Система проектирования системы силовой установки самолета

Размещено на http://www.allbest.ru/

2

Состав силовой установки

топливный авиационный турбовентиляторный противопожарный

Силовая установка (СУ) на самолете представляет собой совокупность двигателей с агрегатами, системами и устройствами, обеспечивающими их надежную работу в заданных условиях эксплуатации. Сами двигатели служат для создания силы тяги, необходимой для полета самолета на всех режимах, определяемых для каждого конкретного типа самолета и предъявляемыми к нему ТТТ. Кроме того , двигатели используются для привода генераторов, насосов топливной системы и энергетических систем самолета, а так же для питания сжатым теплым воздухом системы жизнеобеспечения и противообледенительной системы самолета. Двигатели вспомогательных силовых установок (ВСУ) обеспечивают запуск основных двигателей, приводов механизмов управления стабилизатором идр.

В силовую установку входят:

двигатели (основные и вспомогательные ) с агрегатами и системами запуска, управления и контроля работы ;

воздушные винты с коками для самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями;

моторамы, пространственные стержневые фермы, узлы непосредственно на силовых элементах фюзеляжа, гондол, пилонов и крыла для установки и крепления двигателей;

входные и выходные устройства двигателей;

противопожарная система;

сиситема охлаждения двигателей и их агрегатов;

противооблединительная сиситема;

система питания топливом и др., например маслосистема.



Основные требования нормативных документов к топливной системе

Топливная система является одной из важнейших систем СУ самолета. Она предназначена для обеспечения надежной подачи топлива к двигателям на всех режимах его работы и во всех ожидаемых условиях полета самолета.

На современных самолетах топливная система выполняет еще ряд важных функций: обеспечение охлаждения других систем (например, гидравлической, кондиционирования и др.), поддержание положения центра тяжести самолета в определенном диапазоне, обеспечение подачи топлива к вспомогательным силовым установкам и др.

В связи с этим, а также, имея в виду, что топливная система связана с другими системами самолёта, проектирование топливной системы требует большого внимания, принятия компромиссных решений, обеспечивающих создание рациональной системы. К топливным системам предъявляют следующие требования

· должна быть обеспечена надёжная подача топлива к двигателям на всех возможных режимах его работы и при всех присущих данному самолёту режимах полёта (по высоте, скорости, перегрузках и т.д.) независимо от атмосферных условий;

· топливо должно быть очищено от механических примесей и воды;

· должна быть обеспечена противопожарная безопасность;

· выработка топлива должна быть полной и не вызывать нарушения требуемой центровки самолёта. Размещается топливо во всех свободных объёмах крыла;

· вследствие конструктивных особенностей топливных систем на борту самолёта существует не вырабатываемый остаток топлива, который должен быть минимальным;

· система должна обладать достаточной живучестью;

· система должна быть компактной, простой, удобной в эксплуатации во время полёта и на земле;

· система должна быть герметичной, виброустойчивой, прочной;

Данные требования должны выполняться при минимальном весе топливной системы.

Тип двигателя и его характеристики

На самолете установлен отечественный турбореактивный двухконтурный двигатель Д- 436 Т1

Д-436 -- авиационный турбовентиляторный двигатель, разработанный ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко. Предназначен для самолётов авиалиний малой и средней дальности полёта Ту-334, Ан-148, Бе-200 и других высокоэкономичных пассажирских и транспортных самолётов.

Выпускается запорожским ОАО «Мотор Сич» и российским ФГУП ММПП «Салют» ММПП "Салют"

Универсальная подвеска двигателей позволяет устанавливать двигатели как в мотогондолах по бокам фюзеляжа (на самолете Ту-334), так и в мотогондолах над крылом (на самолете Бе-200), в мотогондолах по бокам фюзеляжа и средней силовой установки (на самолёте Як-42Д-100) и в мотогондолах под крылом (на самолете Ан-148). Модульная конструкция двигателей и высокоразвитая система контроля и диагностики обеспечивает эксплуатацию по техническому состоянию.

Двигатель соответствует как действующим, так и перспективным требованиям норм ИКАО к авиационным двигателям по шумам и выбросам вредных веществ. Д-436Т1 устанавливается на ближнемагистральном самолете Ту-334. Имеет Сертификат типа. Соответствует действующим нормам Стандарта ИКАО по экологии. Д-436Т2 предназначен для установки на самолет Ту-334-200.



Рис. 5. Устанавливаемый двигатель Д-436

Основные достоинства:

· низкий удельный расход топлива и малая удельная масса;

· высокая надёжность, обусловленная многолетним опытом эксплуатации двигателя Д-36 аналогичного класса;

· низкие уровни шума и эмиссий;

· простота обслуживания и высокая эффективность системы контроля и диагностики;

· наличие универсальной подвески, позволяющей без изменений конструкции двигателя применять его на различных самолётах, размещая двигатель под или над крылом, в фюзеляже самолёта или по обеим его сторонам;

· низкие эксплуатационные затраты при длительном сроке службы.

Технические характеристики:

Двигатель	Д-436T1	Д-436T2
Взлётный режим (Мп=0, МСА+15°C):
Тяга, кгс (Н)	7500 (73575)	8200 (80440)
Удельный расход топлива,кг/кгс·ч (кг/Н·ч)	0,370 (0,0377)	0,376 (0,0383)
Максимальный крейсерский режим (Н=11000 м, Мп=0,75, МСА):
Тяга, кгс (Н)	1500 (14715)	1600 (15700)
Удельный расход топлива,кг/кгс·ч (кг/Н·ч)	0,608 (0,062)	0,617 (0,0629)
Сухая масса, кг	1450	1450



Проектирование топливной системы

Топливная система предназначена для подачи топлива к двигателям и ВСУ.

Топливная система состоит из топливных баков-кессонов, системы дренажа, системы централизованной заправки, системы выработки топлива, системы слива топлива, органов контроля и управления работы топливной системы.

Применяемые топлива : РТ (ГОСТ 16564-71), Т-1, Т-2, ТС-1 (ГОСТ 10227-62).

Компоновочная схема приведена на чертеже КП.12.02.00.00

Топливо размещается в семи баках-кессонах, которые нумеруются согласно установленной схеме выработки топлива:

Исходя из прочностных соображений необходимо максимально разгружать крыло от действия подъемной силы в полете (с данной целью можно размещать двигатели на крыле или под крылом, размещать топливо в кессонах крыла.). Для максимальной эффективности этого приема необходимо чтобы топливо вырабатывалось в первую очередь из баков ближайших к фюзеляжу а потом и из крайних баков. Применим схему топливной системы с расходным баком.

Питание двигателей автономное: к левому двигателю топливо поступает из баков левого полукрыла, к правому из баков правого полукрыла. Магистрали питания двигателей соединены трубопроводом кольцевания, в котором установлен кран кольцевания. Бак нулевой очереди используется как резервный и заправляется только при полете на максимальную дальность, топливо из него вырабатывается на оба двигателя.

В полете топливо перекачивается из баков первой и второй очередей в баки третей очереди, а из расходных отсеков баков третей очереди подается насосами в двигатель. При обесточенных насосах топливо вырабатывается из баков второй и третьей очередей разрежением, создаваемым насосами двигателей.

Питание ВСУ осуществляется из магистрали питания левого двигателя или от насоса питания ВСУ (при выключенных насосах питания левого двигателя), установленного в правом баке третей очереди.

В магистралях питания двигателей и ВСУ установлены перекрывные(противоположные) краны. Магистраль питания ВСУ соединена через перекрывной кран с магистралью питания правого двигателя для обеспечения от насоса ВСУ аварийного запуска двигателя в воздухе при обесточенных подкачивающих насосах двигателей.

Для обеспечения подачи топлива к двигателям от насосов первой и второй очередей при отказе подкачивающих насосов третей очереди магистрали выработки установлены распределительные (аварийные) краны, соединяющие перекрывающие насосы первой и второй очередей с магистралями питания двигателей.

Для обеспечения выработки топлива самотеком из баков первой очереди в магистралях подачи топлива из третей очереди к двигателям и в магистралях перекачки от насоса второй очереди к двигателям установлены перекрывные краны второй и третей очередей.

Слив топлива осуществляется из системы выработки с включением подкачивающих и перекачивающих насосов. Краны слива установлены в магистралях выработки топлива в гондолах двигателей, с правой стороны.

Можно производить слив и через каналы слива отстоя имеющихся в каждом баке.

Трубопроводы топливной системы- тонкостенные и соединены между собой, подвижными или жесткими соединениями.

Доступ к агрегатам и трубопроводам топливной системы, находящимся в баках-кессонах, осуществляется через люки и съемные панели на верхней поверхности крыла, доступ к агрегатам и трубопроводам, установленным на лонжеронах вне баков, - через люки на нижней поверхности крыла.

Управление топливной системы электрическое (автоматическое или ручное).

Определение запаса топлива, схемы размещения топливных баков, схемы подачи топлива к двигателям

Определение запаса топлива является очень важной задачей при проектировании топливной системы силовой установки самолета. При расчете необходимого запаса топлива пользуются характеристиками расхода топлива двигателя, установленного на самолете.

Удельный часовой расход топлива на крейсерском режиме двигателя Д-436Т1 составляет:

.

Километровый расход топлива определим по формуле:

, [2]

Километровый расход топлива для одного двигателя определим в зависимости от его силы тяги на крейсерском режиме.

, [2]



С учетом того, что заданная дальность полета составляет 4000 км, определим массу топлива:

,

Соответственно масса топлива, необходимая для двух двигателей, составит:

С учетом запаса топлива (невырабатываемый остаток, затраты на рулежку и т.п.) общая масса топлива составит:

Итак, для полета на максимальную дальность необходимо иметь на борту около 9300 кг топлива. Объем этого топлива при его плотности составит:

При этом объем топливных баков будет равен:

Топливо размещается в семи баках кессонах, которые нумеруются по группам в зависимости от очередности выработки топлива бак нулевой и части баков первой очереди размещены в центроплане, баки второй и третей очереди - в консольных частях крыла. Баки третей очереди имеют расходные отсеки. В конструкции топливных баков при заправке по уровень заливных горловин предусмотрено свободное пространство на температурное расширение топлива при стоянке самолета.

В баках установлены топливные насосы, гидроуправляемые и поплавковые клапаны, топливные перекрывные краны системы централизованной заправки, датчики системы управления и измерения топлива, клапаны слива отстоя. Внутри баков проходят трубопроводы топливной системы и трубопроводы е электроприводами.

Для герметизации швов баков-кессонов, мест установки фланцев проходников, мест крепления агрегатов и штуцеров разъемов трубопроводов используется герметик УЗОМЭС-5М

Для герметизайии съемных панелей, люков и датчиков топливомера применяются резиновые прокладки.

Схема системы дренажа топлива

Дренаж топливных баков осуществляется через бак нулевой очереди, сообщающийся трубопроводами со всеми баками и атмосферой.

Воздухозаборники дренажа расположены в нижней обшивке левой и правой носовых частей центроплана, обогреваются воздушной противообледенительной системой. Возле воздухозаборника на трубопроводе установлены вакуумный клапан, предохраняющий баки от смятия атмосферным давлением в случае закупорки системы дренажа при выработке топлива, и предохранительные клапаны, предохраняющие баки от разрушения при заправке топливом.

От трубопроводов дренажа расположенных в носовых частях центроплана, и предохранительных клапанов проведены трубопроводы в бак нулевой очереди.

Дренаж расходных отсеков осуществляется через отверстие в верхней части нервюр №20

Схема заправки топливом

Заправка баков топливом производится под давлением через штуцер централизованной заправки. Штуцер установлен в левом обтекателе шасси: он выполнен по международному стандарту.

При необходимости заправку можно выполнить через заливные горловины, имеющиеся в верхней части каждого бака.

Заправка баков производится в порядке, обратном выработке. т. е. от консоли к центроплану, или одновременно во все баки. Бак нулевой очереди используется как резервный и заправляется только при полете на максимальную дальность.

Система централизованной заправки обеспечивает заправку

Схема аварийного слива топлива

Слив топлива в полете предусмотрен для случая, когда посадочный вес самолета больше допустимого веса при посадке и в случае отказа важных систем, ведущего к невозможности или опасности посадки с топливом на борту. На данном самолете топливо сливают через сливные отверстия на концах крыла. Система имеет топливомеры, измеряющие количество слитого топлива.

Система аварийного слива топлива должна обеспечить:

- слив необходимого количества топлива за определенный промежуток времени ( t в зависимости от емкости баков t = 0,5..3 мин.)

- сохранение центровки в допустимых пределах.

Противопожарную безопасность (топливо при сливе не должно попадать, например, на место вблизи двигателей).

Система слива должна быть такой, чтобы возможно было прекратить его в любой момент.

Так как схема установки крыла проектируемого самолета - высокоплан, то примем параллельную схему аварийного слива.

Принципиальная схема заправки топливом представлена на рис. 5.

Рис.

Расчет топливной системы на высотность

Высотность - наибольшая высота полета, до которой топливная система обеспечивает бесперебойную подачу топлива в двигатель.

Высота полета и скороподъемность самолета сильно влияют на работу топливной системы. В насосах, трубопроводах могут возникать кавитационные явления, приводящие к разрывам потока, парогазовым пробкам потока, пульсациям давления, перебоям в работе насосов и к остановке двигателя.

Кавитация - процесс образования в жидкости парогазовых пузырьков в зоне низкого давления и последующего их сокращения в зоне высокого давления.

Топливная система рассчитывается на высотность для случаев, когда необходимо проверить работу магистралей подачи топлива к двигателям в наиболее неблагоприятных условиях полёта. К таким случаям относятся

Основной расчётный случай, соответствующий полёту с максимальной скоростью на высоте, ниже потолка на 2-3 км. Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полёта максимальна, положение самолёта и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчёт системы производится для упругости паров , соответствующей максимальной расчётной температуре топлива (не ниже +40С). Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению плотности топлива, увеличению упругости паров, возрастанию скоростного течения топлива в трубопроводах (что приводит к росту гидравлических сопротивлений). Полёт на потолке (проверочный расчёт). Принимается, что двигатели работают на максимальных режимах, а инерционные потери равны нулю. Полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива. Двигатели работают на максимальном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной (-60 С). В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными. Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос () на двигателе

,

где - давление на расчётной высоте

- давление, создаваемое в баке за счёт скоростного напора на заданной высоте или за счёт системы наддува баков газом

- давление (избыточное), создаваемое подкачивающим насосом бака

,- удельный вес и скорость движения топлива в трубопроводах, соответственно

, - минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчёта

g- ускорение свободно падающего тела

- давление насыщенных паров для заданного топлива

- кавитационный запас давления, необходимый для бескавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя.

Суммарные потери на гидравлическое сопротивление складываются из сопротивления от трения и местных гидравлических сопротивлений

.

Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле:

,

где - коэффициент сопротивления трения

l - длина трубопровода

, - соответственно удельный вес и скорость движения топлива.

Коэффициент сопротивления трения изменяется в зависимости от режима движения топлива, определяемого числом Рейнольдса

,

где - скорость движения топлива,

- коэффициент кинематической вязкости.

Для ламинарного режима движения топлива, когда , коэффициент сопротивления трения .

Для турбулентного режима движения, когда , коэффициент сопротивления трения .

Местные сопротивления возникают при изменении сечения (скорости) или направления потока, что сопровождается вихреобразованием, изменением поля скоростей по сечению потока и приводит к потерям давления .

,

где - скорость топлива (обычно за местом потерь)

-коэффициент местного сопротивления, определяющийся экспериментально.

Инерционные потери давления вызываются силами инерции в топливной магистрали, возникающими при движении самолёта с ускорением, и определяются по формуле

,

где - коэффициент перегрузки в направлении соответствующей оси, который определяется исходя из аэродинамического расчёта самолёта

- суммарные проекции на ось i всей длины магистрали.

Для магистрали подачи топлива



,

где , , -суммарные проекции на оси x, y, z всей длины магистрали.

Инерционные потери могут быть как положительными, так и отрицательными. В направлении осей x и z перегрузки обычно невелики, но зато длины трубопроводов могут быть большими, в направлении же оси y существенной оказывается перегрузка.

Применительно к подкачивающему насосу, установленному непосредственно на баке, по давлению на входе () должно выполняться условие

,

где - потребный кавитационный запас подкачивающего насоса бака. Расчет топливной системы на высотность выполнен на ЭВМ и представлен в приложении.

Расчет дренажной системы

В дренажную систему входят:

- воздухозаборники;

предохранительные клапаны;

вакуумные клапаны;

трубопроводы и их соединения;

поплавковые клапаны.

Расчётными случаями для определения диаметра дренажного трубопровода являются экстренное снижение или пикирование самолёта, выработка (слив) топлива из баков и закрытая заправка топливом. Температура топлива при расчётах принимается, равной «минус» 60С.

При расчёте экстренного снижения или пикирования диаметр дренажного трубопровода может быть определён из уравнений

,

где - объём бака

, - удельный вес воздуха на высоте Н₁ и Н₂ соответственно (причём )

и - скорость пикирования и скорость течения воздуха в дренажном трубопроводе

l_др и d_др - длина и диаметр дренажного трубопровода

при ,

где - угол скоса дренажного трубопровода

и - коэффициент сопротивления трения и коэффициент местного сопротивления при движении воздуха в дренажном трубопроводе.

Получаем выражение:



При выработке топлива из бака необходимо, чтобы он заполнялся воздухом. Для самолетов с большими высотами полета необходимо применять комбинированную систему дренажа. При этом баки сообщаются с атмосферой через наружные патрубки дренажных трубопроводов, установленных против потока. Кроме этого комбинированная система дренажа позволяет производить забор воздуха от компрессора двигателя.

Для обеспечения дренажа полностью заправленного топливного бака и предотвращения выброса топлива дренажный трубопровод подключается к баку в верхней точке.

Для предотвращения выброса топлива через дренажный трубопровод при эволюциях ЛА применены петлеобразные участки трубопровода. Для ограничения величины скоростного напора в системе дренажа установлены предохранительные клапаны.

Расчет произведен на ЭВМ и представлен в приложении.

Расчет системы аварийного слива топлива

Важным параметром системы аварийного слива топлива является время слива. Время аварийного слива топлива регламентировано Нормами летной годности самолетов или рассчитывается по формуле:

,

где - площадь сечения бака горизонтальной плоскостью;

- площадь отверстия слива топлива;

и - начальный и конечный уровни в баке по отношению к нижней кромке сливного патрубка;

- сумма гидравлических потерь в сливном трубопроводе.

В случае, когда осуществляется наддув баков с давлением , величины и принимаются равными и соответственно.

Сума гидравлических потерь определяется по аналогии с расчетом гидравлических потерь при расчете топливной системы на высотность.

Расчет произведен на ЭВМ и представлен в приложении.

Противопожарная система

Наличие на самолете значительного количества топлива, масла и других горючих жидкостей, значительной сети трубопроводов с этими жидкостями, распложенных в зоне двигателя, а также необходимость применения электрических приборов и агрегатов, нагревательных устройств, вспомогательных СУ обслуживают возможность возникновения пожара на самолете.

Противопожарная система силовой установки предназначена для сигнализации о возникновении пожара, своевременной локализации и гашения.

Включает систему сигнализации и систему тушения. Система состоит из баллонов, крана, перепускных клапанов, коллектора форсунок.

В двигателе коллекторы расположены в зоне редуктора и в зоне форсунок, где осуществляются вспрыски топливной смеси. Такое расположение позволяет быстро и эффективно локализовать пожар в гондоле двигателя.

Подача противопожарной огнегасящей смеси осуществляется при помощи разблокирования электромагнитных клапанов, которые непосредственно связаны с системой сигнализации о возникновении пожара.

В качестве огнегасящих веществ чаще всего применяют состав «3,5» и фреон 114В-2 (C2Br2F4). В состав «3,5» входит % бромистого этила и 30% углекислоты.

Профилирование воздухозаборника

Воздухозаборники самолетов решают исключительно важную проблему обеспечения двигателя и других агрегатов необходимым количеством воздуха с заданными параметрами на всех режимах эксплуатации самолета.

Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.

Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью.

Также к воздухозаборнику предъявляют такие требования:

При компоновке воздухозаборника на самолете должно быть предусмотрено уменьшение, до минимума, поверхности возможного:

- контакта канала воздухозаборника с топливными баками с целью исключения попадания топлива в двигатель через воздухозаборник.

- При близком взаимном расположении двигателей на самолете должно быть исключено вредное взаимное влияние их воздухозаборников, приводящее к ухудшению характеристик двигателя.

- На воздухозаборниках должна предусматриваться противообледенительная система, предотвращающая образование льда в воздухозаборном устройстве двигателя.

- Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа и изменением ее геометрии в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета ЛА.

Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении и плавное нарастание кривизны по длине.

Воздухозаборник для двигателя данного самолета представлен на рис. 6.

Рис. 6.

Разработка схемы маслосистемы

Масляная система предназначена для обеспечения смазки трущихся поверхностей двигателя и отвода тепла от его агрегатов и деталей, вызываемого трением, а также для выноса твердых включений, которые образуются между трущимися поверхностями.

Прекращение подачи масла, даже кратковременное, приводит к перегреву двигателя, разрушению его подшипников, заклиниванию поршней, ротора, обрыву шатунов и в итоге к разрушению двигателя.

Масло в силовых установках используется также в качестве рабочей жидкости различных автоматических устройств, механизмов угла установки лопастей винта, командно-топливных агрегатов, регуляторов оборотов и т.п.

Маслосистема самолета состоит из двух участков: внешнего и внутреннего. Внешний участок является составной частью силовой установки, внутренний - составной частью непосредственно двигателя. Рассмотрим устройство и работу внешнего участка масляной системы.

Задачи внешней маслосистемы:

- Обеспечить надежную подачу масла к двигателю при любых возможных условиях работы двигателя и систем самолета;

- Обеспечить подачу масла под достаточным давлением при определенной температуре и вязкости (по давлению масла судят косвенно о количестве масла, поступающего в двигатель; по температуре судят о теплонапряженности двигателя);

- Отвод масла (полный) от двигателя (что бы не было скапливания, что может привести к барботажу);

- Должно быть обеспечено охлаждение и очистка масла, выходящего из двигателя.

- Возможность ускоренного прогрева масла;

- Запас масла дожжен обеспечить требуемое время полета;

- На ЛА с несколькими двигателями каждый двигатель имеет свою автономную внешнюю маслосистему;

- Должно быть обеспечено выделение из масла воздуха и газов;

- Должна быть обеспечена надежная очистка масла от примесей;

- Должен быть обеспечен удобный подход к агрегатам системы с точки зрения их обслуживания;

На данном самолете применена короткозамкнутая схема маслосистемы, в которой возможна удовлетворительная очистка масла от воздуха с помощью центрифуги, без пропускания циркулирующего объема масла через маслобак.

Масло в основном циркулирует по контуру «двигатель - откачивающий насос - центрифуга - радиатор - нагнетающий насос - двигатель». Пополнение двигателя маслом производится через эжектор.

Такая схема обеспечивает:

- быстрый прогрев масла (вследствие того, что по основному контуру циркулирует только масло, находящееся в двигателе, трубопроводах и агрегатах);

- хорошую высотность (благодаря возможности создать подпор на входе в основной насос);

небольшая емкость маслобака (поскольку вспененное масло в бак не возвращается, то он является резервуаром для хранения запаса масла, расходуемого в полете). Небольшая емкость маслобака является в то же время и недостатком, так как бак не используется для охлаждения масла, в связи с чем требуется большая поверхность охлаждения радиатора, увеличиваются его вес и габариты.

Схема маслосистемы на данном самолете представлении на рис. 7.



Рис.7.



Список литературы

1.Лебединский А. Г. Системы крепления двигателей на самолете, Харьков «ХАИ», 1980

2.Войт Е. С., Ендогур А. И. Проектирование конструкций самолетов, Москва «Машиностроение» , 1987

3.Конспект лекций по курсу «Расчет на прочность»

4.Житомирский Г. И. Конструкция самолетов, Москва «Машиностроение», 1991

Размещено на Allbest.ru