Особенности конструкции и технической эксплуатации топливной системы самолета Ил-76

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

(МИНТРАНС РОССИИ)

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

(РОСАВИАЦИЯ)

ФГБОУ ВПО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»

ВЫПУСКНАЯ КВАЛИФИКАЦИОННАЯ РАБОТА

Тема: “Особенности конструкции и технической эксплуатации топливной системы самолета Ил-76”

САНКТ-ПЕТЕРБУРГ 2016 г

Аннотация

В выпускной квалификационной работе проведён анализ конструкции топливной системы самолета Ил-76, рассмотрены особенности технического обслуживания, эксплуатации топливной системы самолета в осенне-зимней период, проведен анализ эксплуатационной надежности топливной системы самолета ИЛ-76 и предложены мероприятия по улучшению работоспособности топливной системы самолета и уменьшению времени производственного процесса.

Первый раздел содержит общие сведения о самолёте Ил-76, основные характеристики и условия эксплуатации. Второй раздел содержит описание конструкции топливной системы самолета Ил-76. Третий раздел содержит анализ эксплуатационной надёжности и эксплуатационной технологичности самолета Ил-76. В четвертом разделе рассмотрены особенности технической эксплуатации самолета Ил-76 в осенне-зимний период и рассчитано время производственного процесса затраченного на выполнение операций по переводу АТ. На основании расчетов времени производственного процесса сделан вывод и описаны методы с по мощью которых можно уменьшить время затраченное на перевод АТ и тем самым уменьшить простой ВС.

Дипломная работа содержит:

- страниц - 96;

- разделов - 4;

- таблиц - 9;

- рисунков - 40 ;

- использованных источников - 12.

Условные обозначения

ПВО - противовоздушная оборона

ВТА - военно-транспортная авиация

ВС - воздушное судно

ЛА - летательный аппарат

ГСМ - горюче-смазочные материалы

ТЭ - техническая эксплуатация

ТО - техническое обслуживание

ВПП- взлетно-посадочная полоса

ВВС - военно - воздушные силы

АТ - авиационная техника

АО - авиационное оборудование

РЭО - радио-электронное оборудование

ВСУ - вспомогательная силовая установка

ЭД - эксплуатационная документация

ТО и Р - техническое обслуживание и ремонт

РТО - регламент технического обслуживания

РЛЭ - регламент летной эксплуатации

СЧК - средняя часть крыла

ОЧК - отъёмная часть крыла

ТЭЧ - технико-эксплуатационная часть

В/Ч - войсковая часть

Содержание

• Введение
• 1. Общие сведения о самолете Ил-76
• 1.1 Назначение самолета Ил-76
• 1.2 Основные характеристики самолета Ил-76
• 1.3 Условия эксплуатации
• 2. Особенности конструкции и эксплуатации топливной системы Ил-76
• 2.1 Характеристика и схема топливной системы самолета Ил-76
• 2.1.1 Система дренажа
• 2.1.2 Система слива конденсата
• 2.1.3 Система перекачки топлива
• 2.1.4 Система заправки топливных баков
• 2.2 Агрегаты топливной системы самолета Ил-76
• 2.2.1 Топливные баки
• 2.2.2 Топливный насос. Тип ЭЦНГ-10с76
• 2.2.3 Дренажный бак
• 2.2.4 Топливный насос. Тип ЭЦН-87
• 2.2.5 Сигнализатор давления. Тип СДУ2А-0,2
• 2.2.6 Топливный фильтр. Тип 8Д2.966.118
• 2.2.7 Насос. Тип РНМ-1
• 2.2.8 Электрокран слива конденсата
• 2.2.9 Нажимной кран слива конденсата
• 2.2.10 Бортовой штуцер заправки топливо под давлением
• 2.2.11 Магистральный кран заправки
• 2.2.12 Электрогидравлический клапан заправки
• 2.2.13 Поплавковый клапан заправки
• 2.2.14 Топливный насос ЭЦН-14Б
• 2.2.15 Блок электромагнитных кранов
• 2.3 Особенности эксплуатации топливной системы самолета Ил-76
• 3. Анализ эксплуатационной надежности топливной системы самолета Ил-76
• 3.1 Анализ распределения отказов топливной системы самолета
• 3.1.1 Классификация отказов
• 3.1.2 Определение среденей наработки на отказ
• 3.2 Простои самолетов и коэфициент готовности
• 3.3 Мероприятия по устранению выявленных недостатков
• 4. Особенности технической эксплуатации самолета Ил-76 в осенне-зимний период
• 4.1 Технология подготовки самолета Ил-76 к осенне-зимнему периоду
• 4.2 Особенности эксплуатации топливной системы в осенне-зимний период
• 4.3 Оценка технологического времени выполнения операций при подготовке к осенне - зимнему периоду эксплуатации
• Выводы и рекомендации
• Список использованной литературы
• Введение
• самолет топливная система эксплуатация
• В 1966 году ВВС сформулировали техническое задание на военно-транспортный самолет нового типа, предназначенный для замены ВТС Ан-12. Требовалась машина, вдвое превосходящая предшественника по грузоподъемности и дальности (перевозка груза 40 т на расстояние до 5000 км) без ухудшения взлетно-посадочных характеристик. Работы по созданию ВТС нового поколения начались в 1967 году на конкурсной основе. В конкурс включились Киевское ОКБ O.K. Антонова, предлагавшее глубокую модернизацию Ан-12, и ОКБ С.В. Ильюшина. По итогам конкурса предпочтение отдали проекту самолета С.В. Ильюшина. По мнению главного конструктора Р.П. Папковского, победа, как это ни парадоксально, во многом была обусловлена незначительным по сравнению с соперником опытом ОКБ в создании военно-транспортных машин: конструкторы смело шли на поиск нетрадиционных, новаторских решений, а не опирались на уже имеющийся задел. «Семьдесят шестой» - первый из «Илов», созданием которого руководил не Сергей Владимирович Ильюшин, а его заместитель - Генрих Васильевич Новожилов. Главным конструктором Ил-76 и его последующих модификаций стал Радий Петрович Папковский.Самолет, выполненный по «классической» для машин данного класса схеме - высокоплан с толстым, вместительным фюзеляжем, имеющим грузовой люк в кормовой части - оснастили четырьмя двухконтурными турбореактивными двигателями Д-ЗОКП тягой 12000 кгс, разработанными под руководством П.А. Соловьева. Этот ТРДД создавался на базе двигателя Д-ЗОКУ (11000 кгс), установленного на лайнере Ил-62. По сравнению со своим предшественником новый двигатель имел значительно увеличенную степень двухконтурности (2,42 против 1,0), что позволило получить меньший удельный расход топлива и несколько повысить тягу. Весьма важным элементом военно-транспортного самолета является грузовой люк, который должен обеспечить быструю погрузку и выгрузку техники, ее воздушное десантирование. К отработке этого узла были привлечены специалисты ЦАГИ, при помощи которых была создана конструкция, обеспечивавшая в открытом положении минимальное аэродинамическое сопротивление. Осенью 1969 года был построен натурный макет самолета, вскоре получивший одобрение макетной комиссии, возглавлявшейся генерал-лейтенантом авиации Г.Н. Пакилевым. Постройка первой опытной машины началась в опытном цехе ОКБ Ильюшина (его ворота выходили на знаменитое Ходынское поле) в декабре 1969 года, а 25 марта 1971 года Ил-76, пилотируемый экипажем, возглавляемым заслуженным летчиком-испытателем, Героем Советского Союза Э.И. Кузнецовым, покинул Ходынский аэродром и, проведя более часа в воздухе, приземлился в Жуковском. В декабре 1971 года начались испытания новой машины в ее основном качестве - как военно-транспортного самолета: были проведены выброски парашютистов, а также сброс грузов. Прыжки выполняли профессиональные парашютисты-испытатели, а также добровольцы - курсанты Рязанского высшего военного воздушно-десантного училища ВДВ. Во время одного из испытаний самолет покинули в воздухе 115 человек. В 1973 году в Москве был построен второй опытный самолет, и еще две машины - на серийном заводе в Ташкенте. К производству опытной серии был подключен и Воронежский авиационный завод, который делал шасси и ряд других узлов Ил-76.ноября 1973 г. Ил-76 поступил на войсковые испытания, в ходе которых принял участие в маневрах войск Одесского округа. В 1974 году завершились государственные испытания, Ил-76 был принят на вооружение ВВС и в Ташкенте развернулось его полномасштабное серийное производство. Серийные машины в отличие от самолетов, участвовавших в испытаниях, имели оборонительное вооружение, включающее кормовую спаренную установку из двух 23-мм двухствольных пушек ГШ-23Л с радиолокационным наведением (радиоприцел «Аргон»). Кормовая стрелковая установка была унифицирована со стратегическим бомбардировщиком-ракетоносцем Ту-95МС, а также с ударным экранопланом «Лунь». К 2000 году было выпущено более 950 самолетов Ил-76 всех модификаций, более 120 из которых поставлено на экспорт (при этом экспортная цена одного Ил-76 в зависимости от «политической конъюнктуры» колебалась от 13 до 39 млн. долл.). 300 самолетов Ил-75, Ил-76М и Ил-76МД состоят на вооружении российской военно-транспортной авиации. Кроме того, «Илы» имеются в составе ВВС Азербайджана (один Ил-76М и два МД), Алжира (три Ил-76МД и четыре ТД), Республики Беларусь (18 Ил-76МД), Индии (24 Ил-7бМД, индийское название «Гаджарай»), Ирана (12), Йемена (один), Ливии (18 Ил-76Т, М и ТД), Северной Кореи (три Ил-76Т), Сирии (четыре Ил-76М) и Украины (100). Еще примерно 180 самолетов эксплуатируются гражданскими авиакомпаниями различных стран. В 2000 году было заключено соглашение о поставке более 30 самолетов Китаю. Производство Ил-76 продолжается и в настоящее время, ташкентский завод имеет солидный «портфель» заказов. В ходе более чем двадцатилетней эксплуатации самолеты семейства Ил-76 продемонстрировали высокую надежность. В гражданской авиации ни один самолет не был потерян или списан по причине отказа техники. Имели место катастрофы, вызванные ошибками летчиков, наземных диспетчерских служб, другими причинами. Но конструкция Ил-76 не стала причиной гибели ни одного человека. Наработка этого самолета на одну предпосылку к авиационному происшествию - 6000 летных часов, что считается отличным показателем.
• 1. Общие сведения о самолете Ил-76
• 1.1 Назначение самолета Ил-76
• Самолет Ил-76 предназначен для перевозки крупногабаритной техники и грузов в стандартной таре (контейнерах). Эксплуатация самолета возможна как с бетонированных взлетно-посадочных полос (ВПП) аэродромов (рис.1), так и с грунтовых полос (рис.2) с удельной прочностью грунта не менее 60 Н/см².
• Рис. 1 Взлет с бетонной ВПП [фото автора]
• Рис. 2 Посадка на грунтовое покрытие [фото автора]

• Рис. 3 Общий вид самолета Ил-76 [8]
• Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом и стреловидным хвостовым оперением, выполненным по Т-образной форме (рис. 3). Герметичная часть фюзеляжа разделена на кабину экипажа и грузовую кабину. Кабина экипажа представляет собой двухпалубный отсек: на верхней палубе расположена кабина пилотов, на нижней - кабина штурмана. Грузовая кабина имеет погрузочно-разгрузочное оборудование, которое обеспечивает погрузку, размещение и крепление техники и грузов, допущенных к перевозке воздушным транспортом в соответствии с действующими нормами по массе, габаритным размерам и особым свойствам. Крыло самолета - трапециевидной формы с удлинением 8,5 и углом стреловидности 25° по линии ј хорды. Крыло снабжено мощной взлетно-посадочной механизацией, состоящей из предкрылков, охватывающих всю переднюю кромку, и трехзвенными, раздвижными закрылками, занимающими 70% размаха. Концевые сечения хвостовой части крыла заняты элеронами. На верхней поверхности крыла, над закрылками, расположены спойлеры и тормозные щитки. Спойлеры в средней части крыла совместно с элеронами используются в качестве органов поперечного управления; кроме того, спойлеры могут применяться как гасители подъемной силы при симметричном отклонении их на правой и левой половинах крыла. Тормозные щитки занимают корневую часть крыла. Щитки отклоняются только при движении по ВПП (пробег, прерванный взлет). В путевом направлении применяется мощный руль направления. В качестве органов продольной балансировки и управления используются руль высоты и стабилизатор. Для уменьшения шарнирных моментов и балансировки по усилиям руль высоты снабжен триммером-флетнером, а руль направления и элероны - пружинными сервокомпенсаторами и триммерами. Система управления рулями, элеронами и спойлерами - бустерная, выполнена по необратимой схеме. Управление рулями и элеронами осуществляется с помощью автономных рулевых машин. Спойлеры отклоняются гидравлическими приводами. В случае крайней необходимости система управления рулем высоты, элеронами и рулем направления позволяет перейти на бустерное прямое управление. Управление тормозными щитками, предкрылками и закрылками электрогидравлическое, управление стабилизаторами - электрическое. Под крылом, на пилонах, установлены четыре турбореактивных двигателя Д-ЗОКП. Двигатели двухконтурные, двухкаскадные, с устройством для реверсирования тяги. В обтекателе левых, главных опор шасси размещена вспомогательная силовая установка, используемая для воздушного запуска двигателей, работы системы кондиционирования на земле, а также для питания бортсети электроэнергией переменного и постоянного тока. Самолет снабжен многоколесным, пятиопорным шасси, состоящим из четырех главных опор с четырьмя тормозными колесами на каждой опоре при давлении в шинах 0,45 МПа - 0,5 МПа. На амортизационной стойке передней опоры установлено четыре колеса при давлении в шинах 0,55-0,6 МПа. Гидросистема самолета обеспечивает управление уборкой и выпуском шасси, торможением колес главных опор, поворот колес передней опоры, предкрылками, закрылками, спойлерами, тормозными щитками, входными дверями, створками грузового люка, хвостовой опорой и стеклоочистителями и состоит из двух самостоятельных систем. Противообледенительная система обеспечивает защиту от обледенения предкрылков, носков горизонтального и вертикального оперения, воздухозаборников, входных направляющих аппаратов и коков двигателей, приемников полного давления и датчиков углов атаки. Погрузка в самолет техники и грузов производится через люк в хвостовой части фюзеляжа по отклоняемой рампе с подтрапниками. Несамоходная техника и грузы загружаются с помощью электротельферов и лебедок, самоходная - собственным ходом. По уровню летных характеристик Ил-76 относится к категории самолетов, у которых обеспечивается безопасное завершение или прекращение взлета в случае отказа одного двигателя на разбеге, а также безопасное завершение полета и выполнение посадки с одним или двумя неработающими двигателями. При базировании на бетонированных аэродромах самолет Ил-76 с максимальной взлетной массой 170 тонн обеспечивает перевозку максимальной массы полезной нагрузки 47 тонн на практическую дальность 3000 км; 20 тонн полезной массы нагрузки самолет перевозит на расстояние 6500 км. Указанные дальности полета обеспечиваются при наличии топливного резерва в баках, позволяющего выполнять полет в течение 40-50 мин, для возможности уходя при посадке на второй круг. При взлете в стандартных атмосферных условиях с максимальной взлетной массой 170 тонн длина разбега самолета составляет 1600 м. В случае отказа одного двигателя на разбеге потребная сбалансированная взлетная дистанция не превышает 2200 м. Набор начальной высоты полета по маршруту выполняется на номинальном режиме работы двигателей за время 25-30 мин. Максимально допустимая приборная скорость равняется 600 км/ч, такая же как и при экстренном снижении и при полете с выпущенным шасси. Режим, соответствующий минимальному километровому расходу топлива, обеспечивается при полете "по потолкам" на скорости крейсерского режима 750-800 км/ч на высоте 9-12 км и режиме работы двигателей при частоте вращения ротора каскада высокого давления П_вд= 10120 об/мин. Снижение с высоты конечной точки полета по маршруту (12 км) до высоты круга 400 м выполняется на режиме малого полетного газа за 15 минут. Заход на посадку производится при полностью отклоненных предкрылках и закрылках при скорости планирования 210-250 км/ч, принимаемой в зависимости от посадочной массы самолета. Максимально допустимая скорость самолета при полностью выпущенной механизации не должна превышать 370 км/ч. Пробег и посадка на бетонированную взлетно-посадочную полосу находится в пределах 600-800 м. При базировании на летних грунтовых аэродромах самолет с взлетной массой 152 тонн способен перевезти 33 тонн полезной нагрузки на практическую дальность 3000 км, а при массе полезной нагрузки 20 тонн - на расстояние 4700 км. Длина разбега при взлете с грунтовой полосы с удельной прочностью грунта 60 Н/см² составляет 1300-1350 м, пробег при посадке не превышает 600 м. Такие качества и возможности самолета Ил-76 позволяют его широко использовать для перевозки грузов и техники гражданской авиацией во многих регионах нашей страны и за рубежом, в том числе с аэродромов, имеющих сравнительно небольшие по длине ВПП [5].
• 1.2 Основные характеристики самолета Ил-76
• Рис. 4 Геометрические данные самолета Ил-76 [8]
• Таблица 1
• Летно-технические характеристики самолета ИЛ-76 [6]

длина	46,6 м
размах крыла	50,5 м
площадь крыла	300кв.м.
наибольший взлётный вес	210 т
ве пуого	88500 кг
грузоподъёмность	до 60 т
объём топлива	109000 л
скорость на эшелоне	780--850 км/ч
дальность полёта	· с грузом 60т: 4000 км · с грузом 48т: 5500 км · с грузом 40т: 6500 км
экипаж	5 чел
длина,ширина,высота грузовой кабины	24,54 м/3,45 м/3,4 м

• 1.3 Условия эксплуатации самолета Ил-76
• При подготовке к взлету должны быть выполнены следующие операции:
• - анализ метеорологических условий в месте взлета, посадки и на маршруте полета;
• - определение по номограммам максимально допустимых взлетного и посадочного весов самолета;
• - для определенного взлетного веса расчет скорости принятия решения V₁, скорости начала подъема передней опоры шасси V_R, безопасной скорости взлета во взлетной конфигурации V₂, безопасной скорости начала уборки механизации крыла V₃, безопасной скорости перехода в полетную конфигурацию самолета V₄ (скорости приборные);
• - определение массы груза и потребного количества топлива на полет;
• - определение способа размещения груза и центровки;
• - определение угла установки стабилизатора ;
• В процессе подготовки и выполнения взлета и посадки должны учитываться следующие ограничения:
• Таблица 2
• Ограничения при взлете и посадке

Допустимая составляющая скорости ветра, м/с:
попутная WX	5
Боковая (под углом 90є) WZ:
на сухой ВПП с коэффициентом сцепления	12
на ВПП с коэффициентом сцепления	10
на ВПП с коэффициентом сцепления	7
максимальный уклон ВПП, %	±2
Конфигурация самолета при взлете с БВПП или с ГВПП при массе менее 120000 кг:
закрылки, град	30
предкрылки, град	14
при взлете с ГВПП при массе 120000 кг и более: закрылки, град	43
предкрылки, град	25
При посадке:
закрылки, град	43
предкрылки, град	25
тормозные щитки, град	40
спойлеры, град	20
Максимальная допустимая приборная скорость при выпущенной механизации крыла, км/ч:
предкрылки отклонены на 14є	400
предкрылки отклонены на 25є	370
закрылки отклонены на 15є	400
закрылки отклонены на 30є	370
закрылки отклонены на 43є	280
тормозные щитки отклонены на 14є	250
максимальная допустимая приборная скорость при выпуске и уборке шасси в условиях нормальной эксплуатации, км/ч	370
при выпуске шасси для экстренного снижения	500
при аварийном выпуске шасси	350
с выпущенным шасси	600
Максимальная допустимая скорость движения по земле по условиям прочности пневматиков колес основных опор шасси, км/ч:
при разбеге	290
при пробеге	225

• Все ограничениея максимальной скорости полета введены по характеристикам прочности, а минимальной скорости - по характеристикам устойчивости и управляемости.
• Таблица 3
• Ограничения по массе в зависимости от ВПП

Ограничения по массе	Бетонная ВПП	Грунтовая ВПП
максимальная рулежнаямасса, кг	17100	153000
максимальнаявзлетнаямасса, кг	170000	152000
максимальная посадочная масса, кг	151500	135500
максимальная масса пустого самолета без тплива, кг	128000	118000
максимальная масса топлива на исполнительном старте, кг	4600	66600
максимальная масса топлива при посадке, кг	3000	24000
максимальная масса нагрузки, кг	40000	30000
масса служебной нагрузки, кг	3400	3400

• В исключительных случаях разрешается посадка с любой массой до максимальной взлетной включительно, а так же с запасом топлива, превышающим максимально допустимый, при повышенном внимании экипажа. Емкость топливной системы составляет около 112000 л.
• Взлет и посадка разрешается на аэродромах, расположенных на барометрической высоте от минус 300 м (давление 787 мм рт.ст) до плюс 1000 м (давление 674 мм рт.ст). Температура воздуха на аэродромах взлета и посадки от минус 50єС до минус 45єС. Эксплуатация самолета допустима до Н=12000 м в диапазоне температур от “Минимальной для арктических условий” до “Максимальной межконтинентальной”. Самолет при рулении устойчив. Удовлетворительные маневренные характеристики при этом обеспечиваются управлением колесами передней опоры и, в случае необходимости, односторонним подтормаживанием колес основных опор шасси. При рулении с запасом топлива более 55000 кг не допускается одностороннее торможение колес основных опор и резкий односторонний перевод РУД двигателей. Колеса передней опоры управляются штурвальчиком или педалями управления. В первом случае реализуется разворот на угол ±50є, а во втором - ±7є. Для разворота самолета на 180є требуется полоса шириной около 40 м при минимальном радиусе разворота около 13..15 м.
• В процессе выполнения взлета и посадки необходимо помнить, что величина предельно передней и предельно задней центровок зависит от остатка топлива. В том случае, если центровка самолета без топлива находится в пределах 20..40% САХ, то допустимый диапазон полетных центровок следующий [8]:
• Таблица 4
• Допустимый диапазон полетных центровок

mT, т	84,6	80	70	60	50	40	30	10	20
XT ПП, %САХ	22.9	22.9	22.9	9	2.9	29	22.6	22.3	22
XT ПЗ, %САХ	33.0	33.7	35.2	36.4	38.0	38.5	39.0	39.5	40

• Рис. 5 График изменения центровки самолета в зависимости от выработки топлива [8]
• Рис. 6 Графики для определения угла установки стабилизатора при взлете с различной центровкой [8]
• 2. Особенности конструкции и эксплуатации топливной системы Ил-76
• 2.1 Характеристика и схема топливной системы самолета Ил-76
• Топливная система предназначена для подачи топлива к двигателям самолета, к двигателю вспомогательной силовой установки и к генератору нейтрального газа.
• Топливо размещается в двенадцати кессонных баках, расположенных по всему размаху крыла между передним и задним лонжеронами. Все баки образуют четыре изолированные группы (по числу двигателей), по три бака в группе. В каждую группу входят главный бак, дополнительный и резервный. Каждый двигатель питается от своей группы баков. Топливо подается к двигателю насосами подкачки по отдельным трубопроводам, которые соединены между собой электрокранами кольцевания. Электрокраны кольцевания дают возможность при необходимости осуществить питание двигателей топливом из любого сочетания групп баков. Топливо из баков каждой группы перекачивается в герметичный расходный отсек главного бака в первую очередь из резервного бака, во вторую очередь - из дополнительного бака, в третью очередь - из главного. Топливные баки оборудованы системой дренажа, выполненной раздельно для баков левого и правого полукрыла. В каждом полукрыле имеется два дренажа: основной, связывающий бак с атмосферой в горизонтальном полете, в наборе высоты и на земле, и дополнительный, обеспечивающий сообщение топливных баков с атмосферой при планировании (аварийном снижении), когда основной дренаж заполнен топливом. В концевой части каждого полукрыла расположен дренажный бак для сбора топлива, попадающего в дренажный трубопровод. Накопившееся в дренажных баках топливо автоматически при помощи центробежных насосов перекачивается в резервные баки двигателей 1 и 4.
• Заправка топливных баков осуществляется снизу под давлением через два стандартных заправочных штуцера в обтекателе правых главных ног шасси. Управление заправкой производится со щитка, расположенного рядом с заправочными штуцерами. Для заправки сверху на всех баках установлены заливные горловины. Для слива топлива в каждом баке имеется отдельный сливной кран.
• Кроме того, возможен слив топлива из отдельной группы баков через сливные краны, установленные на двигателях. В этом случае топливо сливается самотеком или с помощью насосов подкачки. При работающих двигателях расход топлива контролируется по указателям расходомеров и топливомеров, расположенных на приборной доске летчиков. Кроме того, на приборной доске летчиков установлены табло (по два на каждый двигатель), сигнализирующие о минимальном давлении топлива и об отказе топливного фильтра. Кроме этого имеется табло сигнализирующее об остатке 2000 кг топлива. Управление работой топливной системы осуществляется с панели 15А центрального пульта летчиков, где расположены выключатели и сигнальные лампы пожарных кранов, кранов кольцевания и насосов подкачки и перекачки топлива.
• Рис. 7 Панель управления топливной системой [8]


Рис. 8 Монтажная схема топливной системы [8]

Топливная система (ТС) состоит из:

- системы дренажа;

- системы слива конденсата и топлива;

- топливных баков, размещённых по всему крылу и представляющие собой кессон-баки, входящие в силовую схему крыла;

- системы перекачки топлива и подачи его к основным двигателям;

- системы заправки топливных баков;

- системы подачи топлива к вспомогательной силовой установке (ВСУ).

2.1.1 Система дренажа

Дренажная система выполнена раздельно для баков левого и правого полукрыла. В каждом полукрыле предусмотрено два дренажа: основной, обеспечивающий дренажирование баков в горизонтальном полете, в наборе высоты, на земле, и дополнительный, обеспечивающий дренажирование баков при планировании (аварийном снижении), когда основной дренаж будет залит топливом. В каждом полукрыле имеется дренажный бак для сбора топлива, попадающего в дренажный трубопровод. Накопившееся в дренажных баках топливо автоматически перекачивается в резервные топливные баки двигателя 1 (из левого дренажного бака) и двигателя 4 (из правого дренажного бака). Перекачка может быть включена вручную с центрального пульта летчиков. Каждый дренажный бак сообщается с атмосферой посредством воздухозаборника, выведенного под нижнюю поверхность концевой части крыла.

Рис. 9 Схема дренажа топливных баков [8]

2.1.2 Система слива конденсата

Для слива конденсата из топливных баков на самолете установлена система централизованного слива, позволяющая произвести откачку конденсата ручным насосом поочередно из каждого бака топливной системы. Кроме того, во всех топливных баках установлены нажимные сливные краны 5120-150(с 0043453552-5120-825), которые открываются с помощью специального приспособления с земли.

Основной системой слива конденсата топлива является система централизованного слива. Слив конденсата через нажимные краны производится только в сроки, определенные регламентом технического обслуживания самолета, а также в тех случаях, когда при централизованном сливе в конденсате топлива будут обнаружены механические примеси [5].



Рис. 10 Схема системы слива конденсата [8]

2.1.3 Система перекачки топлива

Для обеспечения бесперебойной подачи топлива к двигателям расходные отсеки главных баков непрерывно пополняются топливом, перекачиваемым из всех баков с помощью насосов ЭЦНГ-10с76. Для обеспечения более полной выработки топлива из баков ГГ, 4Г, 2Р и ЗР в них установлены струйные топливные насосы, перекачивающие топливо в предрасходные отсеки этих баков.

Очередность выработки топлива из баков внутри каждой группы обеспечивается автоматически.

В первую очередь топливо вырабатывается из резервного бака, во вторую очередь из дополнительного и в третью - из главного. Насосы резервных баков включаются вручную выключателями, расположенными на панели управления топливной системой, а выключаются автоматически. Насосы перекачки из дополнительных и главных баков включаются и выключаются автоматически, причем выключатели насосов на панели управления находятся в положении «Выключено». Кроме того, все насосы перекачки могут быть включены и выключены вручную соответствующими выключателями.

При полной заправке баков топливом перекачку начинают включением вручную насосов перекачки из резервных баков. Если резервные баки не заправлены, перекачку топлива начинают включением вручную насосов перекачки из дополнительных баков; если были заправлены только главные баки, перекачку начинают включением вручную насосов перекачки из главных баков. Если до взлета самолета не будут включены насосы перекачки хотя бы из одного резервного заправленного топливом бака, то после отрыва самолета от ВПП на панели управления топливной системой загорится желтая сигнальная лампа "Включи перекачку резервных баков". Если резервные баки не заправлялись и до взлета самолета не были включены вручную насосы перекачки из дополнительных баков, то их включение после отрыва самолета произойдет автоматически. Если заправлялись только главные баки, а их насосы перекачки не были включены вручную до взлета самолета, включение произойдет также автоматически после отрыва самолета от ВПП. При ручном включении насосов перекачки система управления перекачкой обеспечивает их автоматическое отключение по окончании перекачки топлива; выключение насосов до окончания перекачки может быть произведено вручную теми же выключателями, с помощью которых производилось их ручное включение [5].

Рис. 11 Схема системы перекачки топлива [8]

При автоматической включении насосов перекачки из дополнительных или главных баков, насосы могут быть выключены вручную соответствующими автоматами защиты сети (АЗС) системы автоматического управления перекачкой.

2.1.4 Система заправки топливных баков

Заправка самолета топливом производится через систему заправки баков снизу под давлением. Предусмотрены также заливные горловины, установленные на верхних поверхностях баков, для заправки сверху. Система заправки снизу под давлением выполнена одинаково в левой и правой половинах крыла; от заправочных штуцеров до разветвления в левую и правую половины крыла магистраль заправки является общей. Система обеспечивает заправку с максимальной производительностью до 3000 л/мин при давлении топлива перед заправочными штуцерами до 4 кГ/см². Заправка баков под давлением производится через два стандартных заправочных штуцера. Топливо в баки подается через электрогидравлические клапаны заправки. Клапаны закрываются автоматически, если баки заправляются полностью, и вручную, если баки заправляются частично. Предусмотрено также автоматическое закрытие клапанов, если давление в баках повысится до 0,2 кГ/см².

С целью сокращения времени заправки предусмотрена возможность одновременного подключения к системе четырех заправочных шлангов от двух топливозаправщиков с помощью специального переходника 9108.500.

Управление заправкой и контроль осуществляется со щитка, расположенного в правом обтекателе шасси.

Полная заправочная ёмкость баков составляет:

бак ТГ (4Г) - 4140 л;

бак ТД 4Д) - 5890 л;

бак ТР (4Р) - 16760 л;

бак 2Г (ЗГ) - 7490 л;

бак 2Д (ЗД) - 7180 л;

бак 2Р (ЗР) - 13280 л;

Полная ёмкость системы составляет 109480 л [5].

Рис. 12 Схема системы заправки самолета топливом [8]

Рис. 13 Щиток управления заправкой топливом [8]

2.2 Агрегаты топливной системы

2.2.1 Топливные баки

Топливные баки самолета образованы внутренними объемами кессонов крыла, герметизированных с помощью герметика УЗО-ЫЭС. Всего в крыле имеется двенадцать топливных и два дренажных бака. Топливные баки разбиты на четыре изолированные группы, по три бака в группе. Каждый двигатель питается от своей группы баков, нумерация групп соответствует принятой нумерации двигателей (первая группа баков - группа, питающая двигатель 1, вторая груша баков - группа, питающая двигатель 2,и т.д.). В каждую группу входят главный бак (бак 1Г - в первой группе, 2Г - во второй группе, ЗГ - в третьей группе, 4Г - в четвертой группе), дополнительный бак (баки 1Д, 2Д, ЗД, 4Д) и резервный (1Р, 2Р, ЗР, 4Р). Баки отделены один от другого герметичными перегородками. Главные баки всех групп имеют расходные и предрасходные отсеки; дополнительные и резервные баки - только предрасходные отсеки. В расходных отсеках главных баков установлено по два насоса подкачки топлива к двигателю, в предрасходных отсеках баков - насосы перекачки топлива в расходные отсеки главных баков (по два насоса перекачки в предрасходных отсеках дополнительных и резервных баков и по одному насосу в предрасходных отсеках главных баков).

Топливные баки первой ГРУППЫ (баки двигателя 1) размещены в левой ОЧК (баки 1Г и 1Д) и левой СЧК (бак 1Р). Главный бак первой группы занимает герметизированный отсек ОЧК, заключенный между нервюрами № 28 и 38 (с боков), передним и задним лонжеронами крыла (спереди и сзади). Нервюра № 28 отделяет бак 1Г от дополнительного бака первой группы, нервюра № 38 отделяет его от левого дренажного бака. Внутри бака между нервюрами № 36 и 38 выделен расходный отсек, в котором установлены два подкачивающих насоса ЭЦНГ-10с76 датчик топливомера из комплекта СПУТ4-1. Подкачивающий насос между нервюрами № 36 и 37 заключен в противоотливной стакан, служащий для обеспечения подачи топлива насосом при отрицательных перегрузках; подкачивающий насос, установленный между нервюрами № 7 и 38, заключен в экран, который препятствует отливу топлива от насоса при резком торможении самолета. Нервюрой № 36 расходный отсек отделен от предрасходного, в котором размещены перекачивающий насос (с противоотливным экраном) и датчик топливомера (с компенсатором и нижним сигналом выключения насоса перекачки). Для сообщения предраходного отсека с расходным в нижней части стенки нервюры № 36 установлен обратный клапан, который обеспечивает перетекание топлива в сторону расходного отсека. В верхней части нервюры № 16 и 36 установлены поплавковый клапан и два предохранительных клапана, отрегулированные на перепад давления 0,45 кГ/с. Поплавковый клапан предназначен для того, чтобы перекрывать отверстие, сообщающее расходный отсек с предрасходным, и тем самым исключать возможность перелива в главный бак топлива, которое поступает в расходный отсек из магистралей перекачки.

Устройство поплавкового и предохранительного клапанов показано на рис. 15. Предрасходный отсек отделен от остальной части главного бака нервюрой № 34. В стенке этой нервюры установлены струйный насос СН-7, два больших и четыре малых обратных клапана. На верхней панели кессона, образующей верхнюю стенку главного бака, установлена заливная горловина для заправки бака топливом сверху, имеются чаши для установки поплавкового клапана системы заправки снизу под давлением и четырех датчиков топливомера. На нижней панели кессона между каждой парой нервюр выполнены 10 люков для подхода во внутренние объемы главного бака. На крышке люка между нервюрами № 35-36 имеется кран слива топлива из главного бака. Кроме того, на нижней панели кессона, в расходном и предрасходном отсеках, установлены два крана для слива конденсата топлива. Во внутренней полости главного бака смонтированы трубопроводы следующих магистралей топливной системы: откачки топлива из дренажного бака, основного дренажа баков 1Д, ГР, 2Г, 2Д, 2Р, дренажа бака ГГ, подачи топлива к двигателю I, перекачки топлива из бака ГГ, перекачки топлива из баков 1Д и ГР, дополнительного дренажа. На задней стенке бака (на заднем лонжероне крыла) установлены четыре сигнализатора давления: между нервюрами № 28 и 29 - сигнализатор СДУ2А-0.3 закрытия крана заправки, между нервюрами № 35 и 36 - сигнализатор СДУ2А-0.3 работы кессона перекачки топлива, между нервюрами № 36 и 37, № 37 и 38 - два сигнализатора СДУЗА-0,6 работы насосов подкачки топлива. Дополнительный бак первой группы расположен между нервюрами № 20 и 28 левой ОЧК.

Нервюра № 28 отделяет дополнительный бак от главного бака группы, по нервюрам № 20 и 19 производится стык ОЧК с СЧК. Предрасходный отсек бака 1Д образован объемом крыла, заключенным между нервюрами № 27 и 28 и соответствующими частями переднего и заднего лонжеронов, нижней и верхней панелей кессона. Внутри предрасходного отсека установлены два топливных насоса ЭЦНГ-10с76, перекачивающих топливо в расходный отсек главного бака. Нервюрой № 27 предрасходный отсек отделен от остального объема бака 1Д.

В нижней части стенки этой нервюры установлены шесть обратных клапанов, обеспечивающих пополнение предрасходного отсека топливом по мере его расходования. Внутренний объем бака, ограниченный с боков нервюрами № 20 и 27, с помощью герметизированной нервюры № 24 разделен на две части. Одностороннее перетекание топлива (в сторону предрасходного отсека) обеспечивается через семь обратных клапанов в нижней части стенки нервюры

№ 24.На части нижней панели кессона крыла, составляющей нижнюю стенку бака 1Д, выполнены восемь закрываемых крышками люков для подходов во внутренние объемы бака. На крышке люка между нервюрами № 27 и 28 размещен кран слива топлива из бака. На верхней панели бака установлена заливная горловина для заправка топливом (между нервюрами № 20 и 21), а также установочные чаши под поплавковый клапан системы заправки под давлением (нервюры № 20-21) и под пять датчиков топливомера (нервюры № 21-22, 22-23, 25-26. 27-28). На задней стенке бака (на заднем лонжероне крыла) размещены три фланца для крепления сигнализаторов давления СДУ2А-0.3: один фланец (между нервюрами № 20 и 21) для крепления сигнализатора закрытия кранов заправки и два фланца (между нервюрами № 27 и 28) для крепления сигнализаторов работы перекачивающих насосов ЭЦНГ-10с76.



Рис. 14 Схема расположения топливных баков (отсеков) в кессонах крыла [8

Рис. 15 Внутрибаковые агрегаты

Резервный бак первой группы занимает объем кессона левой средней части крыла (СЧК), ограниченный с боков нервюрами № 9 и 19. Нервюра № 9 отделяет бак 1Р от баков второй группы, по нервюре № 19 производится стык СЧК с отъемной частью крыла (ОЧК). На верхней панели бака выполнены 14 люков для подхода внутрь бака: 8 люков между передним и средним лонжеронами и 6 люков между средними и задним лонжеронами крыла. Здесь же размещены заливная горловина (между нервюрами № 9 и 10) и чаши под поплавковый клапан заправки (между нервюрами № 9 и 10) и под четыре датчика топливомера (по одному между нервюрами № 12-13, 14-15 и два между нервюрами № 17-18). На нижней панели бака между нервюрами № 18 и 19 установлены кран для слива топлива из бака и два крана для слива конденсата. Между нервюрами № 10 и 11, № 17 и 18 на нижней панели размещены фланцы, с помощью которых внутрибаковые магистрали подачи топлива соединяются с магистралями, расположенными в пилонах двигателей 2 и 1. На передней стенке бака установлены три перекрывшие топливных крана с электромеханизмами МШ-13А-5: один кран кольцевания (между нервюрами № 11 и 12), соединяющий магистрали подачи топлива к двигателям 1 и 2, и два пожарных крана (между нервюрами № 9 и 10 двигателя 2, между нервюрами № 16 и 17 - двигателя I). На задней стенке бака находятся три сигнализатора давления СД72А-0.3; между нервюрами № 9 и 10 - сигнализатор закрытия кранов заправки, между нервюрами № 16-17 и № 18-19 - сигнализаторы работы перекачивающих насосов. Предрасходный отсек бака ограничен частью нервюр № 16 и 19 и частью стенок среднего и заднего лонжеронов. В предрасходном отсеке установлены два насоса перекачки топлива в расходный отсек бака 1Г. Для сообщения предрасходного отсека с остальной частью бака на участке стенки нервюры № 16, ограничивающей предрасходный отсек, имеются четыре обратных клапана; на участке стенки среднего лонжерона, ограничивающей предрасходный отсек спереди, - два малых и один большой обратные клапаны [5].

Весь объем бака разделен на две части герметизированной нервюрой № 14. Для сообщения этих частей в нижней части стенки нервюры установлены четыре больших обратных клапана.

Топливные баки второй группы (баки двигателя 2) размещены в левой СЧК (баки 2Г и 2Д) и в центроплане крыла (бак 2Р). Главный бак второй группы занимает герметизированный отсек СЧК, заключенный между нервюрами №4 и 9 (с боков) передним и средним лонжеронами крыла. Часть бака, ограниченная с боков нервюрами № 8 и 9, образует расходный отсек; часть, ограниченная с боков нервюрами № 7 и 8, образует предрасходный отсек. Расходный отсек сообщается с предрасходным с помощью одного большого и четырех малых обратных клапанов в нижней части стенки нервюры № 8, двух предохранительных клапанов ( Р=О,45 кГ/см²) и поплавкового клапана дренажа в верхней части нервюры № 8. С остальной частью бака предрасходный отсек сообщается с помощью одного большого и трех малых обратных клапанов, установленных в стенке нервюры № 7. В расходном отсеке бака размещены два насоса ЭЦНГ-10с76 подкачки к двигателю 2, в предрасходном отсеке - один насос ЭЦНГ-10с76, перекачивающий топливо в расходный отсек. Один из насосов подкачки (установленный ближе к оси самолета) заключен в противоотливной стакан, препятствующий отливу топлива от насоса при отрицательных перегрузках. Второй насос подкачки и насос перекачки предрасходного отсека заключены в экраны, препятствующие отливу топлива от насосов при резком торможении самолета. Вне предрасходного отсека, между нервюрами № 6 и 7, установлен топливный насос постоянного тока ЭЦН-14Б. На верхней панели бака выполнены четыре люка для подхода в его внутренний объем, а также установлены чаши, в которых размещены: заливная горловина и датчик топливомера (между нервюрами № 4 и 5); поплавковый клапан и датчик-сигнализатор уровня ДСМК-3 (между нервюрами № 4 и 5); по одному датчику топливомера (между нервюрами № 6 и 7, № 7 и 8); два датчика топливомера (между нервюрами № 8 и 9). На нижней панели бака установлены кран слива топлива (между нервюрами № 7 и 8) и два крана слива конденсата (между нервюрами № 7 - 8 и № 8 - 9). На передней стенке бака размещены пять сигнализаторов давления: между нервюрами № 4 и 5 - СДУ2А-0.3 закрытия кранов заправки; между нервюрами № 7 я 8 - два СД72А-0.3 сигнализации работы насоса перекачки топлива и насоса постоянного тока ЭЦН-14Б; между нервюрами № 8 и 9 - два СДУЗА-0,6 сигнализации работы насосов подкачки топлива к двигателям. Между нервюрами № 7 и 8 установлен перекрывной топливный кран подачи топлива от насоса постоянного тока ЭЦН-14Б.

Дополнительный бак второй группы расположен сзади главного бака и ограничен нервюрами № 4 и 9, стенкой среднего и стенкой заднего лонжеронов крыла. Предрасходный отсек бака, в котором размещены два насоса ЭЦНГ-10с76, ограничен нервюрами № 8 и 9. Для сообщения предрасходного отсека с остальной частью бака в стенке нервюрами № 8 установлены четыре обратных клапана. На верхней панели бака установлены чаши, в которых размещены: поплавковый клапан заправки и датчик топливомера-между нервюрами № 4 и 5; заливная горловина-между нервюрами № 5 и 6; по одному датчику топливомера-между нервюрами № 7 - 8 и № 8 - 9. Здесь же выполнены два люка подхода внутрь бака. На нижней панели между нервюрами № 8 и 9 установлены кран слива топлива и кран слива конденсата. На задней стенке бака размещены три сигнализатора СДУ2А-О,3: между нервюрами № 4 и 5 - сигнализатор закрытия крана заправки; между нервюрами № 8 и 9 - два сигнализатора работы перекачивающих насосов.

Резервный бак второй группы располагается в центроплане крыла и занимает объем кессона, ограниченный стенками переднего и заднего лонжеронов и нервюрами № 0 и 3. Стенкой среднего лонжерона бак разделен на две части, сообщение между которыми осуществляется с помощью трех больших и четырех малых обратных клапанов, установленных в нижней части стенки лонжерона. Предрасходный отсек располагается в задней части бака и занимает отсек, ограниченный стенками среднего и заднего лонжеронов, а также стенками нервюры № 2 и нервюры № 3. С остальной частью бака предрасходный отсек сообщается через один большой и три малых обратных клапана, установленных в стенке нервюры № 2. Не стенке нервюры № 2 установлен струйный топливный насос, перекачивающий топливо в предрасходный отсек бака. На передней стенке бака между нервюрами № 1 и 2 размещен перекрывной топливный кран (кран кольцевания) с электромеханизмом МПК-13А-5. На задней стенке бака установлены три сигнализатора СДУ2А-0.3: между нервюрами № 0 и 1 - сигнализатор закрытия крана заправки и сигнализатор работы одного из насосов перекачки, между нервюрами № 2 и 3 - сигнализатор работы второго насоса перекачки топлива. На нижней панели бака между нервюрами № 2 и 3 находятся два стакана, внутри которых размещаются насосы ЭЦНГ-10с76. Кран слива топлива из резервного бака установлен на стакане одного из насосов перекачки топлива. На верхней панели бака размещены: два датчика топливомера-между нервюрами № 0 и 1; поплавковый клапан и датчик-сигнализатор уровня ДСМК-3 между нервюрами № 1 и 2; заливная горловина и два датчика топливомера - между нервюрами № 2 и 3. На верхней панели бака, в его передней и задней частях, выполнены два закрываемых крышками лючка для подхода внутрь бака. Для перемещений внутри бака аналогичные люки-лазы выполнены и в нервюрах № 1 и 2 (по два люка в каждой).

Топливные баки третьей группы конструктивно выполнены аналогично бакам второй группы. Различия относятся к бакам ЗГ и 2Г и состоят в том, что в баке ЗГ не устанавливается топливный насос постоянного тока ЭЦН-14Б и, следовательно, нет сигнализатора работы насоса и перекрывного крана подачи топлива от насоса. Топливные баки четвертой группы полностью аналогичны топливным бакам первой группы.

2.2.2 Топливный насос ЭЦНГ -10с76

Электроприводной центробежный насос ЭЦНГ-10с76 является насосом внутрибакового расположения. Привод насоса осуществляется электродвигателем мокрого типа ЭТМ-100А, работающим на трехфазном переменном токе напряжением 200 В ± 5% и частотой 400 + 2гц. Рабочее положение насоса - вертикальное, электродвигателем вверх. Чередование фаз прямое.

Насос состоит из насосной части и электродвигателя, смонтированных как одно целое. Насосную часть составляет корпус, улитка, крыльчатка и осевое колесо. Электродвигатель к корпусу насоса крепится при помощи колпака и винтов. Между корпусом и электродвигателем проложено уплотнительное резиновое кольцо. В корпусе насоса запрессовано манжетное уплотнение, предотвращающее попадание топлива в полость электродвигателя. Для обеспечения работоспособности манжетного уплотнения при малом количестве топлива в баке (работа манжеты всухую не допускается) в улитке и корпусе насоса предусмотрены специальные каналы, подводящие топливо из улитки к манжетному уплотнению. Одновременно по этим же каналам топливо подается в полость между колпаком и электродвигателем, охлаждая электродвигатель независимо от уровня топлива в баке. Крыльчатка имеет двухсторонний вход. Перед крыльчаткой со стороны нижнего входа установлено осевое колесо.

На входе в насос расположены предохранительные сетки, не допускающие попадания в насос крупных механических частиц. Для слива топлива в насосе установлен сливной клапан. Топливо, которое просачивается через манжетное уплотнение, отводится через дренажные каналы в корпусе насоса и в улитке. Типовым креплением насоса является его крепление к установочному фланцу топливного бака двенадцатью болтами через прижимное кольцо. Такое крепление осуществлено во всех топливных баках, за исключением резервных баков двигателей 2 и 3, где насосы крепятся к стаканам топливных баков без применения прижимных колец. При монтаже насоса на самолете под фланец насоса устанавливается уплотнительная прокладка толщиной 1,5 мм из резины 3826, между выходным штуцером насоса в переходным патрубком перекачивающей магистрали устанавливается уплотнительное кольцо, поставляемое вместе с насосом.

Электропроводка двигателя насоса подключается к электрической сети самолета с помощью клеммной колодки. Клеммные колодки перекачивающих насосов баков 2Р и ЗР крепятся на приливах в нижней части установочных стаканов, колодки насосов перекачки других баков устанавливаются в углублениях установочных фланцев топливных баков и закрываются специальными крышками [7].

Так как перекачивающие насосы баков 2Р и ЗР размещены в закрытых отсеках самолета, то у каждого из них предусмотрено специальное устройство для отвода дренажируемого топлива за борт самолета, в связи с чем два болта крепления каждого из этих насосов, используемые также для крепления скобы с топливозаборным штуцером, отличаются от десяти других стандартных болтов.

Рис. 16 Топливный насос ЭЦНГ-10с76 [8]

Работа: Топливо из топливного бака поступает на крыльчатку через верхний и нижний входы, при этой со стороны нижнего входа топливо вначале проходит через осевое колесо. В каналах осевого колеса и крыльчатки давление топлива повышается, из крыльчатки топливо подается в кольцевой сборник-улитку и далее в выходной патрубок, на смазку манжетного уплотнения и на охлаждение электродвигателя [7].

Рис. 17 Схема работы топливного насоса [8]

2.2.3 Дренажный бак

Дренажный бак занимает отсек кессона крыла, ограниченный нервюрами № 38 и 39 и передним и задним лонжеронами. Через герметизированную нервюру № 38 внутрь бака выведена концы трех трубопроводов магистралей основного и дополнительного дренажа и трубопровод перекачки топлива из дренажного бака. Магистраль дополнительного дренажа со стороны бака заканчивается поплавковым и вакуумным клапанами. Внутри дренажного бака размещены датчик-сигнализатор уровня ДСМК-3, закрепляемый в чаше, расположенной на нижней поверхности бака, и внутрибаковая часть патрубка воздухозаборника дренажа. Вне бака, в отсеке крыла между нервюрами № 39 и 40, размещены перекачивающий топливный насос ЭЦН-87, внешняя часть воздухозаборника дренажа, топливный фильтр 8Д2.966.118 и сигнализатор давления СДУ2А-0.2. На нижней панели дренажного бака имеется кран для слива остатков топлива из бака, овальный люк для подхода в топливный отсек, люк для подхода к датчику-сигнализатору уровня (между нервюрами № 38 и 39) в люк для подхода к топливному фильтру (у нервюры № 40). На верхней панели бака выполнен люк прямоугольной формы для подхода к трубопроводу дополнительного дренажа (у нервюры № 38) и люк квадратной формы для подхода к топливному насосу (у нервюры № 39). Воздухозаборник дренажа состоит из трех патрубков: заборного, клапанного и внутрибакового. Конец заборного патрубка, выведенный



Рис. 18 Дренажный бак [8]

под нижнюю панель крыла, имеет срез под углом 46° к направлению набегающего в полете потока воздуха. В расточках четырех приливов клапанного патрубка установлены три вакуумных клапана, и один предохранительный.

Вакуумные клапаны служат для сообщения дренажной магистрали с атмосферой, если перекроется заборный патрубок и в надтопливном пространстве баков образуется разрежение, предохраннтельный клапан сообщает дренажную магистраль с атмосферой при повышении давления в магистрали. Внутрибаковый патрубок воздухозаборника соединяется с клапанным фланцевым патрубком, установленным в вырезе нижней часта стенки нервюры № 39. Второй конец внутрибакового патрубка выведен в верхнею часть бака и закреплен на стенке нервюры № 38 с помощью кронштейна и стяжного хомута. Для повышения взрывобезопасности дренажный бак заполнен пенополиуретановыми блоками. Для обеспечения работоспособности агрегатов, расположенных в дренажном баке в нем установлены ограждения, отделяющие агрегаты от пенополиуретановых блоков [6],[7].