebuie să fie de 150 procente din consumul de combustibil la decolare al motorului. Pentru motoarele cu piston, debitul de combustibil pentru fiecare sistem de pompe (principalele și de rezervă) pentru fiecare motor trebuie să fie 125 procente din debitul de combustibil necesar motorului la puterea maximă de decolare. Cu toate acestea, presiunea combustibilului, cu principalele pompe de funcționare simultane, nu trebuie să depășească limitele presiunii de admisie a combustibilului.
Pentru aeronavele, cu aspirație naturală, cu un singur motor, în zbor de nivel, maximum 75% putere trebuie să fie disponibilă în cel mult 10 secunde. Pentru aeronavele cu turbocompresoare, și cu mai multe motoare este permisă o perioadă de 20 de secunde.
Sistemele de combustibil pentru motoare cu turbină trebuie să fie să furnizeze cel puțin 100% debit de combustibil catre motor în conformitate cu fiecare conditie de funcționare și manevră.
La aeronavele cu rezervoare de combustibil multiple, performanța este monitorizată la transferul combustibilului de la un rezervor la altul, iar daca transferul se execută în timpul zborului, rezervoarele de combustibil, aerisirile și sistemul de transfer de combustibil trebuiesc proiectate astfel încât să nu poată apărea daune structurale asupra oricărei componente a avionului din cauza supraîncărcării oricărui rezervor.
Alimentarea inutilizabilă a combustibilului trebuie să fie stabilită pentru fiecare rezervor și nu poate fi mai mică decât cantitatea la care se află prima dovadă de funcționare defectuoasă care apare sub alimentarea cea mai nefavorabilă a combustibilului în cadrul fiecărei operațiuni intenționate și manevrelor care implică acel rezervor în timpul zborului. Efectul asupra combustibilului utilizabil ca urmare a unei defecțiuni a oricărei pompe este, de asemenea, luat în considerare.
Fiecare sistem de alimentare cu combustibil trebuie să fie liber de blocarea vaporilor atunci când temperatura combustibilului este critic. Pentru combustibilul folosit la motoarele cu turbină temperatura critică trebuie să fie 110 ° F, (-0 °, + 5 ° F) sau temperatura maximă a aerului.
Fiecare rezervor de combustibil trebuie să poată rezista, fără eșec: vibrațiilor, inerției, lichidului și sarcinilor structurale la care se află pot fi supuse în functionare. Capacitatea totală utilizabilă a oricăror rezervoare trebuie să fie suficient pentru cel puțin 30 de minute de funcționare la maximum putere continuă. Fiecare rezervor integrat de combustibil trebuie să fie adecvat instalației și supus la inspecție și ulterior la reparații interioare. În plus, fiecare indicator al cantității de combustibil trebuie să fie ajustat pentru a ține seama de alimentarea necorespunzătoare a combustibilului.
Există diferite standarde de testare a rezervoarelor. Un accent principal este de a asigura că rezervoarele sunt suficient de puternice pentru a rămâne pe deplin operaționale și nu se deformează atunci când se află sub diferite sarcini. Suportul rezervorului de combustibil trebuie proiectat pentru sarcinile critice care ar putea apărea în timpul zborului sau la aterizare. Rezistența la vibrații fără scurgeri este, de asemenea, o preocupare, ele fiind testate în conformitate cu cea mai critică condiție care poate fi întâlnită.
Fiecare rezervor de combustibil trebuie să aibă un spațiu de extindere nu mai mic de două procente din capacitatea rezervorului necesara pentru evacuarea aerului în afara avionului. Este imposibila să umplerea spațiului de expansiune în mod necorespunzător cu avionul aflat la sol.
Capitolul 2 Elementele constructive ale instalatiei de combustibil
2.1 Tipuri de pompe
Majoritatea aeronavelor au cel putin o pompa pentru a livra combustibil sub presiune pentru fiecare motor in parte. Orice pompă de combustibil nu trebuie sa afecteze funcționarea motorului prin crearea un pericol, indiferent de puterea motorului, setarea de împingere sau starea funcțională a oricărei alte pompe de combustibil. Pentru motoarele cu turbina, sunt necesare pompe de combustibil dedicate pentru fiecare motor. Orice pompă necesara pentru funcționare este considerată o pompă principală de combustibil si alimentarea cu energie a pompei principale pentru fiecare motor trebuie să fie independenta de sursa de alimentare pentru fiecare pompă principală pentru orice alt motor de asemenea trebuie să existe și o funcție de bypass pentru fiecare pompă de deplasare pozitivă.
Altele decât aeronavele cu sisteme de alimentare cu combustibil gravitațional, toate aeronavele au cel puțin o pompă de combustibil pentru a furniza combustibil curat sub presiune la dispozitivul de măsurare a carburantului pentru fiecare motor. De asemenea pompele auxiliare sunt utilizate pe multe aeronave. Câteodată pompe auxiliare cunoscute drept pompe booster sau pompe de turație, sunt utilizate pentru a asigura combustibil sub presiune pozitivă la pompa motorului si în timpul pornirii atunci când pompa motorului nu este suficient de accelerata pentru o livrare suficientă de combustibil. Ele sunt de asemenea folosite ca sistem de rezerva al pompei motorului în timpul decolării și la altitudini mari pentru a proteja sistemul împotriva blocării vaporilor. Pe multe aeronave mari, aceste pompele sunt folosite si pentru a deplasa combustibilul de la un rezervor la altul.
Există multe tipuri de pompe de combustibil auxiliare în utilizare. Cele mai multe sunt acționate electric, dar unele sunt acționate manual si se găsesc pe aeronavele mai vechi.
1. Pompe de combustibil manuale
Unele aeronave mai vechi cu motor cu piston au fost echipate cu pompe de combustibil manuale. Ele sunt folosite casistem de rezerva pentru transfera combustibilul din rezervor in motor sau din rezervor în rezervor. Pompele de mana sunt pompe cu acțiune dublă care livrează combustibilul cu fiecare cursă a mânerului pompei avand traseul prin centrul ei. Figura 3.4 ilustrează mecanismul dintr-o pompa mnuala. O pompă de mana este acționată la pornirea motorului și la transferul de combustibil pe aeronave de transport mai vechi.
Figura 3.4 Pompa manuala
Deoarece mânerul este deplasat în jos, balansierul din partea stângă a pompei se deplasează în sus, iar paleta în partea dreaptă a pompei se deplasează în jos. Atunci cand manerul se mișcă în sus, introduce combustibil în camera A. Deoarece camerele A și D sunt conectate prin centrul, de asemenea, combustibilul ajuge în camera D. În același timp, forțeaza combustibilul sa iasa din camera B, prin trecerea pliată din centru a pompei, în camera C și prin supapa de reținere la ieșirea din camera C. Când mânerul se mișcă din nou, bara din stânga se mișcă în jos, forțând combustibilul afara din camerele A și D, deoarece supapa de reținere la intrare din camera A împiedică recircularea combustibilului. Cursorul din dreaptă se mișcă simultan și trage combustibilul în camerele B și C.
O pompă de mână necesită ca liniile de combustibil să intre din cabina de pilotaj la pompă, creând un potențial pericol care poate fi evitat prin utilizarea unei pompe acționată electric. Aeronavele moderne folosesc de obicei pompe electrice auxiliare, dar ele deseori utilizeaza o pompă de mână simplă pentru amorsarea motorului (motoarelor) în timpul pornirii. Aceste dispozitive sunt pistoane cu acționare unică, pompele care trag combustibil în cilindrul pompei atunci când butonul este tras înapoi. Când este împins înainte, combustibilul este pompat prin linii către cilindrii motorului. Figura 3.5
Figura 3.5
Această pompă a motorului este un piston acționat manual . Acesta este montat pe panoul de bord și se extinde prin peretele parafoc în cazul în care admisia de combustibil și conductele de livrare sunt atașate pe partea stângă.
2. Pompe centrifugale
Cel mai comun tip de pompă de combustibil auxiliara utilizata pe aeronave, în special aeronave mari și de înaltă performanță, este pompa centrifugală. Este un motor electric acționat și scufundat în rezervorul de combustibil sau situată chiar în afara rezervorului, cu prelungirea orificiului de admisie al pompei în rezervor.
Dacă pompa este montată în afara rezervorului, în mod obișnuit este montată si o supapă de evacuare a pompei, astfel încât pompa să poată fi montată si îndepărtată fără evacuarea rezervorului de combustibil, Figura 3.6
Figura 3.6
O pompă centrifugă de combustibil poate fi submersată în rezervorul de combustibil (A) sau poate fi atașată la exteriorul rezervorului cu instalația de admisie și evacuare care se extinde în rezervorul (B). Mânerul supapei de demontare a pompei se extinde sub panoul de gardă de avertizare pentru a indica faptul că intrarea pompei este închisă.
O pompă centrifugă este o pompă de deplasare variabilă care pre ia combustibilul din centrul unui rotor și îl trimite către peretii vasului. Figura 3.7
Figura 3.7 Funcționarea internă a unei pompe centrifuge de creștere a combustibilului.
Combustibilul este tras în centrul rotorului printr-un ecran. Aceasta este mutat în exteriorul carcasei prin intermediul rotorului și în afara tubului de ieșire a carburantului. O verificare a valvei împiedică intoarcerea combustibilului in pompă. O conductă de evacuare este conectată la pompa. O supapa de ocolire poate fi instalată la sistemul de alimentare cu combustibil pentru a permite pompei sa traga combustibil din rezervor în cazul în care pompa nu funcționează. Se utilizează pompa de centrifugare pentru a alimenta pompa de carburant care alimenteaza motorul și transferul de combustibil din rezervor în rezervor în cazul în care aeronava este proiectată astfel.
Unele pompe centrifuge de combustibil funcționează la mai mult decat viteza, selectată de pilot, în funcție de fază a exploatării aeronavelor. Pompele centrifuge de combustibil situate în rezervoarele de combustibil asigură presiune pozitivă în sistemul de alimentare cu combustibil, indiferent de temperatură, atitudinea de zbor, prevenind astfel blocarea vaporilor. Pompele montate pe partea exterioară a rezervorului nu necesită acest lucru dar au un fel de orificiu care se află în combustibil. Acesta poate fi un tub în care este amplasată o supapă de închidere, astfel încât pompa să se poată monta sau schimba fără a goli rezervorul. Intrarile sunt acoperite cu un ecran pentru a preveni ingerarea materiei străine. In figura 3.8 este prezentata o instalare tipică a ecranului de intrare a pompei de alimentare cu combustibil pentru o pompă centrifugă montată în afara rezervorului.
Figura 3.8
3. Pompe ejectoare
Rezervoare de combustibil cu pompe de combustibil în rezervor, cum ar fi pompele centrifugale sunt construite pentru a menține alimentarea cu combustibil a pompei de admisie în orice moment. Acest lucru asigură faptul că pompa nu se blocheaza și că pompa este răcită de combustibil. Sectiunea a rezervorului de combustibil dedicata instalării pompei este împărțita cu deflectoare care conțin supape de închidere, de asemenea cunoscute sub numele de valve flapper. Acestea permit alimentareacu combustibilul în timpul manevrelor, dar nu permite curgerea in exterior.
Unele aeronave folosesc pompe ejector pentru a vă asigura că combustibilul este întotdeauna la intrarea in pompa. O conducta de diametru mic trimite surplusul de carburant înapoi în rezervor unde este amplasată pompa. Combustibilul este îndreptat printr-un tub venturi care face parte din ejector. În timp ce combustibilul se aprinde prin tub se formează o presiune scăzută. O intrare sau o conducta care provine din afara zonei rezervorului, permite combustibilului sa poata ajunge în ansamblul ejector unde este pompat în compartimentul rezervorului de combustibil. Împreună, cu supapele de control al deflectoarelor, pompele ejectorului păstrează un debit pozitiv de combustibil la intrarea lui pompa. Figura 3.9 se poate observa ca o pompă ejectoare utilizează un tub venturi pentru aducerea combustibilului în zona pompelor rezervorului de combustibil.
Figura 3.9
4. Pompe electrice pulsatoare
Avioanele mai mici folosesc mai puțin pompe de combustibil auxiliare costisitoare si sunt preferate pompe electrice pulsatoare, sau pompe de combustibil cu piston. Este de obicei folosita în în același mod ca o pompă centrifugală de combustibil de pe aeronavele mai mari, doar ca este amplasata în aval de ieșirilea rezervorului de combustibil.
Pompa de combustibil electric pulsatorie este montata în paralel cu pompa de carburant. La pornire, acesta oferă combustibil înainte ca pompa de carburant a motorului sa fie la viteza optima, și poate fi folosita în timpul decolării ca sistem de rezervă. De asemenea, poate fi folosit la altitudini mari pentru a preveni blocarea vaporilor.
Pompa electrică pulsatorie utilizează un piston pentru a extrage combustibil în și din pompă. Este alimentata de un solenoid care alternează între energizare și dezactivare, care mișcă pistonul înainte și înapoi într-o mișcare pulsantă. Figura 4.1 prezintă funcționarea internă a pompei.
Figura 4.1
În A, este afișată pompa cu bobina solenoidală alimentată, care trage pistonul în jos în bobină. Aceasta deschide punctele de întrerupere care permit calibrarea arcului pentru a împinge pistonul în sus, pompând astfel combustibilul spre ieșire (B). Acest ciclu se repetă la o viteză legată de acumularea presiunii combustibilului la ieșirea pompei. Tot combustibilul din camera C este forțat prin supapa de control din centrul pistonului în camera D. Când este poziționat între electromagneți, pistonul este suficient de îndepărtat de magnetul pe care nu îl mai atrage, iar pivotul permite contactelor pentru a fi deschise. Acest lucru trimite curentul către solenoid.
Arcul calibrat sub piston este suficient de puternic pentru a împinge pistonul din solenoid. Pe măsură ce pistonul se ridică, împinge combustibilul în camera D, afară din portul de evacuare al pompei. De asemenea, când pistonul se ridică, trage combustibil în camera C prin supapa de reținere în camera C.
Pe măsură ce pistonul se ridică, magnetul este atras de el și astfel mișcarea în sus închide punctele. Acest lucru permite fluxul de curent la bobinele solenoidului, iar procesul începe din nou cu pistonul tras în jos între bobine, eliberarea magnetului, și deschiderea punctelor.
Pompa de combustibil electric pulsatorie cu acțiune unică răspunde presiunea combustibilului la ieșire. Când este necesar combustibil, pompa are cicluri rapide cu o presiune mică la iesire. Pe măsură ce crește presiunea combustibilului, pompa încetinește datorită faptului că arcul calibrat intampina rezistență în timp ce încearcă să forțeze pistonul în sus. Arcul din centrul pistonului atenuează mișcarea. O diafragmă între camera D și un spațiu de aer in partea de sus a pompei amortizeazainpusul de combustibil spre ieșire.
5. Pompe de combustibil cu palete
Pompele de combustibil cu palete sunt cele mai comune tipuri pompe găsite pe aeronave cu motor cu piston, care mută un volum constant de combustibil cu fiecare rotație a pompei. Când este folosit pe post de pompa auxiliara, un motor electric rotește arborele pompei.
Ca și în cazul tuturor pompelor, un rotor excentric este acționat în interiorul unui cilindru. Sloturile de pe rotor permit lichidului să alunece, să iasă și să fie ținut pe peretele cilindrului de către pini plutitoari de distanțare. Pe măsură ce fantele se rotesc cu rotorul excentric, volumul creat de peretele cilindrului creste și apoi scade. Un port de intrare este situat unde fantele creează un spațiu de volum în creștere și combustibil este aspirat în pompă. În continuare în jurul valorii de rotație, spațiul creat devine mai mic. Un port de ieșire situat acolo provoacă forțarea combustibilului din cilindru. Figura 4.2
Fig 4.2 Mecanismul de bază al unei pompe de combustibil cu palete.
Dispozitivul de măsurare a carburantului pentru motor oferă mai mult combustibil decât trebuie să opereze, cu toate acestea, volumul constant al pompei poate fi excesiv. Pentru a regla fluxul, pompele au un dispozitiv de reglare pentru reducerea presiunii. El folosește presiunea ridicată la ieșirea pompei pentru a ridica o supapă de pe loc, care returnează excesul de combustibil la partea de intrare a pompei. Figura 4.3 prezintă o pompă de combustibil cu palete cu aceasta funcție reglabilă a presiunii.
Fig 4.3 Supapa de suprapresiune într-o pompă de combustibil cu palete.
Prin stabilirea depresurizarii la a o anumită presiune deasupra dispozitivului motorului de amestecare a carburantului cu aerul presiunea de admisie, este livrat volumul corect de combustibil. presiunea fiind stabilită prin intermediul șurubului de reglare a presiunii care tensionează arcul supapei suprapresiune.
În timpul pornirii motorului sau în cazul în care pompa cu turbină nu este operantiva, combustibilul trebuie să poată curge prin pompă la dispozitivului de amestecare a carburantului. Aceasta se realizează cu ajutorul unei supape de deviatie în interiorul pompei.
O placă bine arcuită sub supapa de siguranță depășește presiunea arcului ori de câte ori presiunea combustibilului de admisie a pompei este mai mare decât presiunea de alimentare a combustibilului. Placa se mișcă în jos și combustibilul poate curge prin pompă. Figura 4.4 se observa ocolirea combustibilului pe care o permite o pompă de combustibil cu palete astfel incat lichidul sa curgă prin pompă în timpul pornirii sau când pompa este defecta.
Figura 4.4
.
Pompele de combustibil cu balamale compacte se utilizează atunci când pompa cu palete este pompa de combustibil primară care alimenteaza motorul. Setarile supapei de iesire variază în mod automat pentru a asigura livrarea corespunzatoare a combustibilului cu presiune de admisie a aerului in camera de ardere cu modificări in functie de altitudine sau presiunea de ieșire a turbocompresorului.
O cameră de aerisire deasupra unei diafragme atașate la mecanismul este conectata la sursa de presiune a aerului de admisie. Daca presiunea aerului variază, diafragma ajută sau rezistă supapei de siguranta, rezultând o livrare corespunzătoare a combustibilului la dispozitivul de amestec al carburantului. Dispozitivul de amestec al carburantului este conectat în camera de aerisire a pompei. Figura 4.5
Figura 4.5
2.2 Tipuri de rezervoare
Pentru a înțelege mai bine sistemele de combustibil ale aeronavelor și funcționarea acestora, în continuare vor fi prezentate diferite tipuri de rezervoare.
Există trei tipuri de rezervoare de combustibil pentru aeronave: rezervoarele rigide detașabile, rezervoarele deformabile și rezervoarele integrale de combustibil. Tipul de aeronavă, proiectarea și utilizarea prevăzută a acestuia, precum și vârsta aeronavei determină ce tip de rezervor de combustibil v-a fi instalat pe aeronavă. Cele mai multe rezervoare sunt construite din materiale necorozive si sunt de obicei facute pentru a fi ventilate fie printr-un capac de aerisire sau printr-o conductă de aerisire. Rezervoarele de combustibil pentru avioane au o zonă de decantare numită fantă, concepută ca un loc pentru sedimentarea rezidurilor si a apei. Zona de decantare este echipata cu o supapă de scurgere utilizată pentru a îndepărta impuritățile în timpul inspecției. Figura 4.6
Figura 4.6
Eliminarea inpuritatilor dintr-un rezervor de combustibil se executa cu un filtru de epurare în forma de cilindru transparent pentru a examina prezența contaminanților.
Majoritatea combustibililor pentru avioane conțin un fel de inpuritati pentru a supune combustibilul deplasarea rapidă în timpul manevrelor de zbor. Folosirea unui orificiu de drenaj construită în jurul deschiderii de umplere a combustibilului pentru a evacua orice combustibilul vărsat in lateral.
Rezervoarele rigide detașabile
Multe aeronave, în special cele vechi, utilizează o alegere evidentă pentru construirea rezervoarelor de combustibil. Un rezervor rigid este fabricat din diverse materiale și este legat în structura corpului aeronavei.
rezervoarele sunt adesea nituite sau sudate împreună și pot include deflectoare, precum și alte caracteristici ale rezervorului de combustibil descrise mai sus. Acestea sunt fabricate în mod obișnuit din aliaj de aluminiu 3003 sau 5052 sau din oțel inoxidabil și sunt nituite și sudate pentru a preveni scurgeri. Multe rezervoare timpurii au fost realizate dintr-o peliculă subțire de oțel acoperită cu un aliaj de plumb sau staniu îndoite și lipite. Figura 4.7 prezintă părți ale unui rezervor de combustibil tipic detașabil.
Figura 4.7
Indiferent de construcția rezervorului, acesta trebuie să fie susținut de structura aeronavei cu un fel de captuseala pentru a rezista în timpul zborului.
Aripile sunt locația cea mai populară pentru rezervoare de combustibil. Figura 4.8 prezintă un compartiment al rezervorului de combustibil la incastrarea aripii. Unele rezervoare de combustibil sunt confectionate astfel in cat sa se intinda pana la bordul de atac al aripii.
Figura 4.8
Unele tancuri sunt costruite pentru a face parte din marginea anterioară a aripii. Acestea sunt asamblate folosind rezistență electrica și sunt sigilate cu un compus care este turnat în rezervor și lăsat să se usuce. Figura 4.9.
Figura 4.9 Un rezervor de fuselaj pentru o aeronavă ușoară.
In toate cazurile, integritatea structurală a cadrului aeronavei nu se bazează pe rezervor, astfel încât rezervoarele nu sunt considerate integrale, deoarece materialele noi sunt testate și utilizate în aeronave, rezervoarele de combustibil sunt construite din materiale altele decât aluminiu, oțel și inox oțel. Figura 5.1 prezintă un rezervor de combustibil detașabil rigid dintr-o aeronavă de categorie ultra-ușoară construită din poliesterul izoftalic Vipel UL 1316 / UL 1746 rășină și compozit. Construcția sa ușoară poate duce la utilizarea acestui tip de rezervor la alte aeronave în viitor.
Figura 5.1. Un rezervor compozit de la o aeronavă ultra-ușoară
Construcția sa ușoară poate duce la utilizarea acestui tip de rezervor la alte aeronave în viitor, deoarece poate fi îndepărtat, reparat, sau înlocuit ușor în cazul unei scurgeri sau a unei funcționări defectuoase. Reparațiile la rezervoarele de combustibil trebuiesc efectuate în concordanță cu specificațiile producătorului respectând toate procedurile de siguranță.
Vaporii de combustibil trebuie îndepărtați din rezervor pentru a preveni explozia. Aceasta implică de obicei spălarea rezervor cu apă și detergent, precum și un număr de minute ca aburul sau apa să treacă prin rezervor (timpul variază in funție de producător). Odată reparat, rezervorul de combustibil îi este verificată presiunea, de obicei, în timp ce este instalat în corpul aeronavei, pentru a preveni distorsiunea în timpul presurizării.
Rezervor de combustibil deformabil
Un rezervor deformabil rezervor de combustibil fabricat dintr-un material flexibil armat și poate fi utilizat în locul unui rezervor rigid. Acesta conține majoritatea caracteristicilor și componentelor unui dispozitiv rigid dar nu necesită o deschidere la fel de mare în învelișul aeronavei pentru a instala. Rezervorul sau celula de combustibil așa cum este numită uneori, pot fi rulată și pusă într-o structură special pregătită sau o cavitate printr-o deschidere mică, cum ar fi o ușă de inspecție.
Odată ajuns înăuntru, poate fi desfăcut la dimensiunea completă. Rezervoarele trebuie atașate la structură cu cleme sau altele dispozitive de fixare pentru a le mentine întinse și netede. Este deosebit de important să nu existe riduri pe suprafața inferioară, astfel încât contaminanții de combustibil să nu fie blocați de la instalarea în bazinul rezervorului. Figura 5.2
Figura 5.2. Un rezervor de combustibil deformabile pentru o aeronavă ușoară.
Rezervoarele de combustibil sunt utilizate la aeronave de toate dimensiunile. Sunt puternice și au o viață lungă cu cusături numai în jurul gurilelor de evacuare a rezervoarelor, scurgerea canalului, gura de umplere etc. Când un rezervor are o scurgere, tehnicianul poate să-l cârpească conform instrucțiunilor producătorului. Celula poate fi de asemenea îndepărtat și trimis la o stație de reparații a rezervoarelor de combustibil echipată pentru a efectua astfel de reparații.
Natura flexibilă moale a rezervoarelor de combustibil necesită ca acestea rămână umede. În cazul în care este necesar să se păstreze un rezervor fără combustibil în el pentru o perioadă lungă de timp, este necesar a șterge interiorul rezervorului cu o peliculă de ulei curat de motor.
Rezervoare de combustibil integrate
Pe multe aeronave, în special în categoria de transport și performanță ridicată, rezervoarele care fac parte din structura aripilor sau a fuzelajului sunt etanșate cu un material de etanșare rezistent la combustibil din două părți pentru a se forma un rezervor. Pielea sigilată și elementele structurale asigură cel mai mare volum de spațiu disponibil cu cea mai mică greutate. Acest tip de rezervor se numește rezervor integrat de combustibil deoarece acesta formează un rezervor ca unitate în structura corpului aeronavei.
Pentru gestionarea mai buna a combustibilului aripă este sigilată în tancuri separate și poate include un rezervor de supraprensiune sau un rezervor de depășire, care este în mod normal, gol, dar sigilat astfel încat să rețină combustibil atunci când este necesar.
Atunci când o aeronavă execută diverse manevre, un rezervor necesită o piedică pentru a nu se acumula într-un singur loc. Nervurile aripilor și elementele structurale ale lonjeroanelor servesc ca deflectoare, iar altele pot fi adăugate în mod special pentru acest scop.
Aceste deflectoare permit combustibilului să se deplaseze la secțiunile joase, interioare ale avionului dar împiedicându-l să se deplaseze în afara, iar pompele de combustibil amplasate în partea inferioară a rezervoarelor la punctele inferioare au întotdeauna combustibil pentru pompare indiferent de atitudinea aeronavei. Figura 5.3
Figura 5.3
Deflectoarele de șoc sunt instalate în locații prezente în structura nervurii integrate a rezervorului unei aeronave Boeing 737. Rezervoarele integrale de combustibil trebuie să aibă panouri de acces pentru inspecție și repararea rezervoarelor și a altor componente ale sistemului de alimentare cu combustibil.
Pe aeronavele mari, tehnicienii intră fizic în rezervor întreținere. Categoriile de transport aeronave au adesea mai multe panouri de acces oval sau plăci de rezervă pe fund suprafața aripii în acest scop. Figura 5.4A Aceste panourile de aluminiu sunt fiecare etanșate în loc cu un inel O și o garnitură din aluminiu pentru legarea electrostatică. Inelul exterior de prindere este strâns la panoul interior cu șuruburi, ca în Figura 5.4B.
Figura 5.4. Locațiile panoului de acces pentru rezervorul de combustibil pe un Boeing 737 (A) și etanșările tipice ale panoului de acces la rezervorul de combustibil (B).
La introducerea și efectuarea lucrărilor de întreținere vaporii de combustibil trebuie să fie eliminati din rezervor și trebuiesc utilizate echipamente respiratorii de către tehnician.
2.3 Tipuri de valve
Există multe utilizări ale supapelor de combustibil în sistemele aeronavelor ele sunt utilizate pentru a opri fluxul de combustibil sau pentru a direcționa combustibilul la o locatie dorită. Altele decât valvele de evacuare a rezervoarelor, la aeronavele ușoare sistemele pot include numai o supapă, supapa de selecție. Aceasta încorporează caracteristicile de închidere și selecție într-un singura supapă. Sistemele de combustibil pentru avioane mari au numeroase supape.
Cele mai simple sisteme de deschidere și închidere și sunt cunoscute prin nume diferite legate de locația și funcția lor în sistemul de alimentare cu combustibil (de exemplu, supapă de închidere, supapă de transfer, supapă transversală). Supape de combustibil pot fi acționate manual, acționate solenoid sau operate cu motor electric.
O caracteristică a tuturor supapelor de alimentare cu combustibil este un mijloc pozitiv identificând poziția valvei în orice moment. Valvele mauale realizează acest lucru prin utilizarea unor palete în care se află un știft cu arc sau o proeminență similară când supapa este reglată în fiecare poziție marcată cu etichete și un mâner direcțional, acest lucru face ușor de identificat poziția dorită.Figura 5.5
Figura 5.5. Indicatii pentru fiecare poziție, un mâner indicator și etichetarea ajută pilotul să cunoască poziția supapei de combustibil.
Valvele acționate cu motor și cu solenoid indică poziția supapei în în plus față de poziția comutatorului pe indicatoarele de poziție. Sistemul de gestionare a zborului (FMS) afișează de asemenea poziția supapelor de combustibil grafic în diagrame solicitate pe monitoarele cu ecran plat. Figura 5.6
Figura 5.6 Imaginea grafică a sistemului de alimentare cu combustibil si monitorizarea
Un lucru inportant este că multe supape au un exteriormânerul de poziție sau pârghia, care indică poziția supapei. Cand personalul de întreținere observa supapa, poate fi repoziționata manual de către tehnician folosind aceeași pârghie. Figura 5.7
Figura 5.7.
Această supapă de acționare cu motor are o poziție roșie indicând o pârghie care poate fi utilizată de către personalul de întreținere identificand poziția supapei. Pârghia poate fi mișcată de către tehnician pentru a poziționa supapa.
Valve operate manual
Există trei tipuri principale de supape operate manual pentru sistemele de alimentare cu combustibil. Valva de tipul conic și papusa sunt utilizate frecvent în aviația generală ca valve de selecție a combustibilului, dar mai exsista si valvele cu manivelă.
1. Valve de tip con
O supapă de conica, denumită și o supapă cu dop, constă dintr-o mașină prelucrată cu o carcasă de supapă în care se poate monta un con de alama sau un nylon rotativ. Conul este rotit manual de către pilot cu un mâner atașat. Căile de trecere sunt prelucrate prin con, astfel încât, pe măsură ce este rotit, combustibilul poate curge de la nivelul selectat sursă la motor.
Acest lucru se întâmplă atunci când pasajul aliniază cu portul dorit de intrare a carburantului prelucrat în de locație. Figura 5.8 prezintă o vedere în secțiune transversală a unui con supapă. Conul poate fi, de asemenea, rotit într-o poziție astfel încât pasajul (coridoarele) nu se aliniază cu nici un port de intrare a combustibilului. Acesta este poziția de oprire a carburantului a supapei.
Figura 5.8.
O supapă conică este deschisă când conul pătrat aliniază intrarea și porturile de evacuare. Se oprește fluxul atunci când porțiunea conului nu este aliniată cu orificiul de intrare.
2. Valve papușă
Supapele de selecție sunt, de asemenea, de obicei de tip poppet. Dupa cum mânerul este rotit în această supapă, o camă pe arborele atașat se ridică a fost selectată poziția de pe scaunul portului dorit. La în același timp, supapa asistată de un arc închide porturile care nu sunt selectate. Detenturile blochează supapa în poziție când cama împinge un poppet complet de pe scaun. Este deasemenea o pozitionare pozitiva atunci cand cama nu angajeaza nici una dintre ele, care reprezinta poziția OFF a supapei. Figura 5.9
Figura 5.9. Mecanismul intern a unei valve de tip tavan selector.
3. Valvele cu manivelă
O singură supapă de selecție nu este utilizată în sistemele complexe de combustibil a aeronavelor din categoria transporturilor. Fluxul de combustibil este controlat cu ajutorul funcției a serii de valve ON / OFF sau de închidere, care sunt întrerupte între componentele sistemului. Robineți de închidere manuală pot fi utilizate, în special ca supape de control al focului, care necesită nr puterea electrică pentru a opri fluxul de carburant atunci când se declanșează un incendiu mânerul este tras de urgență. Valvele sunt în mod obișnuit poziționate în combustibil pentru alimentarea fiecărui motor. Sistemele de închidere cu acționare manuală sunt, de asemenea dotate cu supape de deflație operate de sol și pompă de încărcare, ventile de izolare, care opresc combustibilul până la intrarea pompei, pompa, permițând schimbarea acesteia fără golirea rezervorului.
Robineții de închidere utilizează o poartă sau o lamă sigilată care alunecă în calea combustibilului, blocând debitul acestuia când este închis. Figura 6.1 prezintă o supapă tipică de acționare manuală.
Figura 6.1. O supapă de acționare manuală
Când mânerul este rotit, brațul de acționare din interiorul supapei deplasează lama de poartă între garnituri și fluxul combustibil. O supapă de ocolire cu relief termic este încorporată pentru a scuti acumularea de presiune în exces față de valva închisă la creșterea temperaturii.
4. Valve cu motor
Utilizarea motoarelor electrice pentru a acționa supapele sistemului de alimentare cu combustibil este comun pe aeronave mari, datorită locației îndepărtate de la aeronave carcasa componentelor sistemului de alimentare cu combustibil. Tipurile de supape utilizate sunt în principiu aceleași cu supapele acționate manual, dar motoarele electrice sunt utilizate pentru a acționa unitățile. Cele mai multe două valve de combustie comune cu motor electric sunt supapa de închidere și supapa tip plug.
Ventilul de acționare cu motor folosește un dispozitiv de reglare, reversibil motorul electric pentru rotirea brațului de acționare al supapei deplasează poarta combustibilului în sau din calea combustibilului. Ca și în cazul supapa posterioară acționată manual, poarta sau lama sunt sigilate.
O manetă de deplasare manuală permite tehnicianului să observe Poziționați supapa sau poziționați-o manual.Figura 6.2 Mai puțin frecvent este utilizarea unei supape de motor de tip plug; un motor electric este utilizat pentru a roti mai degrabă tamponul sau tamburul acesta fiind rotit manual. Indiferent de tipul de supapă utilizate, ventile de aer de mare sistem de aeronave fie să permită combustibilul curgere sau închidere.
Figura 6.2 O supapă acționată electric, utilizată în mod obișnuit în sistemele mari de combustibil pentru aeronave.
5. Valve cu solenoid
O modalitate suplimentară de a opera o supapă de combustibil localizată la distanță este prin utilizarea de solenoizi electrici. O supapă de tip talpă se deschide prin tragerea magnetică dezvoltată atunci când se deschide solenoidul este energizat. Un arc forțează o tulpină de blocare o crestătură în tulpina talpului pentru a bloca supapa în poziție deschisă. Apoi, combustibilul curge prin deschidere de către poppet. Pentru a închide tetiera și a opri fluxul de carburant, al solenoidului de închidere este alimentat.
Tragerea magnetică depășește forța arcului de blocare a tijei și trage blocarea ieșiți din crestătură în tulpina tulpină. Un spate în spate poppet îl forțează înapoi pe scaun. O caracteristică a servomotoarele acționate de electrovalve sunt deschise și închise foarte repede. Figura 6.3
Figura 6.3 O supapă de combustibil acționată de solenoid utilizează dispozitivul magnetic forța dezvoltată de solenoizii energizați pentru a deschide și a închide.
2.4 Tipuri de filtre
Se utilizează două tipuri principale de dispozitive de curățare a combustibilului aeronave. Filtrele de combustibil sunt de obicei construite din plasă de sârmă relativ grosieră. Acestea sunt concepute pentru a prinde bucăți mari resturile și prevenirea trecerii lor prin sistemul de alimentare cu combustibil.
Filtrele de combustibil nu inhibă curgerea apei. Filtre de combustibil în general, sunt de obicei o plasă fină. În diverse aplicații, aceștia pot prinde sedimente fine care pot fi doar mii de centimetri în diametru și, de asemenea, ajuta capcana de apă. Filtrele micronice sunt frecvent utilizate la aeronave cu turbină. Acest este un tip de filtru care captează particule extrem de fine în intervalul 10-25 microni. A micron este 1 / 1.000 de milimetru.Figura 6.4
Fig 6.4 Compararea mărimii particulelor de praf de 1 micron și cap de pin.
Toate sistemele de combustibil ale aeronavelor au filtre care asigura faptul că combustibilul livrat către motor (motoare) este liber de contaminanți. Primul dintre acestea se întâlnește la ieșire a rezervorului de combustibil.
Pentru a încuraja colectarea, se utilizează un rezervor de resturi în partea inferioară a rezervorului, care poate fi atunci drenat înainte de zbor. Deschiderea efectivă a rezervorului pentru combustibil este poziționat deasupra acestui bazin. Este folosit un anumit tip de ecran pentru a prinde contaminanții care încearcă să curgă din rezervor sistemul de alimentare cu combustibil. Ecranele cu deget sunt comune la aeronavele ușoare.
Ele măresc în mod eficient zona de evacuare a rezervorului de combustibil, permițând ca o cantitate mare de resturi să fie prinsă în timp ce încă mai este permițând fluxul de combustibil. Figura 6.5 ilustrează ecranele degetului care sunt înșurubate într-un fiting sudat în orificiul rezervorului. Suflantele de evacuare a rezervoarelor de combustibil sunt utilizate în aeronava ușoară.
Figura 6.5
În cazul pompelor în rezervor filtrul de evacuare a rezervorului este amplasat la intrarea la cum este arătat în figura 3.8. Ecranul este mare zona permite capturarea resturilor în timp ce permite încă suficient debit de combustibil pentru funcționare. Inspecțiea periodică și curățarea acestor filtre sunt necesare.
Un filtru principal suplimentar pentru sistemul de alimentare cu combustibil al aeronavelor este necesară între orificiul de evacuare al rezervorului de carburant și dispozitivul contor de combustibil (într-un sistem de carburant sau injecție de combustibil). Este în mod normal situată între rezervorul de combustibil și combustibilul motorului pompa la punctul inferior din sistemul de alimentare cu combustibil și este echipată cu un canal de scurgere pentru prelevarea probelor și evacuarea.
Un filtru de gaz este un filtru de combustibil sau un filtru care încorporează și el un bol de colectare a sedimentelor. Vasul este în mod tradițional de sticlă permite controale rapide vizuale pentru contaminanți. Un gazelier are un canal de scurgere, sau castronul poate fi îndepărtat pentru a examina și a arunca capcanele reziduuri și apă. Figura 6.6
Figura 6.6
Găcolitorul este principalul filtru de combustibil între rezervoarele și dispozitivul de măsurare a combustibilului pe multe aeronave ușoare. Filtrul principal de combustibil este adesea montat la un punct scăzut de pe motor. Canalul de scurgere este accesibil printr-un panou de acces, sau se extinde pur și simplu prin capacul inferior al motorului.
Ca și în cazul filtrelor, este permisă introducerea combustibilului dar trebuie să călătorească prin elementul de filtrare pentru a ieși. Apa, fiind mai grea decât combustibilul, devine prinsă și se colectează în partea inferioară a bolului.
Aeronavele mai performante pot avea un filtru principalprecum in figura 6.7 La aeronavele cu două motoare, există un filtru principal pentru fiecare motor.
Figura 6.7 Ansamblu de filtre pe un motor cu pistoane duble ușoare aeronave.
Alte filtre de combustibil mai mari au o construcție cu ecran dublu. Un ecran cilindric structurat este înfășurat cu o plasă fină material prin care trebuie să treacă combustibilul de admisie. În interiorul cilindrul este un ecran suplimentar în formă de con.
Combustibilul trebuie să treacă prin conul pentru a ajunge la ieșirea filtrului. Rețeaua utilizată în acest ansamblu de filtre împiedică ieșirea de apă și particule din bolul filtrului. Contaminanții se colectează în partea de jos pentru a fi drenat printr-o supapă de golire. Figura 6.8
Figura 6.8 suprafața dublă cu filtru dublu trece prin combustibil plasa cilindrică exterioară și plasa conică interioară.
Unitățile de comandă a combustibilului pentru motoarele turbionare sunt extrem de apropiate dispozitive de toleranță. Este imperativ ca combustibilul să le fie livrat curat și fără contaminanți. Folosirea filtrelor micronice face posibil acest lucru. Tipul de plasă de filtru din celuloză modificabil prezentat în figura 6.9 poate bloca particule de 10-200 microni în dimensiune și absoarbe apa dacă este prezentă. Dimensiunea mică a lui ridică posibilitatea blocării filtrului cu reziduuri sau apă. Prin urmare, o supapă de siguranță este inclusă în ansamblul de filtre care ocolește combustibilul prin intermediul creșterii presiunii din blocaj.
Figura 6.9 Un filtru tipic de combustibil micronic cu celuloză schimbabilă element de filtrare.
Filtrele de combustibil sunt adesea utilizate între combustibilul motorului, pompa și dispozitivul de măsurare a combustibilului pe ambreiaje ca avion cu motor cu turbină. Este, de asemenea, un filtru micronic. Folosește discuri cu plasă fină sau napolitane stivuite pe un nucleu central.
Aceste filtre pot suporta presiunea mai mare găsită în sistemul de combustibil al motorului din avalul motorului pompa. Figura 7.1
Figura 7.1
Un filtru de placă micronică utilizează mai multe plăci de cerneală prin care trebuie să treacă combustibilul pentru a ieși din filtru prin miez. O primavara încărcat supapa de alimentare din carcasa filtrului este dezactivată atunci când filtrul este înfundat pentru a continua livrarea combustibilului.
Indicarea blocajului unui filtru poate apărea, de asemenea, în cabina de pilotaj prin utilizarea unui comutator activat by-pass sau a unei presiuni comutator diferențial. Valva de by-pass activează a comutator care închide circuitul la semnalul de avertizare în prima tip. Indicatorul de tip diferențial de presiune compară presiunea de intrare a filtrului de combustibil la presiunea de ieșire. A circuitul este finalizat când apare o diferență presetată. Prin urmare, un indicator este iluminat în cazul în care un blocaj provoacă ocolirea pentru a deschide sau pentru presiunea de admisie și evacuare pentru a varia semnificativ.
Temperatura combustibilului poate fi, de asemenea, monitorizată pentru posibilitatea de a blocaj cauzat de apa înghețată. Figura 7.2
Figura 7.2
Un panou de combustibil Boeing 737 care arată iluminat indicatoarele de poziție a supapei și luminile de by-pass pentru filtrul de combustibil. Combustibilul temperatura în rezervorul nr. 1 este de asemenea indicată.
2.5 Tipuri de senzori de combustibil
Sistemele de combustibil pentru avioane utilizează diverși indicatori. Toate sistemele sunt necesare pentru a avea un indicator de cantitate de combustibil. Fluxul de combustibil, presiunea și temperatura sunt monitorizate pe multe aeronave. Indicatoarele de poziție a supapei și diferite lămpi de avertizare și semnalările sunt de asemenea folosite.
Aceste dispozitive variază foarte mult în funcție de complexitatea sistemului de alimentare cu combustibil și a aeronavei pe care se află acestea sunt instalate. Indicatori simpli care nu necesită electricitate puterea au fost cele mai vechi tipuri de indicatori de cantitate și sunt încă în uz astăzi. Utilizarea acestor indicatori direcți de lectură este posibilă numai pe aeronave ușoare în care se află tancurile de combustibil apropierea de cabină. Alte aeronave ușoare și mai mari aeronavele necesită indicatoare electrice sau capacități electronice indicatori.
O gura de vizare este o sticlă transparentă sau un tub de plastic deschis pentru combustibil rezervor care se umple cu combustibil până la același nivel cu combustibilul din rezervor. Acesta poate fi calibrat în galoane sau fracțiuni ale unui rezervor plin pot fi citite de pilot. Un alt tip de ecartament face utilizarea unui flotor cu o tijă indicatoare atașată la acesta. Dupa cum flotorul se deplasează în sus și în jos cu nivelul de combustibil din rezervor; o porțiune a tijei care se extinde prin capacul rezervorului cantitatea de combustibil din rezervor. Figura 7.3
Figura 7.3 Indicatorul cantității de combustibil pe acest Piper Cub este un flotor atașat la o tijă care iese prin capacul rezervorului.
Acestea doua mecanismele sunt combinate într-o altă cantitate simplă de combustibil indicatorul în care plutitorul este atașat unei tije care se mișcă în sus sau în jos într-un cilindru calibrat. Figura 7.4
Figura 7.4 Un indicator al cantității de combustibil de tip indicator flotant.
Sunt mai multe măsurători sofisticate pentru cantitatea de combustibil mecanic comun. Un flotor care urmează nivelului de combustibil rămâne elementul principal de detectare, dar o legătură mecanică este conectat pentru a deplasa un pointer peste fața de apelare a unui instrument. Acest lucru se poate face cu o manivelă și un pinion aranjament care conduce pointerul cu unelte sau cu a cuplaj magnetic, la pointer. Figura 7.5
Figura 7.5. Indicatori simpli de combustibil mecanic utilizați pe aeronave ușoare cu rezervoare de combustibil în imediata apropiere a pilotului.
Indicatorii indicatori ai cantității de combustibil electric sunt mai frecvenți decât indicatoare mecanice în aeronave moderne. Majoritatea acestor unități funcționează cu current continuu (DC) și utilizează rezistența variabilă în un circuit pentru a conduce un indicator tip rametometru. Miscarea a unui plutitor în rezervor se mișcă un braț de conectare la ștergător un rezistor variabil în unitatea rezervorului.
Acest rezistor este cablat în serie cu una dintre bobinele indicatoarelor de combustibil de tip rametometru panoul de bord. Modificări ale fluxului curent rezistorul unității rezervorului modifică curentul care trece prin unul a bobinelor din indicator. Aceasta modifică câmpul magnetic în care indicatorul indică pivotul. Cadranul calibrat indică cantitatea corespunzătoare de combustibil. Figura 7.6
Figura 7.6 Un indicator de cantitate a combustibilului electric de curent continuu utilizează un rezistor variabil în unitatea rezervorului, care este deplasat de un braț plutitor.
Sunt disponibili indicatori digital care lucrează cu aceiași semnal de rezistență variabilă din unitatea rezervorului. Ei convertesc rezistența variabilă într-un afișaj digital din cabină capul instrumentului. Figura 7.7 Instrumente complete digitale sisteme, cum ar fi cele găsite într-o aeronavă de cabină din sticlă, converti rezistența variabilă într-un semnal digital care urmează să fie procesate pe un computer și afișate pe un panou ecran plat.
Figura Figura 7.7. Mecanismele digitale de măsurare a cantității de combustibil care funcționează cu rezistență variabilă de la unitatea rezervorului sunt prezentate în A și B. Cantitatea de combustibil indicarea unui ecran Garmin G-1000 cu ecran plat este afișată în C.
Aeronavele mari și de înaltă performanță utilizează în mod obișnuit sisteme electronice de cantitate de combustibil. Aceste sisteme mai costisitoare au avantajul de a nu avea părți în mișcare în rezervor trimiterea de unități. Sunt instalate emițătoare cu capacitate variabilă în rezervoarele de combustibil care se extind de sus în jos fiecare rezervor din combustibilul utilizabil. Mai multe dintre aceste unități de rezervoare sau sondele de combustibil, așa cum sunt uneori numite, pot fi instalate într-un rezervor mare. Figura 7.8
Figura 7.8 Un emițător al rezervorului de combustibil pentru un sistem de indicare a cantității de combustibil de tip capacitate.
Acestea sunt conectate în paralel. Odată cu schimbarea nivelului de carburant, capacitatea fiecăruia schimbări de unități. Capacitatea transmisă de toate celelalte sondele dintr-un rezervor sunt totalizate și comparate într-un circuit de pod de către un calculator microcip în cantitatea de combustibil digital a rezervorului indicator în cabină. Deoarece manevrele de avion, unele sondele sunt în mai mult combustibil decât altele datorită atitudinii aeronave. Indicația rămâne constantă, deoarece totalul capacitatea transmisă de toate sondele rămâne aceeași.
Un trimmer este folosit pentru a se potrivi cu ieșirea de capacitate cu indicatorul de cantitate precalibrat.\ Un condensator este un dispozitiv care stochează energie electrică. Suma este poate stoca depinde de trei factori: zona de plăci sale, distanța dintre plăci și constanta dielectrică a material care separă plăcile. Unitatea rezervorului de combustibil conține două plăci concentrice care sunt distanțe fixe. De aceea capacitatea unei unități se poate schimba dacă constanta dielectrică a materialul care separă plăcile variază. Unitățile sunt deschise la în partea superioară și inferioară, astfel încât aceștia să poată asuma același nivel de combustibil ca în tancuri. Prin urmare, materialul dintre plăci este fie combustibil (dacă rezervorul este plin), aer (dacă rezervorul este gol), sau un anumit raport de combustibil și de aer în funcție de cantitatea de combustibil rămasă în rezervor. Figura 7.9 prezintă o ilustrare simplificată a această construcție.
Figura 7.9.
Capacitatea sondei rezervorului variază în a capacitate de tip rezervor de combustibil sistem de indicatori ca spațiu între plăcile interioare și exterioare sunt umplute cu cantități diferite de combustibil și aerul în funcție de cantitatea de combustibil din rezervor.
Circuitul de pod care măsoară capacitatea unitățile de rezervă utilizează un condensator de referință pentru comparație. Cand tensiunea este indusă în punte, reactanța capacitivă a sondele rezervorului și condensatorul de referință pot fi egale sau diferit. Mărimea diferenței este tradusă în o indicație a cantității de combustibil din rezervor calibrat în lire. Figura 8.1 reprezintă natura acestei comparații podul circuit.
Figura 8.1. O punte de capacitate simplificată pentru o cantitate de combustibil sistem.
Utilizarea condensatoarelor de rezervoare, a unui condensator de referință și a un circuit de bridge microcip în indicatorii de cantitate de combustibil este complicată de faptul că temperatura afectează dielectrică a combustibilului. Unitate de compensare (montat scăzut în rezervor, astfel că este întotdeauna acoperit cu combustibil) este conectat în circuitul de punte. Modifică fluxul curent pentru a reflecta variațiile de temperatură ale combustibilului, care afectează densitatea combustibilului și astfel capacitatea unităților rezervoare. Figura 8.2
Figura 8.2. Unitate rezervor cantitate combustibil și unitate compensator instalat în interiorul unui rezervor de aripă.
Un amplificator este, de asemenea, necesar în sistemele mai vechi. Amplitudinea din semnalele electrice trebuie să fie mărită pentru a deplasa servomotorul în indicatorul analogic. În plus, dielectricul constantă a diferitelor combustibili pentru motoare cu turbină omologate pentru a anumite aeronave pot varia, de asemenea. Calibrarea este obligatorie depăși acest lucru.
O unitate de însumare a combustibilului face parte din combustibilul de tip capacitate sistem de indicare a cantității. Se utilizează pentru a adăuga cantitățile rezervorului din toți indicatorii. Această cantitate totală de combustibil poate fi utilizate de echipaj și de computerele de gestionare a zborurilor pentru calculând limitele optime ale vitezei și ale motorului pentru urcare, croazieră, coborâre etc. Cantitatea de combustibil de tip capacitance unitățile de testare a sistemului sunt disponibile pentru depanare și asigurând buna funcționare și calibrarea indicatoarelor componentele sistemului.
Multe aeronave cu sisteme de indicare a consumului de combustibil de tip capacitate utilizați, de asemenea, un sistem de indicare mecanică pentru verificarea combustibilului indicații de cantitate și pentru a determina cantitatea de combustibil la bordul aeronavei atunci când nu este disponibilă energie electrică. A o mână de bastoane de măsurare a combustibilului sau bastoane de picurare sunt montate în fiecare rezervor. Când este împins și rotit, picurați Stickul poate fi coborât până când carburantul începe să părăsească gaura de pe partea inferioară a fiecărui băț. Acesta este punctul în care partea de sus a bastonul este egal cu înălțimea combustibilului.
Bastoanele au o scală calibrată pe ele. Prin adăugarea indicațiilor tuturor a bastoanelor de picurare și conversia în kilograme sau galoane prin intermediul unui graficul furnizat de producător, cantitatea de combustibil în rezervor pot fi constatate. Figura 8.3
Figura 8.3
Un buton de scurgere a carburantului este coborât din partea inferioară a rezervorului de combustibil până când combustibilul picură din gaura din partea inferioară. Citirea calibrată scară și adăugarea citirilor din toate bastoanele de scurgere ale rezervoarelor, o diagramă poate să fie consultată pentru a ajunge la cantitatea totală de combustibil din aeronavă prin greutate sau volum.
Debitmetru de combustibil
Un debitmetru de combustibil indică utilizarea combustibilului într-un motor real timp. Acest lucru poate fi util pilotului pentru verificarea motorului performanță și pentru calculele de planificare a zborului. Tipurile din debitmetrul de combustibil utilizat pe o aeronavă depinde în primul rând de motorului utilizat și a sistemului de combustibil asociat.
Măsurarea cu exactitate a debitului de combustibil este complicată de faptul că masa de combustibil se modifică cu temperatura sau cu tipul de combustibilul utilizat în motoarele cu turbină. În aeronave ușoare cu piston au fost concepute sisteme pentru măsurarea volumului de carburant.
Masa reală a combustibilului care circulă pe motor se bazează pe o asumarea greutății medii a combustibilului pe unitatea de volum. Cel mai simplu dispozitiv de detectare a debitului de combustibil este folosit împreună cu sisteme de injecție a combustibilului instalate pe o poziție orizontală opusă motoare cu piston. Un manometru este folosit, dar este calibrate în galoane pe oră sau kilograme pe oră.
Cantitatea de combustibil care curge prin injectorii de combustibil are o direcție directă în raport cu scăderea presiunii pe injectorul de carburant orificii. Prin urmare, monitorizarea presiunii combustibilului la injector (e) apropie foarte mult de debitul de combustibil și oferă un flux util informații privind controlul amestecului planificarea zborului.
Există o limitare majoră a utilizării presiunii combustibilului ca a indicator de flux. Dacă un injector este înfundat, debitul de combustibil este redus. Cu toate acestea, manometrul indică o valoare mai mare presiunea combustibilului (și un debit mai mare de combustibil) din cauza restricției. Operatorii trebuie să fie conștienți de această posibilitate și verificați debitmetrul împotriva EGT pentru a determina natura lui indicația ridicată. Figura 8.4
Figura 8.4. Căderea de presiune pe duzele injectorului de carburant este utilizată pentru a reprezenta debitul de combustibil în aeronave ușoare cu motor cu piston.
Sistemele mari de combustibil pentru motoare cu piston pot utiliza un tip de palete contor de debit de combustibil care măsoară volumul combustibilului consumat de către motor. Unitatea de curgere a combustibilului este de obicei situată între pompa de carburant a motorului și carburatorul. Intregul volumul de combustibil livrat către motor este trecut prin debitmetrul. Înăuntru, combustibilul împinge împotriva paletei, care contractează forța fluxului de combustibil cu un arc calibrat. Arborele cu palete se rotește în grade diferite, care corespund combustibilului debitului prin unitate. Un transmițător de autosyn deflectează indicatorul de debit al debitului de combustibil din cabina de pilotaj este la fel deflectează vana. Fața de cadran a indicatorului este calibrată în galoane pe oră sau kilograme pe oră pe baza unei medii greutatea combustibilului.
Deoarece carburantul alimentat de motor trebuie să treacă prin debitmetru unitate, este încorporată o supapă de siguranță pentru a ocoli combustibilul arborele ar trebui să funcționeze defectuos și să restricționeze combustibilul normal curgere. Camera vanei este excentrică. Odată cu împingerea mai multor combustibili în jurul paletei, se rotește mai departe în jurul camerei. Volumul camerei crește treptat pentru a permite fluxul mai mare de combustibil fără restricție sau presiune construieste. Figura 8.5
Figura 8.5 Un debitmetru de combustibil.
Volumul mai mare al fluxului mărește deformarea paletei față de un arc calibrat. Un autosyn transmițătorul replică rotirea arborelui balansierului pe indicatorul carlingii care este calibrat în galoane sau kilograme de debit de combustibil pe oră.
Motoarele cu turbină prezintă cea mai mare gamă de combustibil densitatea datorată variațiilor de temperatură și compoziției combustibilului. Un elaborarea unui dispozitiv de debit de combustibil este utilizat pe aceste aeronave. Măsoară masa combustibilului pentru indicarea precisă a debitului de carburant în cabina de pilotaj. indicatorul fluxului de masă profită de relația directă între masa combustibilului și viscozitate. Combustibilul este învârtit de a un rotor cilindric care se rotește la o viteză fixă. De ieșire deflectă o turbină doar în aval de rotor. Turbina este susținută cu arcuri calibrate. Deoarece motorul rotorului se învârte combustibilul la o rată fixă, orice variație a deformării turbinei este cauzate de volumul și vâscozitatea combustibilului. Viscozitatea componentă reprezintă masa combustibilului. Figura 8.6
Figura 8.7. Un sistem de indicare a debitului de combustibil
Combustibilul fluxului de masă utilizat la aeronave cu motor cu turbină folosește relația directă dintre vâscozitate și masa pentru afișarea debitului de combustibil în kilograme pe oră. Un sistem sincro de curent alternativ (AC) face parte din debitmetrul de debit masic. Este folosit pentru a poziționa un pointer împotriva scara indicatorului din cabina de pilotaj calibrată în kilograme pe oră.
Cu o cunoaștere exactă a fluxului de combustibil, pot fi numeroase calcule să fie efectuate pentru a ajuta la conștientizarea situației pilot și la zbor planificare. Cele mai multe aeronave de înaltă performanță au un totalizator de combustibil care calculează electronic și afișează informații, cum ar fi ca combustibil total utilizat, cantitatea totală de combustibil rămasă la bordul aeronavei, intervalul total și timpul de zbor rămase la actuala viteză a aerului, rata consumului de combustibil, etc. În cazul aeronavelor ușoare, este comună pentru a înlocui indicatorii originali analogici cu electronice calibre care conțin capacități similare și logică încorporată.
Unele dintre aceste computere de combustibil, așa cum sunt ele numite, se integrează informații despre localizarea globală prin satelit (GPS). Figura 8.8
Figura 8.8 Un ecartament de gestionare a combustibilului utilizează o microprocesor pentru a afișa fluxul de combustibil și numeroase alte calcule legate de consum
Avioane cu un proces complet de pilotaj digital datele privind debitul de combustibil în computere și afișarea unei game largi de combustibil informații legate de flux la cerere. Sunt relativ noi tipuri de senzori / emițătoare de debit de combustibil disponibil în aeronave noi și pentru modernizarea aeronavelor mai vechi.
Un tip de dispozitiv găsit în acasă și experimentat aeronava utilizează o turbină care se rotește în fluxul de combustibil. Debitul este mai mare, cu cât turbina se rotește mai repede. Un efect Hall traductorul este folosit pentru a converti viteza turbinei la o semnalul electric care trebuie utilizat de un indicator de carburant avansat similar la un calculator de combustibil pentru a produce o varietate de citiri calculate și avertismente. Turbina din această unitate este în linie cu combustibilul dar nu este în siguranță pentru a permite un flux adecvat de combustibil fără întrerupere în cazul în care unitatea funcționează defectuoasă. Figura 8.9
Figura 8.9
Un traductor și un microprocesor pentru funcțiile de comandă sunt situate în baza acestui senzor al debitului de combustibil al turbinei. Ecartamentul este condus de meniuri cu numeroase opțiuni de afișare.
Un alt senzor de debit de combustibil folosit în principal și pe aeronave ușoare detectează viteza de rotire a unei turbine în calea combustibilului. Aceasta prea are un design defect în cazul defectării turbinei. În această unitate, crestăturile din rotor întrerup un fascicul de lumină infraroșie între un LED și un fototranzistor care creează un semnal proporțional cu cantitatea de combustibil. Figura 9.1 Aceasta tipul de senzor poate fi cuplat cu un indicator electronic.
Figura 9.1. Un traductor de turbină în acest senzor de debit de combustibil produce un semnal de puls curent de la un pick-up opto-electronic cu un preamplificator.
Utilizarea sporită a microprocesoarelor și a computerelor aeronavele permit integrarea temperaturii combustibilului și a altor factori compensatori pentru a produce un debit de combustibil foarte precis informație.
Detectarea fluxului de combustibil cu ieșire digitală facilitează acest lucru cu un grad ridicat de fiabilitate. Dispersie termică tehnologia asigură sensibilitatea fluxului fără părți în mișcare și semnale de ieșire digitală. Senzorul este format din două rezistențe detectoare de temperatură (RTD). Una este o RTD de referință care măsoară temperatura combustibilului. Celălalt este activ CDT. Este încălzit de un element adiacent la o temperatură mai mare decât combustibilul. Pe măsură ce fluxul de combustibil, elementul activ se răcește proporțional cu debitul de combustibil. Temperatura diferența dintre cele două RTD-uri este cea mai ridicată, fără flux. RTD-urile sunt conectate la un ansamblu electronic care furnizează energie la încălzitor și utilizează circuitele de detectare și a microprocesor pentru a controla o diferență constantă de temperatură între RTD încălzite și neîncălzite. Curentul electric la încălzitor este proporțională cu debitul masic al combustibilului. La fel de RTD de referință este folosit ca senzor de temperatură pentru a asigura o ieșire de temperatură și pentru a permite temperatura compensarea măsurării debitului. Figura 9.2
Figura 9.2. Unități de detectare a debitului combustibilului utilizând dispersia termică tehnologia nu are componente în mișcare și semnale digitale de ieșire.
Indicator temperatură combustibil
După cum sa menționat anterior, monitorizarea temperaturii combustibilului poate informați pilotul atunci când temperatura combustibilului se apropie de asta care ar putea cauza formarea de gheață în sistemul de combustibil, în special la filtrul de combustibil. Multe turbine mari și de înaltă performanță aeronavele utilizează un tip de rezistență pentru expunerea la temperatură a combustibilului electric într-un rezervor principal de combustibil pentru acest scop. Se poate afișa pe un ecartament tradițional al rametometrului Figura 7.2 sau poate fi introducerea într-un calculator pentru procesare și afișare digitală.
Figura 7.2 Un panou de combustibil Boeing 737 care arată iluminat indicatoarele de poziție a supapei și luminile de by-pass pentru filtrul de combustibil. Combustibilul temperatura în rezervorul nr. 1 este de asemenea indicată.
O temperatură scăzută a combustibilului poate fi corectată cu utilizarea a unui încălzitor de combustibil dacă aeronava este echipată. De asemenea, ca menționată, temperatura combustibilului poate fi integrată în fluxul de combustibil procesele de calcul. Variații de vâscozitate la diferite tipuri de combustibil temperaturile care afectează precizia senzorului de debit al combustibilului pot fi corectate prin microprocesoare și computere.
Indicator presiune combustibil
Monitorizarea presiunii combustibilului poate oferi avertizorului timpuriu al pilotului o defecțiune a sistemului de alimentare cu combustibil. Verificați că combustibilul sistemul livrează combustibil la dispozitivul de măsurare a carburantului poate fi critic. Simplu cu aer comprimat cu aer comprimat utilizați un indicator de presiune pentru tubulatură Bourdon cu citire directă. Este conectat la orificiul de alimentare cu combustibil al dispozitivului de măsurare a carburantului cu o linie care se extinde până la partea din spate a ecartamentului din cabina de pilotaj panou de instrumente. O aeronavă mai complexă poate avea un senzor cu un traductor situat la intrarea combustibilului la măsurare dispozitiv care trimite semnale electrice către un ecartament al cabinei de pilotaj. Figura 9.3
Figura 9.3 Un indicator tipic de combustibil care utilizează un semnal de la un senzor traductor pentru a afișa presiunea de admisie a combustibilului la dispozitivul de măsurare.
În aeronavele echipate cu o pompă auxiliară pentru pornirea și întreținerea pompei de motor, combustibilul manometrul indică presiunea pompei auxiliare până la motorul este pornit. Când pompa auxiliară este comutată off, gabaritul indică presiunea dezvoltată de motorul defect pompa.
Este posibil ca aeronave cu motor cu piston mai complex și mai mare utilizați un indicator diferențial de presiune a carburantului. Compară admisia de combustibil presiunea la presiunea de admisie a aerului la dispozitivul de măsurare a carburantului. A În mod obișnuit, se utilizează manometrul de presiune tip presiune. Figura 9.4
Figura 9.4 Un indicator diferențial de presiune a combustibilului utilizat pe un sistem complex și aeronave cu motor cu piston de înaltă performanță compară presiunea de admisie a combustibilului la presiunea de admisie a aerului la dispozitivul de măsurare a carburantului
Avioanele moderne pot utiliza o varietate de senzori, inclusiv solizi tipurile de stare și cele cu semnale sau semnale de ieșire digitală care sunt convertite în ieșire digitală. Acestea pot fi procesate în microprocesorul de măsurare a instrumentului, dacă este echipat, sau pe un computer și trimis la unitatea de afișare. Figura 9.5
Figura 9.5. Un afișaj electronic al parametrilor de combustibil, inclusiv presiunea combustibilului.
La aeronave de orice dimensiune, dispozitivele de avertizare vizuală și sonoră sunt utilizat împreună cu indicatoarele de calibrare pentru a atrage pilotul atenție la anumite condiții. Presiunea combustibilului este importantă care merită utilizarea unui semnal de avertizare atunci când cade în afara domeniului normal de funcționare. Presiune scăzută a carburantului luminile de avertizare pot fi iluminate prin utilizarea simplă senzori de presiune. Figura 9.6
Figura 9.6
Un semnal de avertizare a presiunii combustibilului este controlat de un a comutator care se închide atunci când presiunea combustibilului este scăzută.
Contactele comutatorului se vor închide când presiunea combustibilului se va opri de diafragmă este insuficientă pentru a le menține deschise. Aceasta permite curentului să curgă la semnalizatorul sau la lampa de avertizare din cabină.
Cele mai multe aeronave cu turbină utilizează o avertizare de joasă presiune comutați la ieșirea fiecărei pompe de combustibil. Anunțatorul pentru fiecare este în mod obișnuit poziționat adiacent pompei de pornire ON/OFF de pe panoul de combustibil din cabină. Figura 9.7
Figura9.7. Un panou de combustibil pentru categoria de transport cu un nivel redus de putere lămpi de avertizare pentru fiecare pompă de combustibil.
Indicatori transfer combustibil
Avioanele cu rezervoare de combustibil utilizează supape și pompe la mișcați carburantul și lăsați-l să circule în locațiile dorite, cum ar fi motoarele, un anumit rezervor sau peste bord în timpul jettisonului de combustibil.
Funcționarea supapelor din sistemul de alimentare cu combustibil este critică. Unele aeronave indică echipajului când se deschide supapa sau închiderea cu ajutorul lămpilor de supapă în tranzit. Contactele din ventil comandă luminile care se sting atunci când supapa este complet deschis sau când este complet închis. Alternativ, anunțător luminile care afișează poziția supapei ca DESCHIS sau ÎNCHIS sunt utilizate de asemenea. Valve-in-transit și indicatoare de poziție a supapei sau lumini, sunt situate pe panoul de combustibil din cabina de pilotaj adiacent comutatoarele ON / OFF ale supapei. Figura 9.8
Figura 9.8
Lămpile în tranzit sunt utilizate în această secțiune a categoria de transport aerian de tip panou de bord. Presiune redusă a pompei luminile care arată la fel sunt și ele pe panou. Uneori mecanismul de comutare are lampa de avertizare încorporată în ea. Digital sistemele de afișare descriu grafic pozițiile supapelor pe ecran.
2.6 Tipuri de consumatori
Aeronavele care transportă pasgeri sunt dotate cu cel putin doua motoare, regula inpusă companiilor aeriene de Organizatia internationala a aviatiei civile (ICAO), însa in prezent datorita noilor tehnologii exista aeronave, foarte sigure si fiabile, care au in dotare motoare foarte performante si la care este suficient sa aiba in dotare doar doua motoare, si conforme cu reglementarile ICAO au dreptul sa zboare ETOPS.
În afara de cele două motoare se mai regasește și o sursă auxiliară de putere denumita si APU(Auxiliary Power Unit), in fapt tot un motor cu turbina, care in aproape toate cazurile nu are rol de tractiune suplimentara, rolul acestuia fiind acela de a furniza energie electrica consumatorilor aflati la bordul aeronavelor inainte ca generatoarele electrice de baza, antrenate de motoare sa fie puse in functiune, si in cele din urma de a furniza energia electrica utila pornirii motoarelor. Acesta mai este utilizat si atunci cand motoarele de baza nu mai pot face fata consumului.
Cu cat raza maxima de actiune a aeronavei este mai mare, cu atat capacitatea rezervoarelor trebuie sa fie mai mare; la unele aeronave putandu-se adauga rezervoare suplimentare pentru marirea autonomiei de zbor, iar alte aeronave cu destinatie speciala pot fi alimentate direct in zbor.
Motoarele cat si modul lor de funcționare au fost prezentate în subcapitolul 1.1, iar aici vom prezenta APU-ul și principiul lui de funcționare.
APU-ul este acel dispozitiv de pe un avion care oferă energie pentru celelalte funcții ale aeronavei decât propulsia și anume: pentru pornirea motorului, conditionare, hidraulica, lumii, transfer de combustibil, suprafete de comandă, etc. Acesta se găsește de obicei pe aeronavele mediu și lung curier. Ele produc, în general, curent alternativ de 115 V (AC) la 400 Hz, pentru a conduce sistemele electrice ale aeronavei; alte unitați de alimentare auxiliară pot produce curent continuu de 28 V și pot furniza energie prin sisteme monofazate sau trifazate. În figura 9.9 este prezentat un APU Honeywell GTCP36-150 cu un compresor cu o singură treaptă și o turbină, conducând un compresor de sarcină cu o singură treaptă și cutie de viteze auxiliară.
El permite unei aeronave să opereze autonom, fără a se baza pe echipamentele de sprijin la sol, cum ar fi o unitate de alimentare la sol, fiind un motor cu reacție mic, situat în spate, în conul aeronavei, dar, în unele cazuri, este situat într-o nacelă de motor. Utilitatea cea mai inportantă o are faptul că poate fi pornit folosind doar bateria (bateriile) aeronavei și, poate fi folosit, după caz, pentru a furniza o sursă suplimentară de energie electrică în cazul pierderii unui generator de motor. De asemenea, poate fi folosit ca sursă de aerisire pentru asistența de pornire pentru o revigorare a motorului. În figura 10.1 este prezentată evacuarea Apu-ului.
Figura 9.9 APU Honeywell GTCP36-150 montat sub coada unui avion cu reacție.
Figura 10.1 Evacuare APU de la capătul fuzelajului unui Airbus A330
Boeing 727, în 1963, a fost primul avion cu reacție care dispunea de un APU cu turbină cu gaz, permițându-i să opereze în aeroporturi mai mici, independente de instalațiile de la sol. APU-ul poate fi identificat pe multe aeronave moderne printr-o conductă de eșapament la coada avionului.
Un APU tip turbină cu gaz pentru aeronave comerciale de transport cuprinde trei secțiuni principale: secțiunea de putere și secțiunea de putere, cea din urmă fiind porțiunea generatoare de gaz a motorului și produce toată puterea arborelui pentru APU.
Compresorul de sarcină este, în general, un compresor montat pe arbore, care asigură o putere pneumatică pentru aeronavă, deși unele APU extrag aer de aerisire de la compresorul secțiunii de putere. Există două dispozitive acționate: fantele de ghidare și de intrare care reglează fluxul de aer către compresorul de sarcină și supapa de reglare a supratensiunii care menține funcționarea stabilă sau fără supratensiune.
În aviație, APU utilizează un starter / generator de combinație pentru pornirea APU și generarea de energie electrică pentru a reduce complexitatea.
Cu privire la aeronavele Boeing 787 mai electrice, APU furnizează numai electricitate aeronavei. Absența unui sistem pneumatic simplifică proiectarea, dar cererea mare de energie electrică necesită generatoare mai grele.
Capitolul 3 Arhitectura preliminară a instalației de combustibil
3.1 Descriere tehnică a aeronavei
În acest subcapitol vom descrie aeronava, caracteristicile și datele de referință pentru începerea calculelor.
Aeronava pentru care va fi calculat și proiectat sistemul de combustibil este un avion de pasageri bimotor de capacitate mediu-curier cu un culoar de pasageri.
Avionul a fost gândit ca si competitor pentru alte aeronave pe relatii ETOPS (posibile folosind doar două motoare), Astfel optimizat pentru venituri maxime la costuri de operare minime. Aripile, fuselajul, instrumentele de zbor si tehnologia fly-by-wire ale modelului sunt identice cu cele ale aeronavelor conventionale, diferenta majoră fiind că modelul are două motoare, si prin urmare, autonomie mai scăzută.
Fuselajul are diametrul de 3,64 m oferind o configuratie tipică de 6 locuri pe un rând în clasa economică, în format 3+3. Avionul poate transporta 126 pasageri într-o configuratie cu o singura clasă până la 6.700 km. Capacitatea cargo oferită este generoasă comparabilă cu cea oferită de modelele mai vechi de Boeing 737, liniile aeriene putând să utilizeze modelul ca avion de pasageri pe timp de zi si avion cargo pe timp de noapte.
Forma exterioară a avionului, dimensiunile, motorizarea, organizarea structurală a componentelor sale îi influentează direct performanțele, el fiind un aparat complex alcătuitîn mod normal din patru subsisteme:
1. structura de rezistență;
2. sistemul de propulsie;
3. echipamentele de bord si aparatele de comandă a zborului ;
4. instalatiile si mecanizarea aeronavei .
Părtile mobile ale avionului ilustrate in figura 10.2 sunt:
eleroanele,
profundorul,
direcția,
flapsurile,
voleții,
frâna aerodinamică
compensatoarele
Fig 10.2 Părți principale ale aeronavei
Aeronava poate fi echipata cu diferite tipuri de motoare (figura 10.3) cele mai utilizate fiind:
– PW4000 x2 (Pratt &Whitney) – GE CF6-80E1 x2 (General Electric)
– RR Trent 700 x2 (Rolls – Royce)
Figura 10.3
În figura 10.4 este prezentat desen al aeronavei în patru vederi cu dimensiunile de gabarit.
Figura 10.4
Ampenajele reprezintă, pentru aeronavă, organele de echilibru, de stabilitate și comandă. De modul în care acestea sunt construite, depinde in mare masură capacitatea de manevrare aeronavei.
Ampenajele sunt alcătuite din ampenajul orizontal și cel vertical, fiecare dintre acestea având o parte mobilă și o parte fixă. La ampenajul orizontal, partea fixă este stabilizatorul, iar ceamobilă, profundorul (moment de tangaj). La ampenajul vertical, partea fixă este deriva, iar cea mobilă, direcția (moment de girație). Aeronava este capabila să zboare la viteza de 0,86 Mach, pe distanțe mari, iar pe direcție sau pe profundor se prevăd compensatoare statice: trimere (fixe sau comandate), servocompensatoare, variante de compensare de suprafața etc.
Aparatul de zbor are urmatoarele date tehnice necesare în calculele viitoare:
• motoarele de tip turbofan asigura aeronavelor viteze de zbor de la
800 km/h pană la aproape 1000 km/h, adeseori viteza de zbor situandu-se in intervalul 750-880 km/h;
• în majoritatea situatiilor, altitudinile de croaziera sunt peste 12.000 m;
distanțele de zbor variaza în limite largi, fiind în stransă legatură cu performanțele motoarelor si capacitatea rezervoarelor avionului;
• capacitatea rezervoarelor aeronavelor variaza intre 55,200 L si 310,000 L ;
Avand in vedere cele de mai sus aeronava a carei instalatie de combustibil trebuie proiectata, trebuie sa aibă urmatoarele caracteristici functional-constructive:
• avionul echipat cu doua motoare turbofan are puterea medie a motoarelor
cuprinsa in intervalul 2 x 45,800–57,900 lbf;
• capacitatea de transport sa fie de 126 de pasageri;
• viteza de croaziera 0,79 mach, iar viteza maxima 0,84 mach;
• plafon de zbor de 12,500 m;
• distanta maxima de zbor de 6,700 km.
Specificatiile tehnice orientative de gabarit ale aeronavei sunt:
1) lungime totala aprox. 42.1 m;
2) anvergura aprox. 35.8 m;
3) inaltimea totala aprox. 12.5 m;
Cu datele de mai sus vom putea proiecta instalatia de combustibil aferenta
avionului, care va trebui sa deservească cele două motoare turbofan, precum sursa auxiliara de putere de la bordul acestuia (APU).
3.2 Concepție structurală a instalației
Instalatia de combustibil a unei aeronave prin constructia sa, are ca scop alimentarea motorului/motoarelor precum si a sursei auxiliare cu, combustibil, aceasta realizandu-se pe toata durata de functionere. Principale parti componente care intra in componenta unei instalatii de combustibil sunt urmatoarele:
rezervorul/rezervoarele de combustibil;
pompele de combustibil;
conductele de interconectare a rezervoarelor si de alimentare a motorului/motoarelor;
robineti, filtre, supape;
sistemul de ventilatie/aerisire si drenaj ;
sistemul de alimentare la sol.
În timpul proictarii aeronavei trebuie sa se aiba in vedere repartizarea combustibilului in rezervoare cat si de greutatea acestuia, care poate ajunge pana la 40% din greutatea totala a aeronavei si prin urmare combustibilul utilizat repartizat in rezervoare influenteaza pozitionarea centrului de greutate care se află in raport direct cu centru de presiune si cel de greutate a aeronavei, deci mentinerea pozitiei pe traiectorie si controlul aeronavei. Datorita consumului de combustibil, repartizarea greutatii combustibilului se schimba continuu si va avea urmari asupra pilotarii.
Istalatiile de combustibil ale aeronavelor moderne de transport care au două motoare sunt concepute dupa urmatoarele idei:
alimentarea motoarelor se va face cu prioritate din cele mai apropriate rezervoare, respectiv din rezervoarele amplasate intre incastrarea aripii cu fuselajul si locul in care motorul este prins de aripa; combustibilul se va consuma conform organizarii determinate de catre proiectanti prin ordinea de consum.
alimentarea cu combustibil a motorului/motoarelor se va face din rezervoarele extremale (pozitionate intre motor si varful de plan) ale fiecarei aripii fiind alimentat motorul cel mai apropiat, celelalte rezervoare aflate in fuselaj ori in aripa vor alimenta in continuu cu combustibil rezervoarele extremale;
un rezervor unic, denumit si rezervor de consum, care se afla in partea centrala aripii la inbinarea cu fuselajul va furniza combustibil motoarelor; fiecare motor avand conducte de alimentare individuale. De asemenea fiecare motor are pompe individuale pentru preluarea combustibilului din rezervor.
Funcțiile principale ale sistemului de alimentare cu combustibil sunt de a stoca suficient combustibil necesar zborului, de a furniza combustibil la motor și la unitatea de alimentare auxiliară (APU) la viteza, presiunea și temperatura de funcționare în siguranță și continuue. În timpul zborului, sistemul de alimentare ar trebui să mențină CG de aeronave în limitele desemnate.
3.2.1 Determinarea amplasării rezervoarelor și ordinea de consum
În urma argumentelor prezentate in prealabil s-a ales o aeronava de tip mediu-curier cu un motor turboreactor PW4000 fabricat de compania Pratt &Whitney, cu aripa in sageata, joasa de tip grinda in consola, iar motoarele sunt montate pe piloni sub aripa asa cum se poate observa in figura 1.5, aeronava este prevazuta cu sursa de putere auxiliara (APU), instalata la partea terminala a fuselajului, iar priza de aer se afla in partea de jos a fuselajului. APU-ul este amplasat in acel locpentru a putea echilibra aeronava precum si pentru simetria ei, astfel montarea conductei de alimentare cu combustibil se v-a realiza prin stanga fuselajului (deoarece prin partea dreapta avem usa de acces in compartimentul destinat transportului de bagaje), pe sub puntea superioara destinata pasagerilor, din motive de siguranta.
Asa cum putem sa observam in figura.2.5, aripa aeronavei este impartita in trei parti si anume:
planul central, care este incorporat in structura de rezistenta a aeronavei
si in interiorul caruia regasim rezervorul central de combustibil;
planul extremal stang care va sustine motorul nr.1;
planul extremal drept care va sustine motorul nr.2.
Din motive de constructie si de montaj, toate cele trei parti ale aripii vor veni direct asamblate inpreuna, inainte ca aceasta sa fie atasate fuselajului.
Forma planului central este de tip dreptunghiular, deobicei fiind integrat in structura de rezistenta a intregii aeronave, si face legatura cu fuselajul aeronavei; iar forma planurilor extremale este de tip trapez.
Prin urmare, aripa aeronavei poate fi divizata in mai multe parti, care vor include rezervoarele de combustibil, dupa cum urmeaza:
– planul central va contine un rezervor chesonat (cu posibilitatea utilizarii unuia de tip flexibil),
– planurile extremale vor contine fiecare cate un rezervor pentru fiecare parte
chesonata, deci in total vor fi trei rezervoare.
Structura aripii este prezentata in figura 10.5. In componenta acesteia regasim urmatoarele elemente:
eleroanele, sunt dispuse in spatele motoarelor si au rolul de a comanda miscarea de ruliu. Acestea sunt utilizate pentru creerea in timpul bracajului a unui moment cat mai mare;
flapsurile, sunt dispozitive pentru hipersustenatie care in timpul procedurilor de decolare si a celor de aterizare primesc comanda de bracare;
bordurile de atac, sunt prevazute cu voleti detasabili, denumiti si slaturi, care concomitent cu flapsurile , se bracheaza, astfel marindu-se curbura profilului si prin urmare se va marii si portanta in timpul manevrelor de decolare si aterizare;
spoilerele, au rolul de neutralizre a efectului flapsurilor atunci cand aeronava se afla la sol si mai au rolul de frane aerodinamice;
rezervoarele de combustibil, sunt de tip cheson, integrate in constructia aripii;
rezervoarele de ventilatie, amplasate la varf de plan. Rolul acestora este de prevenire a suprapresiunii ce poate sa apara in timpul alimentarii cu combustibil si de spatiu suplimentar pentru combustil atunci cand acesta isi mareste volumul in momentul in care este supus unor temperaturi ridicate.
Fig.10.5 Segmentarea aripii avionului de transport
Pentru a se incadra in contururile pe care forma aripii le permite si prin urmarirea formelor profilului aripii se constata ca forma rezervoarelor de combustibil va fi una de tip neregulat. Peretii rezervoarelor vor avea o grosime egala cu cea a tablei din care sunt prelucrate partile componente ale structurii aripii si structurii de rezistenta.
Fiecare rezervor in parte din cele trei grupe in care este inpartita aripa, are propiul sau contur, pentru a se putea incadra in profilul aripii, dar deopotriva trebuie sa dea voie montarii atat in interiorul cat si in exteriorul sau a componentelor care intra in structura instalatiei de alimentare, cum ar fi: valvele de aerisire , conductele de interconectare a rezervoarelor, conductele de ventilatie, pompele de combustibil, gura de alimentare, valvele de presurizare cu aer, principalele conducte de combustibil etc.
Ordinea in care se va consuma combustibilul aflat in rezervoarele amplasate in aripa este conceputa in asa fel incat descarcarea aerodinamica a aripii sa se faca treptat. Un alt argument ar fi acela de a asigura centrajul aeronavei in limite acceptabile(figura 10.6)
In fig.10.6 putem observa cum consumul combustibilului din timpul zborului se va face de la rezervorul central catre varf de plan, micsorandu-se astfel continuu incarcarea asupra aripii.
Calcularea rezultantei R se face cu ajutorul ecuatiei fortelor care actioneaza asupra aripii dupa cum urmeaza:
unde:
Pₐ -portanta intregii aripi;
Gm -greutatea motorului;
Gsa -greutatea aripii;
Gcb -greutatea combustibilului din rezervoare.
Astfel putem observa ca solicitarea aripii in plan vertical este in concordanta cu greutatea combustibilui, care cu cat este mai mare cu atat solicitarea asupra aripii este mai mica. Din acest motiv la toate aeronavele, in mod obligatoriu va fi specificata si greutatea aeronavei fara combustibil.
Momentul rezultant M care este calculat fata de axa de ruliu, este compus din momentele fortelor ce survin in ecuatia de mai sus, dupa cum urmeaza:
unde:
Mpa -momentul dat de portanta aripii,
Mm -momentul dat de greutatea motorului,
Msa- momentul dat de greutatea propie a aripii,
Mcb-momentul dat de greutatea combustibilului.
Daca tinem cont de elementele geometrice care sunt prezentate in figura 10.6 ecuatia o putem scrie si astfel:
unde:
lcpa – distanta centrului de presiune al aripii fata de planul de simetrie al
aeronavei,
lcgm- distanta centrului de greutate al motorului fata de planul de simetrie al
aeronavei,
lcga –distanta centrului de greutate al aripii fata de planul de simetrie al
aeronavei,
lcgcb-distanta centrului de greutate al rezervoarelor de combustibil pline fata de
planul de simetrie al aeronavei.
Prin urmare momentul rezultant M care se calculeaza fata de axa de ruliu, va fi in concordanta cu greutatea combustibilului care cu cat va fi mai mare si bratul fortei mai lung, cu atat si momentul rezultant va fi mai mic. In urma acestui considerent, consumarea combustibilului se va face incepand cu rezervorul central si se va continua catre varfurile de plan, drept urmare, o data cu consumarea si scaderea greutatii combustibilului, bratul fortei va creste, fapt ce nu va modifica in mod decisiv valoarea momentului dat de combustibil, si prin urmare incarcarea initiala va fi pastrata.
3.2.2 Determinarea amplasării componentelor de pompare, alimentare a combustibilului și a conductelor
În afara rezervoarelor si a pompelor de combustibil, o instalatie de combustibil trebuie sa mai aiba in componență și conducte de alimentare, senzori de presiune, rezervoare de ventilatie, supape cu sens unic, precum si conducte de drenaj si ventilatie.
Schema functional-constructiva a instalatiei de combustibil a aeronavei in
forma sa preliminara, pe baza careia se va putea face proiectarea finala, poate fi studiata in figura 10.8 Aici putem observa amplasarea rezervoarelor, circuitele instalatiei, amplasarea pompelor, precum si a diferitelor valve.
Instalatia de combustibil este conpusa din patru tipuri de circuite, acestea sunt
urmatoarele:
1. circuitul de alimentare a rezervoarelor aeronavei;
2. circuitul de alimentare a motoarelor si a apu-ului;
3. circuitul de ventilatie si drenaj;
4. circuitul de transfer.
circuitul de alimentare a rezervoarelor aeronavei (figura 10.8). Are ca functie alimentarea cu, combustibil din surse externe. Este compus din: gura de alimentare (acolo unde se va cupla sursa externa de alimentare) montata sub aripa dreapta (accesul la aceasta trebuie sa fie cat mai facil), conducta de distribuire a combustibilului catre rezervoare (se va ramifica catre fiecare rezervor in parte) si valvele de alimentare (sunt comandate electric, dar pot fi comandate si manual in cazul in care aeronava nu este alimentata cu energie).
Figura 10.7 Circuitul alimentare a rezervoarelor aeronavei
2. circuitul de alimentare a motoarelor si a APU-ului (figura 10.7). Fiecare rezervor in parte va avea propriul sau circuit de alimentare a rezervoarelor; rezervoarele din planul stang vor alimenta motorul stang iar cele din planul drept motorul din partea dreapta. Rezervorul central va putea sa alimenteze ambele motoare; tot din rezervorul central se va alimenta si APU-ul. Pe circuitul de alimentare care va pleca din fiecare rezervor se vor monta valve de tip unisens si valve izolatoare iar la motoare se vor monta valve de joasa presiune. Intre planul drept si cel stang se va monta o valva de alimentare incrucisata, care este utilizata in momentul in care alimentarea din unul din planuri din diverse motive nu mai este posibila sau atunci cand se doreste alimentarea ambelor motoare din acelasi plan (in momentul in care este necesara reechilibrarea aeronavei, in urma unui consum diferit din cele doua planuri);
Figura 10.8 Circuitul de consum
3. circuitul de ventilatie și drenaj (figura 10.9). Sistemul de ventilatie are rolul de descarcare a suprapresiunii din rezervoare, care poate sa apara in momentul in care se face alimentarea aeronavei cu combustibil sau in cazul in care temperatura exterioara este destul de ridicata. Fiecare rezervor in parte, va avea propriul sau circuit de ventilatie.
Figura 10.9 Circuitul de ventilație
4. circuitul de transfer (figura 10.7); este acelasi cu circuitul de alimentare al rezervorului din ampenajul orizontal, dar diferenta consta in utilizarea acestuia pe toata durata zborului.
3.3 Forma și dimensiunile elementelor constructive
Elementele constructive ale instalației de combustibil sunt enumerate mai jos:
– Sistem de propulsie cu motoare de tip turboreactor PW4000-112 fabricat de compania Pratt &Whitney (figura 1.5 respectiv figura 3.1)
– APU Honeywell GTCP36 (figura 9.9)
– Pompe de combustibil suplimentare (figura 3.7)
– Pompe de combustibil ale APU-ului
– Pompe electrice cu roti dintate (figura 11.1)
– Pompe ejectoare (figura 3.9)
– Rezervoare (figura 5.4)
– Supape de inchidere (izolare)
– Supape antiretur
– Valve cu solenoid (figura 6.3)
– Adaptor de alimentare
– Filtru de combustibil de placă micronică (figura 7.1)
– Debitmetru de combustibil (figura 8.3)
– Senzori temperatura (figura 7.2)
– Senzori presiune pe conducte (figura 9.1)
– Senzori transfer combustibil (figura 8.9)
– Senzor de presiune a alimentarii (figura 9.3)
– Schimbator de căldură
– Senzori presiune combustibil în rezervoare (figura 8.2)
– Supape de ventilație
– Computer de combustibil (figura 9.5)
– Densiometru
– Senzori de combustibil scazut
– Senzor de detecție a apei
– Supape de drenaj a apei
– Supape de drenaj combustibil
– Conducte
– Coliere de prindere a conductelor
– Prizoniere
– Șuruburi
– Distanțiere
– Șeibi
– Piulițe
Pentru a putea asigura stabilitatea sistemului de combustibil proiectat, trebuie sa stim puterea pe care o va consuma, presiunea de refulare, debitul fluidului refulat etc.
Pompele electrice cu roti dintate de combustibil sunt individuale si in general pentru fiecare rezervor se va monta cate una, dar in cazul in care dimensiunile rezervoarelor sunt apreciabile iar forma acestora nu este una simpla pot fi utilizate mai multe pompe. Pompa de combustibil individuala ce va fi aleasa va fi una cu roti dintate, a carui turatie va fi una constanta, iar antrenarea acesteia va fi facuta de catre un motor electric. Acest tip de pompa a fost ales deoarece acestea sunt fiabile, constructia lor este una simpla si au o greutate redusa ceea ce este foarte important in tehnica de aviatie.
Debitul de combustibil care este asigurat de acest tip de pompa are o gama larga de valori, cuprinsa in intervalul 20-540 kg comb./min iar presiunea de refulare este de aproximativ 4,5-5 bari. Pentru a se putea regla presiunea combustibilului (acest lucru este necesar deoarece o presiune prea ridicata, ar putea duce la degradarea filtrelor de combustibil) si pentru ca presiunea din fata filtrelor sa fie mentinuta la o valoare constanta, se va recurge la montarea unor supape de descarcare.
Prezentarea unei pompe de combustibil cu roti dintate este facuta in fig.11.1 unde se poate vedea supapa pentru asigurarea unei presiuni constante a combustibilului, filtrul de combustibil si senzorul de monitorizare a presiunii combustibilului care poate fi amplasat pe conducta de consum din exteriorul pompei (dar in apropierea acesteia) s-au poate fi amplasat pe conducta de refulare a combustibilului.
Fig.11.1 Constructia unei pompe de combustibil cu roti dintate
Se poate vedea ca pompa este alcatuita din doua roti dintate care au acelasi diametru si care sunt contrarotative . Unul dintre pinioane este cel care conduce, el fiind antrenat de un motor electric, iar celalalt pinion este condus de catre pinionul care conduce. Prin miscarea pinioanelor combustibilul va fi aspirat in interiorul pompei in parte A , dupa care va fi preluat de rotile dintate in spatiul care se va forma intre fiecare pereche de dinti consecutivi si va fi dus in partea cealalta a rotilor in spatiul notat R .
Atunci cand valoarea presiunii la care combustibilul va refula va depasi o anumita limita, selectata in prealabil prin intermediul surubului care tensioneaza arcul supapei de presiune constanta, supapa cu bila se va deschide permitand astfel descarcarea unei cantitati de combustibil din camera de refulare spre camera de unde se aspira prin intermediul conductei care asigura descarcarea pompei, astfel presiunea combustibilului din camera de refulare va fi mentinuta la acelasi nivel. Din zona in care se face refularea, combustibilul va trece printr-un filtru de unde va fi descarcat prin intermediul conductei care asigura refularea.
In cazul in care din diferite motive elementul care asigura filtrarea s-a degradat sau refularea este obturata, ori filtrul de combutibil este plin, se poate observa ca pompa a fost dotata cu o conducta de deviere (by-pass) care este inchisa prin intermediul unei supape, dar care poate fi deschisa pentru a permite combustibilului sa ajunga la conducta care asigura refularea fara a mai fi filtrat.
Divizarea dintre zona de intrare (joasa presiune A) si si zona de refulare (inalta presiune R) se va face prin asigurarea unei etanseitati cat mai bune la contactul dintre doi dinti ai rotilor, zona de contact dintre dintii rotilor si carcasa, precum si un joc cat mai redus dintre carcasa si rotile dintate, respectiv jocul dintre capacele din fata ale pompei si rotile dintate; totusi evacuarea combustbilului dintre doi dinti succesivi nu va fi facuta usor, ci o parte a combustibilului va fi prins si zdrobit intre rotile dintate, cu rezultatul producerii unei curgeri a lichidulului si producerii de socuri in angrenaj, si prin urmare, functionarea unor astfel de pompe va fi insotita de zgomote destul de mari, iar in urma curgerii lichidului cu o viteza mare carcasele si capacele pompei vor avea o uzura destul de mare.
Mecanismele folosite pentru construirea acestor tipuri de pompe sunt de doua feluri, si anume: montate in interiorul pompelor, si montate in exteriorul acestora. Dantura rotilor poate fi inclinata s-au dreapta, dar poate fi utilizata si dantura cu inclinare dubla.
Rolul senzorului de masurare a presiunii combustibilului este acela de a percepe consumul de combustibil (atunci cand pompa scade destul de mult presiunea de refulare) si de a da comanda releului de oprire a motorului electric al pompei. Atunci cand presiunea de combustibil se reduce sub un anumit prag, pompa/pompele din acel rezervor se vor opri.
Debitul volumetric al pompei cu roți dințate este, în condiții teoretice, dat de formula:
, unde:
– modulul danturii roților dințate;
– lățimea pinioanelor pompei;
– numărul de dinți ai pinioanelor;
– turația motorului electric de antrenare a pompei;
În literatura de specialitate se precizează faptul că numărul de dinți al roților trebuie ales astfel încât să fie cât mai mic (între 7 și 12 dinți), iar modulul danturii este necesar a fi cât mai mare .
Valoarea turației pompei se va alege între 400 și 3000 rpm. De avut în vedere este faptul că antrenarea pompei se realizează cu ajutorul unui motor electric, a cărui turație de lucru este de 2850 rpm, alimentarea cu energie electrică fiind realizată din rețeaua aeronavei.
În mod uzual, căderea de presiune pe pompă este cuprinsă între , funcție de locația pompei (fie în circuitul de alimetare de joasă presiune, fie în circuitul de alimentare de înaltă presiune, propriu turboreactorului). Cum injectarea fluidului de lucru trebuie să se realizeze în zona camerei de ardere și având în vedere faptul că presiunile de operare din acestă zonă sunt deosebit de mari, este necesar ca această cădere de presiune să fie sensibil mai apropiată de valoarea maximă menționată. Cu toate acestea, nu trebuie ignorat faptul că rolul de reglare a presiunii carburantului înainte de injectarea în camera de ardere revine ansamblului pompă regulatoare a turboreactorului, ceea ce conduce la alegerea unei presiuni de refulare a pompei de joasă presiune de 3 bar.
Din punct de vedere al randamentelor, în cazul pompei cu roți dințate se discută de valori cuprinse în intervalul .
În situația în care debitul masic maxim al pompelor trebuie să fie, conform specificațiilor anterioare, , iar densitatea carburantului, , rezultă debitul volumic maxim de carburant al unei pompe, calculat în cazul în care pompa asigură întreg consumul de petrol:
Din condiții de gabarit, se aleg:
diametrul de divizare al roților dințate: ;
numărul de dinți: .
În consecință, considerându-se modulul roților dințate cu dantura dreaptă evolventică la valoarea , rezultă diametrul de divizare al roții:
Astfel, diametrul de vârf al roții dințate va fi (ținând cont de modulul danturii roții și coefieicienții corespunzători):
. Constructiv, se va alege .
Din condiția de realizare a debitului volumic necesar, va fi calculată lățimea pompei:
Rezultă:
, ceea ce înseamnă că este necesară o pompă a cărei lățime minimă să fie de 53,15 mm.
În consecință, se va alege o pompă a cărei cameră va avea lățimea de 54 mm, diametrele de divizare ale roților dințate de 275 mm, iar turația de funcționare 2850 rpm.
Pulsația debitului pompei poate fi estimată cu ajutorul formulei următoare:
, unde:
– unghiul de antrenare al roților dințate; în cazul de față, ;
– factor de corecție; .
Astfel, pulsația debitului devine:
. Condiția de acceptanță a pompei: .
Pentru calculul puterii absorbite de pompă, vom folosi formula:
.
Ținând cont de randamentul transmisiei mecanice, , atunci puterea necesară acționării motorului electric al pompei este:
Din considerente de stabilitate a turației, pompele de combustibil trebuie să fie acționate independent, de motoare electrice.
Pompele trebuie să fie realizate din materiale rezistente la coroziune (fenomen cauzat de natura fluidului injectat). Carcasa pompei poate fi executată din aliaj ușor, aluminiu sau rășină polimerizată, în timp ce pinioanele trebuie a fi executate din bronz, rășini poliesterice, kapron sau teflon, materiale care nu sunt afectate de acțiunea fluidului de lucru vehiculat de pompă.
3.4 Materiale utilizate
Pentru fabricarea elementelor si conductelor instalatiei de combustibil studiate vom folosi în principal un aluminiu aliat cu Zinc și Magneziu din clasa 7xxx. Pe lângă zinc, acest aliaj conține magneziu și cupru și are o densitate de 2700 kg/m³. Pentru obtinerea caracteristicilor mecanice ridicate, aceste aliaje trebuiesc supuse călirii (tratamentului termic de punere în solutie urmata de îmbatrânire artificială). Aliajele seriei 7xxx au rezistență mecanică și la oboseală ridicată (solicitari dinamice), o bună prelucrabilitate prin așchiere, sudabilitate bună, rezistentă bună la coroziune, în special la propagarea fisurilor.
Aliajul 7075 este cel mai rezisten taliaj de aluminiu, utilizatînindu-se în industria aeronautică și constructoare de masini. De asemenea este și materialul considerat pentru elementale precizate anterior.
Caracteristicile acestui material sunt:
Cele mai multe pompe de combustibil sunt de tip centrifugal, cu angrenaj și cu palete (în unele cazuri sunt folosite pompe cu piston). Carcasele sunt, în general, realizate din piese turnate din aluminiu de înaltă calitate, cum ar fi C355, piese forjate sau piese forjate, cum ar fi 2219. Elementele de pompare sunt realizate din oțel de scule de înaltă rezistență sau din oțel inoxidabil de întărire; unele pompe cu palete și pompe cu pistoane utilizează carbură de tungsten pe suprafețe de uzură pentru a reduce la minimum uzura.
Comenzile pentru combustibil realizează o varietate de funcții, de la măsurarea debitului simplu de combustibil până la stadializarea și secvențializarea complexă a combustibilului și o serie de alte funcții de control al motorului. Carcasele de comandă a carburanților sunt în general fabricate din piese de aluminiu de înaltă calitate, cum ar fi AMS 4225 sau A201, cu o tendință recentă către piese forjate sau carcase din stoc fabricate din 2219 sau aliaje similare de aluminiu.
O acoperire obișnuită pentru aceste aliaje de aluminiu este anodizată cu grosimi diferite pentru a preveni coroziunea sau pentru a asigura o suprafață adecvată de uzură. Ventilele interne sunt în mare parte fabricate din oțel inoxidabil de calitate superioară, clasa 440C sau aliaje similare. Multe dintre aceste comenzi de combustibil conțin dispozitive electromecanice de interfață, cum ar fi solenoizi, motoare pas cu pas, întrerupătoare, servomotoare electrohidraulice și dispozitive cu feedback pozițional, cum ar fi resolvers sau transformatoare diferențiale diferențiale.
Aceste dispozitive electrice conțin izolație de sârmă magnet și magnet și diverse compuși de gheață. În multe cazuri, aceste dispozitive sunt scufundate și funcționează în combustibil.
Corpurile de acționare hidraulica variază de la aluminiu la oțel la titan cu acoperiri exotice. Actuatoarele conțin, de asemenea, același tip de dispozitive de interfață electromecanică ca și comenzile de combustibil. Servomotoarele mici sunt utilizate pentru a poziționa și controla supapele de aer cald utilizate pentru dezghețarea orificiului de admisie a motorului și pentru răcirea turbinei.
Alte materiale utilizate pe scară largă sunt etanșările elastomerice și sigiliile din material plastic. Materialele de etanșare cele mai utilizate pe scară largă sunt nitrilul, fluorosiliconul și fluorocarbonul sub formă de garnituri de etanșare sau garnituri.
Cele mai multe pompe de combustibil sunt de tip centrifugal, cu angrenaj și cu palete (în unele cazuri sunt folosite pompe cu piston). Carcasele sunt în general, din piese turnate din aluminiu de înaltă calitate, cum ar fi C355, forjate sau stocuri forjate, cum ar fi 2219. Pomparea elementele sunt realizate din oțel de scule de înaltă rezistență sau din oțel inoxidabil de întărire; unele pompe cu palete și pompe cu piston utilizează carbură de tungsten pentru a minimiza uzura.
Comenzile pentru combustibil efectuează o varietate de funcții, de la măsurarea debitului simplu de combustibil până la stadializarea complexă a debitului de combustibil și secvențierea și o serie de alte funcții de control al motorului. Carcasele de comandă a carburanților sunt, în general, realizate din înaltă calitate piese turnate din aluminiu, cum ar fi AMS 4225 sau A201, cu o tendință recentă către piese forjate sau carcase din stoc fabricate din 2219 sau aliaje similare de aluminiu. O acoperire obișnuită pentru aceste aliaje de aluminiu este anodizată cu grosimi diferite pentru a preveni coroziune sau pentru a asigura o suprafață adecvată de uzură. Ventilele interne sunt fabricate în cea mai mare parte din oțel inoxidabil de calitate superioară, clasa 440C, sau aliaje similare. Multe dintre aceste comenzi de combustibil conțin dispozitive electromecanice de interfață, cum ar fi solenoizi, motoare pas cu pas, întrerupătoare, robinete electrohidraulice și dispozitive de revenire a poziției, cum ar fi resolvers sau diferențial variabil linear transformatoare. Aceste dispozitive electrice conțin izolație de sârmă magnet și magnet și diverse compuși de gheață. În multe cazuri, aceste dispozitive sunt scufundate și funcționează în combustibil.
Corpurile de acționare hidraulică variază de la aluminiu la oțel la titan cu acoperiri exotice. Actuatorii conțin și același tip de dispozitive de interfață electromecanică ca și comenzi pentru combustibil. Servomotoarele mici sunt utilizate pentru poziționarea și controlul aerului fierbinte
vane utilizate pentru dezghețarea orificiului de admisie a motorului și pentru răcirea turbinei.
Alte materiale utilizate pe scară largă sunt etanșările elastomerice și sigiliile din material plastic. Materialele de etanșare cele mai utilizate pe scară largă sunt nitrilul, fluorosiliconul și fluorocarbonul sub formă de garnituri de etanșare sau garnituri.
3.5 Dimensionare preliminară
3.5.1 Instalația de alimentare a motoarelor și a APU-ului
În urma datelor care au fost precizate in subcapitolul anterior, a reiesit faptul că instalația de combustibil a aeronavei pe care trebuie să o elaboram, este compusă din patru tipuri de circuite.
În componența instalației de combustibil mai putem să regasim valve de izolare valve de alimentare incrucisata, filtre de combustibil, pompele si injectoarele motoarelor, valve care asigura o presiune constanta a combustibilului, elemente de prindere a instalației, precum si regulatoare de presiune. Aceste componente sunt specifice motoarelor si APU-ului, deci vin în completarea acestora și nu din instalația aeronavei figura 11.2.
Fig. 11.2 Arhitehtura sistemului de combustibil
Înainte de toate este imperios necesar de calcula masa grupui motor și a APU-ului:
Masa grupului motor
Masa motoarelor:
Masa grupului motor:
Masa APU
kg
Caracteristici APU Honeywell GTCP36-150:
– Raport de presiune de 6:1
– Putere de 480 CP
– Alimentează sistemul cu 90 kva,
– Turație 24.000 rpm.
Caracteristici motoare de tip turboreactor PW4000-112 fabricat de compania Pratt &Whitney:
– Diametru ventilator 112 inch (284 cm)
– Tracțiune la decolare 77,440–91,790 lbf (344–408 kN)
– Lungime 190.4 inch (484 cm)
– Raportul de dilutie în fluxul secundar 5.8-6.4:1
– Temperatura minima de functionare 86F
– Raport de compresie 34.2-42.8
– Raport de compresie a ventilatorului 1.70-1.80
Conducta de alimentare cu combustibil este pozitionata mai sus decat zona de colectare si drenare pentru a evita orice impuritati (apa sau reziduri lichide) sa intre prin conductele de combustibil in carburator, fiind prevazut si un filtru de combustibil pentru a retine orice cantitate mica de impuritati. Deoarece conducta de alimentare a motorului nu este exact in cel mai de jos punct rezervorului, va exista intotdeauna combustibil neutilizabil in rezervoare.
Partea de sus a rezervorului de combustibil este prevazuta cu o conducta de aerisire pentru a permite presiunii atmosferice sa se egalizeze cu cea din rezervor pe masura ce altitudinea este schimbata si combustibilul este consumat. Orice presiune redusa (datorata unei aerisiri insuficiente) in rezervor ar putea reduce rata de curgere a combustibilului catre motor si, de asemenea, pot face ca rezervoarele de combustibil sa se deformeze spre interior (fenomenul este denumit “cavitatie”). Sistemul de aerisire al rezervoarelor de combustibil trebuie verificat la inspectia externa de dinaintea zborului ca sa va asigurati ca nu sunt blocate sau deteriorate. O conducta de aerisire a unui rezervor de combustibil blocata, in timpul zborului va impiedica aerul sa intre si sa iasa din rezervor, si acest lucru ar putea impiedica combustibilul de a fi tras de pompa de combustibil din rezervor spre motor.
O drenare a surplusului de combustibil previne formarea presiunii in exces daca volumul acestuia creste din cauza ca rezervoarele pline au fost incalzite de soare.
O conducta de combustibil va merge de la fiecare rezervor la un robinet selector in cabina, pe care pilotul il foloseste pentru a selecta rezervorul din care va fi luat combustibil sau pentru a opri combustibilul. O selectie incorecta de catre pilot poate duce la incidente grave si accidente.
Este de preferat ca atunci cand schimbati pozitia robinetului de combustibil pe alt rezervor sa cuplati pompa auxiliara electrica pentru a garanta presiunea combustibilului si pilotul sa monitorizeze presiunea combustibilului pe masura ce operatiunea se desfasoara.
3.5.2 Calculul debitului de combustibil și a presiunii
Din elementele prevăzute în tema de proiectare, precum și din concluziile capitolelor anterioare, debitul masic maxim de combustibil în rețeaua de alimentare a motoarelor și sursei auxiliare de putere este:
,
unde:
Astfel, avem:
Conductele care aprovizionează motoarele trebuie, așadar, să asigure un debit maxim de carburant de .
Pentru motoare, conductele de carburant trebuie să beneficieze de o secțiune capabilă să asigure debitul maxim necesar. Astfel, din expresia debitului rezultă:
,
unde avem:
– densitatea combustibilului;
– aria secțiunii conductei;
– viteza de curgere a combustibilului prin conductă.
Luând în calcul expresia ariei, obținem următoarea expresie pentru diametrul conductei:
Trebuie avut în vedere faptul că viteza curgerii fluidului de lucru în conducte are valori cuprinse între și (în funcție de zona unde este amplasată conducta și de capacitatea pompelor), astfel încât pot fi determinate diametrele conductelor considerând o viteză de curgere medie .
Diametrul conductei care aduce carburant la fiecare dintre cele două turboreactoare va fi calculat pornind de la valoarea debitului maxim necesar fiecărui motor:
Diametrul conductei care alimentează cu combustibil sursa auxiliară de putere va fi calculat în mod asemănător:
Asemănător vom calcula dimetrul conductei prin care este necesar să fie alimentate toate cele trei instalații de forță:
Conducta de consum a fiecărui semiplan are o lungime aproximativ egală cu lungimea bordului de atac al semiplanului. Din capitolele precedente, cunoaștem dimensionarea rezervoarelor din plan, astfel că putem aproxima lungimea conductei de consum:
În această situație, volumul conductei este:
.
În condițiile în care conducta este plină de combustibil, mai este asigurată o cantitate de kg. combustibil, totuși nesemnificativă în raport cu restul combustibilului.
Conducta de alimentare cu combustibil din surse externe (cisternă, rezervor terestru) este prezentată în figura următoare. Această conductă trebuie să asigure aportul de combustibil către rezervoare, la o viteză maximă de , în condițiile în care pompele externe ridică presiunea la o valoare de maxim . Diametrul conductei rezultă din condiția de timp minim de alimentare cu carburant.
Dacă se consideră că durata medie de alimentare cu combustibil a unui avion din categoria celui studiat este minute, rezultă că debitul masic necesar alimentării este:
Din formula debitului, considerând că temperatura combustibilului este cea standard , putem determina aria necesară a conductei de alimentare, de formă cilindrică, al cărei diametru este cerut:
Diametrul conductei este:
Lungimea conductei de alimentare din surse externe se calculează după algoritmul prezentat mai devreme, ținând cont de faptul că această conductă este mai scurtă decât conducta de consum:
Astfel, conducta de alimentare va avea lungimea de m, la care trebuie adăugată lungimea porțiunii de la gura de alimentare până la joncțiunea celor două semiconducte, porțiune care se desfășoară pe lateralul fuselajului, pe o porțiune de aproximativ un sfert din circumferința acestuia. Cum diametrul fuselajului în zona secțiunii aripii este , lungimea conductei suplimentare de alimentare devine:
Înconsecință, lungimea totală a conductei este:
Volumul acestei conducte este:
În condițiile în care conducta este plină de combustibil, mai este asigurată o cantitate de kg. combustibil, care nu ajunge în rezervoare decât la o nouă realimentare și nu ar putea fi folosită de turboreactoare.
Presiunea "p" este definită ca forța "F", perpendiculară pe suprafață, divizată cu aria suprafeței "A", sau forță pe suprafața unitate:
P = F/A unitate de măsură in Sistemul International N/m2 (Pa, Pascal)
P = 303000 ÷ 0.03131 = 46 N/m2
3.5.3 Determinarea nivelului de combustibil din rezervoare
Cel mai important lucru pentru asigurarea sigurantei aeronavei in timpul zborurilor, este acela de determinare a nivelului de combustibil din rezervoarele aeronavei, care in mod indirect ofera informatii despre volumul combustibilului si prin urmare va informa si asupra cantitatii de combustibil care va ramane in rezervoare in urma consumului. Aparatele care sunt destinate a masura volumul sau greutatea combustibilului aflat in rezervoarele unei aeronave poarta denumirea de
litrometre. Ca urmare a informatiilor primite in legatura cu nivelul de combustibil din rezervoare, pilotii vor putea calcula timpul de zbor, raportat la distanta pana la punctul de aterizare s-au perioada de timp care este necesara pentru a se indeplini misiunea.
In acelasi timp pilotii vor putea primi date si despre cantitatea de combustibil
care a fost consumat, aceasta facandu-se cu ajutorul debitmetrului de centralizare a cantitatii de combustibil, care ofera informatii despre masa s-au volumul combustibilului care a fost deja consumat. Atat masurarea volumului cat si a masei combustibilului nu va fi facuta in mod direct, ceea ce va afecta exactitatea masurarii in cazul in care viteza combustibilului va fluctua foarte mult, deoarece planurile utilizate in prezent pentru masuratori folosesc pentru masurarea vitezei combustibilului, viteza constanta.
Pentru a masura cantitatea de combustibil aflata intr-un rezervor, pot fi utilizate mai multe metode, oricare din ele avand unele avantaje dar si dezavantaje. In prezent, in constructia de aeronave, pentru masurarea nivelului de combustibil aflat in rezervoare, sunt utilizate litrometrele (denumite si traductoare de nivel) care sunt de trei feluri, si anume:
1. litrometre hidrostatice, sunt bazate pe dependenta de presiune hidrostatica P a combustibilului aflat in partea de jos a rezervorului de nivel H al acestuia;
2. litrometre cu plutitor, sunt traductoare care au in componență doua tipuri de componente si anume:
– traductorul primar care este de tip mecanic, compus din flotor si parghie
cu ax. Flotorul liber va pluti la suprafata combustibilului, urmarind astfel
nivelul de combustibil, si se afla in directa legatura cu volumul;
– traductorul electric care poate fi inductiv s-au reostatic.
3. litrometre electrice directe, acestea sunt traductoare capacitive la care capacitatea va varia o data cu variatia nivelului de combustibil ca urmare a schimbarii constantei dielectrice.
Toate cele trei tipuri de litrometre prezentate mai sus au fiecare avantajele si dezavantajele sale. Desi au componente care sunt in miscare traductoarele cu flotor sunt foarte sigure in utilizare, dar nu sunt foarte precise si pot fi supuse unor erori care pot sa apara atunci cand zborul aeronavei este unul inclinat, atunci cand aeronava accelereaza s-au decelereaza, precum si atunci cand forma rezervoarelor nu este una foarte simpla.
Desi in componenta lor nu regasim piese care sa se afle in miscare, iar fiabilitatea lor este cea mai ridicata, litrometrele hidrostatice sunt supuse acelorasi erori ca si in cazul celor cu flotor, dar intr-o mai mare masura.
In ultimii ani, in aeronautica, cele mai utilizate aparate de masurare a nivelului de combustibil sunt traductoarele capacitive deoarece sunt mult mai fiabile decat cele cu flotor, dar sunt foarte sensibile atunci cand se schimba tipul de combustibil utilizat iar pentru a se compensa erorile care pot sa apara, sunt utilizate metode electrice. Utilizarea lor implica si alimentarea acestora, care trebuie sa fie facuta doar cu tensiune alternativa.
Pentru a se masura nivelul combustibilului aflat in rezervoarele aeronavei, a fost ales ca metoda de masurare litrometrul capacitiv, litrometru care poate fi observat in fig.4.5. Aceasta alegere a fost facuta pe baza faptului ca acest tip de litrometre nu au piese care sa se afle in miscare, ceea ce reprezinta un mare avantaj, iar in cazul in care vor fi montate mai multe litrometre in paralel se vor diminua erorile, erori care nu trebuie sa fie mai mari de 2-4% din cantitatea de combustibil.
Fig. 11.3 Litrometrul capacitiv
Putem considera ca litrometrul este in fapt un condensator de forma cilindrica care prezinta atat la interior cat si la exterior o armatura a carui forma este una cilindrica, armatura de la interior pentru a fi protejata poate fi acoperita cu un strat izolator. Atunci cand litrometrul va fi introdus in rezervor, combustibilul va intra intre armatura interioara si cea exterioara pana cand va ajunge la nivelul sau din rezervor.
Deoarece combustibilul are o permitivitate mult mai mare decat permitivitatea aerului aflat in rezervor, atunci cand in rezervor va fi introdus combustibil, capacitatea litrometrului va creste treptat pana cand va ajunge in punctul maxim atunci cand rezervorul va fi plin. Prin montarea in fiecare rezervor a mai multor litrometre in paralel, partial vor fi eliminate erorile ce pot sa apara in momentul acceleratiei si inclinarii aeronavei.
In fig. 11.3. avem urmatoarele notatii: 1–electrod interior, 2 –armatura exterioara, 3 – strat izolator, ϵ1- constanta dielectrica a combustibilului, ϵ2- constanta dielectrica a materialului izolator, ϵ3- constanta dielectrica a mediului gazos din rezervor, r1- raza electrodului din interior, r2-raza tubului izolator, r3-raza armaturii exterioare, h-nivelul combustibilului din rezervor iar cu H inaltimea traductorului cilindric.
Caracteristica se deduce considerând că tranductorul este un condensator cilindric cu două tronsoane: unul de lungime având ca dielectric stratul izolant de pe electrodul interior (permitivitate ) și combustibilul din rezervor (permitivitate ); altul de lungime având ca strat izolant în locul combustibilului, aerul sau vaporii de combustibil (permitivitate ). Capacitatea echivalentă se obține considerând traductorul format din două condensatoare de capacitate și conectate în paralel. Astfel, putem scrie:
Capacitatea va avea expresia:
Pentru partea condensatorului aflată în combustibil rezultă:
Capacitatea echivalentă a traductorului este:
În acest moment, sensibilitatea traductorului în raport cu nivelul al combustibilului derivând capacitatea echivalentă în raport cu , astfel:
, unde sunt mărimi constante ce depind de geometria electrozilor. În particular, dacă se ia (lipsește stratul izolator al electrodului interior), iar , obținem:
Sensibilitatea traductorului devine acum:
Se observă că sensibilitatea traductorului scade cu creșterea raportului , motiv pentru care valoarea lui nu trebuie să fie mare. De regulă, diferența se ia cuprinsă între . Pentru a mări sensibilitatea traductoarelor capacitive, acestea se realizează cu mai multe armături coaxiale. Dacă se notează cu numărul acestora, capacitatea echivalentă a condensatoarelor conectate în paralel are expresia:
Notând cu grosimea armăturilor și considerând îndeplinită condiția rezultă:
În ultima relație, funcția este liniară în raport cu mărimea de intrare , iar capacitatea inițială nu este zero. De asemenea, reactanța capacitivă are o dependență neliniară de . Pentru a liniariza caracteristica a traductorului capacitiv se pot utiliza armături prevăzute cu orificii distribuite astfel în funcție de astfel încât să rezulte o caractesristică liniară în raport cu . De fapt, studiul traductorului capacitiv trebuie făcut având în vedere și forma rezervoarelor, care, de regulă, este complicată, ceea ce face ca între volumul ți aria transversală ale rezervorului să existe relația:
Calculul acestei integrale implică cunoașterea funcției , iar expresia rezultă neliniară.
3.6 Consumul motoarelor
Faza de zbor în care cea mai mare parte a combustibilului este arsă, este de obicei zborul de croazieră, astfel performanța de croazieră este extrem de importantă, în special pentru aeronavele civile mediu si lung-curier la care costul combustibilului este aproximativ 30% costul total de operare.
Există trei metode de a calcula performanța de croazieră:
1. Unghiul de atac și numărul Mach sunt constante – cunoscută sub numele metoda de croazieră-urcare, pentru ca altitudinea trebuie să crească pentru a permite presiunii atmosferice să scadă, deoarece greutatea aeronavei se micsoreaza în timpul zborului.
2. Unghiul de atac și altitudinea constantă – viteză va fi redusa pentru a compensa reducerea greutății aeronavei în timpul zborului.
3. Altitudine constantă și număr Mach constant – rata de urcare scade prin reducerea unghiului de atac in timp ce aeronava își reduce greutatea.
În mod normal, prima metodă de croazieră permite aeronavei o distanță mai lungă de croaziera în comparație cu celelalte două metode. Cu toate acestea, datorită unor restricții de functionare, cea de-a treia metodă de croazieră este metoda cea mai frecvent utilizată. Prin urmare a treia metodă de croazieră este aleasă pentru a calcula performanța de croazieră a aeronavei:
Ecuația pentru metoda de croazieră este prezentată mai jos:
Unde:
Vmdi – este viteza inițială minimă de tracțiune,
Emax – este valoarea maximă a raportului dintre portanta si rezistenta la inaintare,
u – este viteza relativă
ω – este raportul de carburant ( ω = Wi/Wf). Wi este greutatea inițială a aeronavei, Wf reprezintă greutatea finală a aeronavei.
g – acceleratia gravitatioală
R – autonomie 6700 Km
H – înaltimea de croziera în zbor 1200 km
V – viteza de croaziera 860 km/h
G – capacitate maxima a rezervoarelor 303000 kg
Pe baza acestei ecuații, a fost creată o foaie de calcul pentru a calcula consumul aeronavei. Pentru calcularea consumului de combustibil pentru un zbor, trebuie avute în vedere mai multe aspecte.
Întregul calcul al consumului estimat de combustibil în timpul unui zbor se bazează pe așa-numitul "Ecuația intervalului Breguet", derivată de pionierul francez al aviației Louis Breguet Ecuația ia în considerare schimbarea masei aeronavei în timpul zborului, iar fluxul de masă al combustibilului Q este definit ca raportul dintre masa combustibilului mf și timp t.
De obicei, aceasta este singura schimbare a masei a unei aeronave în timpul unui zbor regulat. Fluxul de masă de combustibil Q pentru o anumită aeronavă depinde de propulsia sa.
Pentru aeronavele cu motor cu reactie debitul de masă a combustibilului QJet este definit ca:
C este consumul specific de torsiune TSFC. D este coeficientul de rezistență al aeronavei, în timp ce L este coeficientul de ridicare. E este raportul de alunecare al avionului considerat.
Pentru a ține cont de o distanță pe dependența vitezei V și a timpului t, în general
După Eqn. schimbarea domeniului dR ecuatia devine:
Raza R este calculată prin integrarea Eqn.
Pentru simplificare, următorul calcul se bazează pe ecuația domeniului unui motor aeronave (Q = QJet). Cu inserarea Eqn.
este formata. Prin integrarea acestui termen, ecuația Breguet este constatată:
Rezulta:
Aceasta este Ecuația intervalului Breguet, care poate fi utilizată pentru a calcula schimbarea masei aeronavei în timpul unui zbor cu o distanță de zbor dată.
Pentru a calcula schimbarea de masă (combustibilul consumat) al unei aeronave pentru un zbor cu utilizarea unor date accesibile publicului, ecuația intervalului Breguet nu poate fi utilizată în această formă, deoarece datele de ex. consumul specific de combustibil sau raportul de alunecare nu sunt publicate de către aeronavă producător. Prin urmare, o altă procedură, care se bazează pe diagrama încărcării utile al unei aeronave, este utilizat pentru calculul masei combustibilului.
O procedură care permite utilizarea ecuației Breguet Range prin utilizarea datelor publice accesibile. Pentru a realiza acest lucru, Factorul Breguet este ajustat.
Bazat pe Eqn., Factorul Breguet este scris ca:
Aceasta formează Ecuația intervalului Breguet pentru a:
O repoziție a Eqn. duce la:
Pentru acest calcul al factorului Breguet, toate datele pot fi obținute din gama de sarcină utilă Diagramă.
Pentru a adapta calculul factorului Breguet nu numai la zborul orizontal (croazieră), ci la întreaga perioadă de zbor, inclusiv decolare, urcare, croazieră, coborâre, debarcader și aterizare, fracțiuni de combustibil se aplica
Fracțiunea de combustibil Mff este o relație între masa m2 la sfârșitul unei faze de zbor și masa m1 la începutul acestei faze de zbor.
Fracțiunea de combustibil pentru un zbor întreg include
sau mai poate fi scrisa:
În ceea ce privește faza de zbor, aceste fracțiuni de combustibil sunt separate în două grupuri diferite:
– Fracțiuni de combustibil pe orizontală
– zbor non-orizontal
Fracțiunea de combustibil pentru un zbor în întregime poate fi scrisă ca:
Mff,LTO aduna toate fracțiunile de combustibil pentru faze de zbor ne-orizontale. Pe baza calculelor efectuate cu Optimizarea în software-ul pentru proiectarea aeronavelor preliminare (OPerA), are valoarea:
A fost detectată ca fiind cea mai precisă și va fi utilizată în continuare pentru ajustarea Factorul Breguet pentru a acoperi întregul zbor în cadrul calculului.
Factorul Breguet din Eqn.
O fracțiune de combustibil pentru un zbor întreg poate fi scrisă după reordonarea Eqn.
Cu includerea Eqn întregul zbor este reprezentat cu:
Pentru a acoperi întregul zbor, raportul de masă este ajustat să se bazeze pe zborul orizontal raportul de masă:
Acest factor Breguet reprezinta calculul final al consumului combustibilului în acest proiect pentru ambele motoare:
B = 38.8 T/h = 0.65 T/min = 650 l/min = 10.8 l/s
Pentru un singur motor: B = 19.4 T/h = 0.325 T/min = 325 l/min = 5.4 l/s
În figura 11.4 este reprezentat un grafic a carui curbă exemplifică consumul de combustibil in functie de numarul de km, altitudine, decolare aterizare:
Figura 11.4
Valoarea combustibilului care poate fi introdus in rezervorul central al
aeronavei este de Vc=13,778m³, prin urmare, combustibilul din rezervor va avea o masa de mcbC=0,8 x 13,778= 110300.4kg. Volumul rezervoarelor chesonate din planul aripii va fi de VM1=21,730 m³ in cazul primului rezervor, respectiv VM2=6,610 m³ in cazul celui de-al doilea, iar masa combustibilului va fi de mcbM1=17384 kg, respectiv mcbM2= 52280 kg.
Volumul total al rezervoarelor va fi de VR=88,956 m³, ceea ce inseamna ca, cantitatea de combustibil cu, care aeronava poate fi incarcata in cele opt rezervoare, inclusiv cele aditionale este de mcb=303000kg.
3.7 Concluzii
Majoritatea avioanelor moderne de transport sunt echipate, cu sisteme de propulsie turboreactoare sau turbopropulsoare. Indiferent de tipul sistemului/sistemelor de propulsie folosite de aeronava, trebuie asigurata furnizarea de combustibil necesar functionarii; acesta trebuie sa fie stabil in orice moment al zborului, la orice altitudine din anvelopa de zbor specifica, de la decolare pana la aterizare, la orice viteza si temperatura, in stationare sau in mers.
Orice avion indiferent care ar fi destinatia sa acesta trebuie sa dispuna de o instalatie de combustibil, care sa fie capabila sa stocheze si sa furnizeze, tot timpul combustibilul necesar, in conformitate cu valorile debitului de injectie.
Distanta maxima de zbor a aeronavei, respectiv raza sa de actiune, este in directa concordanta cu capacitatea rezervoarelor de a stoca combustibil.
Instalatia de combustibil a avionului a fost proiectata in asa fel incat aceasta sa asigure alimentarea cu combustibil a motoarelor principale si a sursei auxiliare de putere, pe toata durata functionare a acestora, in parametrii stabiliti.
Principalele componente ale instalatiei de combustibil sunt:
rezervorul/rezervoarele de combustibil;
pompele de combustibil;
conductele de interconectare a rezervoarelor si de alimentare a motorului (motoarelor);
robineti, filtre supape;
sistemul de ventilatie/aerisire si drenaj ;
sistemul de alimentare la sol (eventual realimentare in zbor);
sistemul de drenare de urgenta a combustibilului.
La aeronave , spatiile(rezervoarele) de depozitare a combustibilului sunt foarte reduse iar forma nu este una standard In prezent avioanele moderne care au in interiorul aripilor un spatiu cu un volum foarte mare, il folosesc pentru stocarea combustibilului . Rezervoare de combustibil pot fi amplasate si sub compartimentul dedicat transportului de pasageri. Deoarece rezervoarele de combustibil trebuie sa urmareasca profilul aripii si sa aiba un contur permis de constructia aripii, forma acestora nu va fi una regulata.
Instalatia de combustibil este compusa trei categorii de circuite, acestea fiind urmatoarele:
1) sistemul de alimentare a aeronavei cu combustibil din surse exterioare;
2) sistemul de consum ( alimentarea motoarelor si a sursei auxiliare);
3) sistemul de aerisire si drenaj.
Pentru alimentarea avionului se folosesc gurile de alimentare sub presiune montate pe aripa dreapta in apropierea motorului; in partea extremala a aripii.Avand in vedere ca, capacitatea totala a rezervoarelor este de aproximativ 88,956 l; deci un volum destul de mare, s-a considerat a fi necesara prevederea aeronavei cu doua guri de alimentare astfel incat timpul de alimentare sa fie cat mai redus. Deoarece aeronava va fi alimentata din surse externe, pentru alimentare vor fi folosite cele doua guri de alimentare sub presiune amplasate in planul drept al aripii dupa nacela motorului spre varful de plan.
Avand in vedere ca masina de combustibil poate sa ofere o presiune a combustibilului la alimentare de 70 PSI iar instalatia de combustibil a aeronavei nu permite o presiune mai mare de 50 PSI, presiunea de alimentare va trebui reglata incat sa nu depaseasca aceasta valoare. La aceasta presiune si in cazul unui debit de 800 l/min pe care masina de combustibil il poate oferi, putem spune ca aeronava poate fi alimentata in aproximativ 1h si 52min.
Datorita fiabilitati, a constructiei simple si a unei greutati destul de mici, ca pompe de combustibil alese pentru dotarea aeronavei, sunt pompele rotative cu roti dintate, care sunt actionate cu ajutorul unor motoare electrice, turatia lor este una constanta si pentru o mai mare siguranta au fost montate cate doua pentru fiecare rezervor.Deoarece piloti trebuie sa stie in permanenta cantitatea de combustibil care se afla la bordul aeronavei, s-a optat pentru dotarea rezervoarelor cu litrometre electrice pentru toate cele trei rezervoare, acestea sunt traductoare capacitive la care capacitatea va varia o data cu variatia nivelului de combustibil din rezervor, ca urmare a schimbarii constantei dielectrice.
Capitolul 4 Transfazarea
4.1 Instalația de transfer a combustibilului
Deoarece in timpul zborurilor combustibilul nu poate fi consumat in mod egal din cele doua planuri, putem ajunge in momentul in care unul din planuri va avea o cantitate de combustibil simtitor mai mare decat cealalta si prin urmare aeronava va tinde sa se incline spre planul care va avea mai mult combustibil.
La aeronavele care au aripa in sageata; Boeing 707, 737NG, 777, 787, Tu-124, Tu204, VICKERS VC10, BAC1-11, IL-86, Airbus a310, etc. centrul de greutate al rezervoarelor se afla la distanta diferita de axa de tangaj a aeronavei, si prin urmare, odata cu consumarea combustibilului centrul de greutate al aeronavei se va modifica si totodata parametrii de zbor se vor modifica.
In urma transferarii combustibilului din rezervoarele in care se afla o cantitate mai mare catre cele in care cantitatea de combustibil este mai redusa, pot sa apara efectele nedorite. O modalitate de prevenire a inclinarii aeronavei, este aceea de a se consuma mai intai combustibilul din planul mai greu, aceasta facandu-se ca si in cazul transfazarii, prin comandarea manuala de catre piloti sau se poate face si automat in urma unor calcule realizate anterior,centrul de greutate (CG) al aeronavei va fi mentinut in limitele de centraj acceptabile.
Istalatiile de transfer de combustibil ale aeronavelor moderne de transport care au doua, trei si chiar patru motoare sunt concepute dupa urmatoarele scheme acceptabile:
alimentarea motoarelor se va face cu prioritate din cele mai apropriate rezervoare, respectiv din rezervoarele amplasate intre incastrarea aripii cu fuselajul si locul in care motorul este prins de aripa; combustibilul se va consuma si transfera conform organizarii determinate de catre proiectant prin ordinea de consum. Comandantul poate comanda manual ordinea transfer si de consum dar in general aceasta este asigurat in mod automat;
alimentarea cu combustibil a motorului/motoarelor se va face din rezervoarele extremale (pozitionate intre motor si varful de plan) ale fiecarei aripii fiind alimentat motorul cel mai apropiat, sau cele mai apropiate motoare. Celelalte rezervoare aflate in fuselaj ori in aripa vor alimenta prin transfer in continuu cu combustibil rezervoarele extremale;
un rezervor unic, denumit si rezervor de consum, care se afla in partea centrala aripii la inbinarea cu fuselajul va furniza combustibil motoarelor; fiecare motor avand conducte de alimentare individuale. De asemenea fiecare rezervor are pompe individuale pentru preluarea combustibilului din el intr-un alt rezervor. La fel ca si in cazul de mai sus, transfazarea combustibilului din celelalte rezervoare catre rezervorul de consum se va face permanent dupa un program stabilit in prealabil, ori la comanda pilotului.
Funcțiile principale ale sistemului de alimentare cu combustibil sunt de a stoca suficient combustibil necesar zborului, de a furniza combustibil la motor și la unitatea de alimentare auxiliară (APU) la: viteza, presiunea și temperatura de funcționare în siguranță și pe tot parcursul functionarii aeronavei. In figurile 11.5 respectiv 11.6 jos este prezentata Instalația de transfer a combustibilului proiectata conform calculelor din capitolul anterior.
Figura 11.5 Instalația de transfer a combustibilului (in detaliu)
Figura 11.6 Instalația de transfer a combustibilului (in ansamblu)
Sistemul de combustibil al aeronavei controleaza distribuita, alimentarea, evacuarea si transferul combustibilului din si intre rezervoare pentru a putea alimenta motoarele si APU-ul, raci uleiul pentru sistemul integrat de generatori folositi la lubrifiere, mentine combustibilul in rezervoarele de la capetele aripilor, pentru a preveni inconvoerea si vibratia excesiva a aripilor si transmite informatii in cabina pilotiilor (cantitate, temperatura, presiune, etc.)
In exteriorul aeronavei, sub aripa dreapta a sensului de zbor, se afla panoul de alimentare cu combustibil si valva de alimentare (figura 2.8).
In cabina pilotilor avem toate sigurantele si comenzile necesare in panoul de pe tavan, numit si panoul P5 (figura 11.7), iar pe ecranul central de la bord afiseaza panoul de cobustibil dupa selectarea comenzii din meniu (figura 11.8). Totodata sistemul afiseaza automat panoul de combustibil pe ecran in cazul unei defectiuni sau avertizari legate de temperatura, presiune sau nivel de combustibil scazut.
Figura 11.7
Figura 11.8
Incepand descrierea informatiilor afisate de jos in sus, in figura 11.9 avem: FOB (cantitatea toala de combustibil aflata la bordul aeronavei) masurata in kilograme sau in galoane (incercuita cu verde), mai sus este reprezentata o schema a rezervoarelor de combustibil care indica pentru fiecare in parte cantitatea, temperatura masurata in grade Celsius, exceptie facand rezervorul central datorita faptului ca nu este atat de expus la fluxul de temperatura cum sunt rezervoarele din aripi (culoarea rosie), apoi sunt amplasate pompele de combustibil (albastru), valve de transfer de combustibil (galben) si conductele de combustibil pentru alimentarea motoarelor si APU-ului, incluzand valvele de joasa presiune a combustibilului (alb). Numerele 1 si 2 reprezinta motoarele numerotate de la stanga la dreapta si cat combustibil a fost utilizat de la pornire pana in prezent, iar in centru suma combustibilului utilizat de ambele motoare (portocaliu).
Figura 11.9
Dupa cum se poate observa in figura 12.1 exsista o bariera intre rezervorul interior si cel exterior al fiecarei aripi.
Figura 12.1
Aceasta bariera exista datorita faptului ca sistemul de combustibil v-a folosi intai combustibilul din rezervorul central, apoi cel din rezervoarele aflate la incastrarea aripii, iar atunci cand aceste rezervoare ajung la cantitatea de 750 de kg (figura 12.2), o valva de transfer se va deschide si combustibilul din rezervoarele exterioare va patrunde in cele interioare datorita gravitatiei (figura 12.3). Motivul pentru care combustibilul se transfera astfel este de a reduce inconvoerea si de a controla mai bine vibratia aripilor in timpul zborului.
Figura 12.2
Figura 12.3
In figura 12.4 se poate obseva ca partea stanga este izolata de partea dreapta si vice-versa dar in cazul unei anomalii, de exemplu defectarii unui motor, se poate crea o
debalansare si modificarea centrului de greutate datorita consumarii combustibilului dintr-o singura parte. In acest caz se v-a folosi valva de transfer a combustibilului pentru a mentine centrul de greutate al aeronavei. Ea normal se afla inchisa, iar dupa deschidere combustibilul poate fi transferat din rezervorul central in rezervoarele din aripi folosind pompele de combustibil. Sistemul are in componenta sase pompe de combustibil identice cate doua pentru fiecare aripa si alte doua pentru rezervorul central.
Figura 12.3
Atunci cand pompele de combustibil ale aripilor sunt pornite, ele vor furniza continuu combustibil motoarelor la presiunea necesara arderii si vor fi inchise dupa oprirea motoarelor la parcare.
Pentru a creste eficienta acestui sistem sunt montate cateva valve de suctiune in fiecare rezervor al aripilor ca o masura de siguranta in cazul in care ambele pompe de combustibil ale unui rezervor din aripa se vor defecta, motoarele vor putea utilize presiunea de suctiune oferita de aceste valve pentru a extrage si consuma combustibilul ramas in acel rezervor. Este de precizat faptul ca in rezervorul central nu sunt instalate valve de suctiune, dar in cazul in care ambele pompe ale rezervorului central se vor defecta combustibilul ramas nu va fi disponibil in vederea consumului.
De asemenea combustibilul este limitat datorita temperaturii, temperatura minima de folosire pentru combustibilul JET A1 este -430C, iar cea maxima este de 540C.
Pentru a contracara efectul de inghet al combustibilului in timpul zborului aeronava este echipata cu un schimbator de caldura intre ulei si combustibil. In timpul zborului uleiul incins de la generatorul integrat de ulei al motorului este racit de combustibil si in acelasi timp uleiul incalzeste combustibilul.
4.2 Calculul timpului necesar transferului de combustibil
Bazat pe calculele efectuate la capitolul 3.6 legate de calculul final al consumului combustibilului pentru ambele motoare si capitolul 3.5.2 legate de Calculul debitului de combustibil și a presiunii:
– Consumul
B = 38.8 T/h = 0.65 T/min = 650 l/min = 10.8 l/s
Pentru un singur motor: B = 19.4 T/h = 0.325 T/min = 325 l/min = 5.4 l/s
– Debitul
– Diametrul conductelor
Lungimea conductei
Volumul conductei
Presiunea P = 46 N/m2
Conducta de alimentare trebuie să asigure aportul de combustibil către rezervoare, la o viteză maximă de V = , în condițiile în care pompele externe ridică presiunea la o valoare de maxim .
Dacă se consideră că durata medie de alimentare cu combustibil a unui avion din categoria celui studiat este t = 45 de minute.
Toleranțe la diametrul exterior ± 1% o ± 0,5 mm, care este mai mare dintre cele două valori, grosimea peretelui DE < 2,19 mm ± 12,5% sau + 0,4 mm, care este mai mare dintre cele două valori DE > 31,9 mm: + 20% când raportul GP/DE este < 0,025 + 15% când raportul GP/DE este > 0,025.
Suprafetele au o protecție exterioară cu rășini epoxidice –Thermo,capete sunt netede, tăiate perpendicular pe axa țevii. Conductele sunt testate printr-o proba hidrostatică la presiune de 70 bar sau test echivalent de control nedistructiv prin metoda electromagnetică (Eddy Current).
Vâscozitatea unui fluid este dată de frecarea dintre straturile de fluid. Cel mai corect spus este vorba de transferul de impuls de la un strat la altul transversal (perpendicular) pe strat. Imaginea care ne ajută este cea a unui top de hârtie din care extragem o foaie de hârtie. Foaia extrasă antrenează foaile adiacente care le antrenează pe următoarele și așa mai departe.
Forța de rezistență datorită vâscozității e proporțională cu suprafața de contact dintre cele două straturi, S, și cu gradientul vitezei (cât de rapid se modifică viteza de la un strat la altul), dv/dr.
Relația care descrie fenomenul este:
Fr = η·S·dv/dr
unde: η este coeficientul de vâscozitate dinamică al fluidului:
[η]SI=N⋅s/m2=kg/(m⋅s)
Conform tabelului 2 ηJET A1 = 1,5⋅10–3 kg/(m⋅s) la 20°C și 8⋅10–3 kg/(m⋅s) la -40°C (vâscozitatea lichidelor scade mult cu creșterea temperaturii).
Pentru a determina timpul necesar transferului de combustibil trebuie sa tinem cont de legea lui Bernoulli degata de presiunea fluidelor în mișcare.
Datorită energiei cinetice a fluidului în mișcare, pe orice suprafață perpendiculară pe direcția de curgere se exercită o presiune, presiunea dinamică (sau presiunea de impact) Pd:
Pd = ρ·v2 /2
unde: ρ este densitatea fluidului și v este viteza fluidului.
Existența presiunii dinamice și relația ei cu celelalte presiuni se deduce pe baza teoremei variației energiei cinetice, aplicată fluidului.
Formula vitezei este:
V = d/t
Rezulta:
Pd = ρ·(d/t)2 /2
Rezulta formula finala:
t = 95 de minute
4.3 Concluzii finale
Sistemul de combustibil este un sistem absolut necesar la bordul unei aeronave, iar transferul de combustibil trebuie sa fie operational in caz de necesitate.
Sistemul de combustibil al aeronavei controleaza Distribuita, alimentarea, evacuarea si transferul combustibilului din si intre rezervoare este controlat de sistemul de combustibil pentru alimentarea motoarelor, APU-ul, raci uleiul folosit la lubrifiere, incalzeste si mentine combustibilul in rezervoarele aripilor, pentru prevenirea inconvoerii si vibratiei aripilor.
Aeronava va folosi intai combustibilul din rezervorul central, apoi cel din rezervoarele aflate la incastrarea aripii si abia apoi combustibilul din rezervoarele exterioare.
Sistemul are in componenta sase pompe de combustibil identice cate doua pentru fiecare aripa si alte doua pentru rezervorul central, dar temperatura joaca un rol important in timpul transferului si mentinerii combustibilului in rezervoare.
Eficienta acestui sistem este amplificata de valvele de suctiune din fiecare rezervor al aripilor ca o masura de siguranta in cazul in care ambele pompe de combustibil ale unui rezervor din aripa se vor defecta, motoarele vor extrage si consuma combustibilul ramas cu ajutorul presiunii de suctiune a acestor valve.
Conductele sunt proiectate si testate printr-o proba hidrostatică pentru o presiune de 70 bar sau test echivalent de control nedistructiv prin metoda electromagnetică (Eddy Current).
Consumul aeronavei in zbor este de circa 10.8 l/s de combustibil, cu o presiune de circa 46 N/m2 (Pa) si o vascozitate a combustibilului la 20°C de circa 1,5⋅10–3 kg/(m⋅s), iar timpului necesar transferului de combustibil este de circa 95 de minute.
BIBLIOGRAFIE
1. Abraham, R. H. Complex dynamical systems, Aerial Press, Santa Cruz,
California, 1986.
2. Aron, I., Paun, V. Echipamentul electric al aeronavelor, Editura Didactica si
Pedagogica, Bucuresti, 1986.
3. Aron, I. , Aparate de bord pentru aeronave, Editura Tehnica, Bucuresti, 1984.
4. Carafoli, E. , Constantinescu, V. N. Dinamica fluidelor compresibile. Editura
Academiei RSR, Bucuresti, 1984.
5. Carafoli, E., Constantinescu, V. N. Dinamica fluidelor incompresibile. Editura
Academiei RSR, Bucuresti, 1981.
6. Collinson, R.P.G., Introduction to avionics, Chapmann&Hall, New York, 1986
7. Cristea, 1., Transportul aerian de pasageri si marfa, Editura Tehnic, Bucuresti,
1981.
8 Ciobotea, V. Teoria motoarelor de aviatie, Ed. Academiei Tehnice Militare,
Bucuresti, 1978.
9. Constantinescu, V. No, Galetuse, S. Mecanica fluidelor si elemente de aerodina-
mica. Editura Didactica si Pedagogica, Bucuresti, 1983.
10 Floarea, S., Dumitrache, 1. Elemente si circuite fluidice, Ed. Academiei R.S.R.
Bucuresti, 1979.
11. Gavriliu, V., Ene, N., Enescu, E., Popescu, Gh. Avionul de transport modern si
instalatiile de la bord, Editura Tehnica, Bucuresti, 1983.
12. Green, W. The observer's book of aircraft, Editia 1979, Londra.
13. Hewitt,M. Lonnie Richards, Chuck Clark. – Aircraft Fuel Systems 13 Ispas, St., Motorul turboreactor, Editura Tehnica, Bucuresti, 1984
14. Ispas, St., Nica, A., Pirvulescu, I. Sisteme de lubrificatie, alimentare cu
carburanti si fluide hidraulice pentru constructii aerospatiale, Editura
Academiei RSR, Bucuresti, 1976.
15. Lungu, R. Automatizarea aparatelor de zbor, Editura ’’Universitaria”, Craiova,
2000.
16. Lungu, R., Tudosie, A., Dinca, L. – Mecanica fluidelor si termodinamica tehnica, Editura SITECH, Craiova, 2004.
17. Manole, I. Solutii constructive pentru turbomotoare de aviatie, vol, 1 si 2
Editura Academiei Tehnice Militare, Bucuresti, 1978.
19. Mattingly, J. D. Elements of gas turbine propulsion. McGraw-Hill Publisher;
New York, 1996.
20. Moir, I., Seabridge, A. Aircraft Systems: Mechanical, Electrical, and Avionics
Subsystems Integration, Third Edition, AIAA Education Series, Professional
Engineering Publishing, 2008.
21. Nicolae, D., Lungu, R. , Cismaru, C. Masurarea parametrilor fluidelo
Echipamente si sisteme, Editura Scrisul romanesc, Craiova, 1986.
22. Nica, Al., Ispas, St., Pirvulescu, I. Alegerea si utilizarea combustibililor si
lubrifiantilor pentru motoarele termice, Editura Tehnica, Bucuresti, 1978,
23. Pimsner, V., Berbente, C., Stanciu, V. s.a. Procese in masini termice cu palete,
Editura Tehnica, Bucuresti, 1986.
24. Pimsner, V. , Motoare aeroreactoare. Procese si caracteristici. vol.1 Editura
Didactica si Pedagogica, Bucuresti, 1983.
25. Popa B.ș.a. – Manualul Inginerului Termotehnician (MIT), vol I – III, București: Ed. Tehnică, 1986
25. Simion, I. AutoCAD 2009 pentru ingineri, Ed. Teora, Bucuresti, 2009.
26. Stanciu, V., Salcianu, R., Pantelimon, B. Sisteme moderne de crestere a
tractiunii si economicitatii motorului turboreactor. Ed, Universitatii
"Politehnica" Bucuresti, 1993.
27. Stoenciu, D. Automatizarea motoarelor de aviatie. Album cu scheme de automatizare, Editura Academiei Tehnice Militare, Bucuresti, 1977.
28. Stoicescu, M., Rotaru, C. Motoare turboreactoare Caracteristici si metode de control, Editura Academiei Tehnice Militare, Bucuresti, 1999.
29. Tomescu, M. Proprietatile combustibililor si lubrifiantilor pentru motoarele de aviatie, Editura Tehnica, Bucuresti, 1985.
30. Tudosie, A. Termodinamica tehnica pentru aviatie, Editura SITECH, Craiova; 2015.
31. Tudosie, A. Automatizarea sistemelor de propulsie aerospatiala, Tipografia Universitatii din Craiova, 2005.
32. Tudosie, A. Teoria si constructia sistemelor de propulsie, indrumar pentru lucrari practice. Editura SITECH, Craiova, 2005.
33. Voinea, R. , Voiculescu, D. Mecanica tehnica. Editura Academiei RSR, Bucuresti, 1984.
34. Vasilescu, C.A., Faur, S., Pimsner, V., Radulescu, G. A. Corelatiile dintre
combustibilul lichid si motorul cu ardere interna, Editura Academiei R.S.R., Bucuresti, 1972
35. Dictionar de aeronautica – Oprisiu
34. Boeing 737-700. Manual de intretinere si exploatare.
37. Mecanica fluidelor si elemente de aerodinamica – Stelian Găletușe
38. Aircraft Fuel System Prognostics and Health Management – WANG XIAOYANG
39. Component-Based Software for the Avionics Domain – Gurdeep Singh Kang
40. FUEL MANAGEMENT SYSTEM FOR CRUISE PERFORMANCE OPTIMIZATION ON A LARGE BLENDEDWING BODY AIRLINER – A. Wildschek
41. Airbus a-318. Manual de intretinere si exploatare.
42. planes.axlegeeks.com/d/e/Turboprop
43. www.aircraftcompare.com
44. http://www.experimentalaircraft.info
45. http://www.skybrary.aero
Copyright Notice
© Licențiada.org respectă drepturile de proprietate intelectuală și așteaptă ca toți utilizatorii să facă același lucru. Dacă consideri că un conținut de pe site încalcă drepturile tale de autor, te rugăm să trimiți o notificare DMCA.
Acest articol: În acest proiect de disertație vom prezenta: transferul și consumul de combustibil întrere zervoarele unei aeronave de pasageri mediu-curier, care… [306089] (ID: 306089)
Dacă considerați că acest conținut vă încalcă drepturile de autor, vă rugăm să depuneți o cerere pe pagina noastră Copyright Takedown.