Реактивные топлива

Качество современных товарных реактивных топлив, предназ­наченных для авиационного транспорта, при температуре нагрева ниже 100 °С существенно не изменяется.

При более высокой температуре становится заметным окислительный распад компо­нентов, составляющих топливо: Глубина и скорость распада воз­растают с температурой по мере ее приближения к средней тем­пературе кипения жидкой фазы. При дальнейшем повышении температуры давление насыщенных паров топлива возрастает, все большая часть топлива начинает кипеть, что затрудняет кон­такт с кислородом воздуха и, следовательно, окисление в жидкой фазе. Однако при этом продолжается укрупнение ранее образо­вавшихся частиц твердой фазы. С повышением температуры ин­тенсифицируется коррозия металлов. Значительный нагрев топли­ва будет происходить за счет аэродинамического нагрева корпуса самолета, летящего со скоростью более 1 М. Вот почему для сверхзвуковых самолетов необходимо подбирать топливо с наи­меньшим давлением насыщенных паров.

На рис. 60 показано осадкообразование для стандартных то­варных реактивных топлив в зависимости от температуры их на­грева. В зависимости от фракционного состава каждое топли­во характеризуется своей температурой равновесного кипения. Температуры максимального осадкообразования находятся при­близительно в области температур равновесного кипения топлив или ненамного выше.

Ранее было отмечено, что окислительный распад в атмосфере воздуха или кислорода протекает при температуре значительно более низкой, чем распад в инертной среде. В среде азота в ин­тервале температур, при которых в контакте с кислородом воздуха образуется значительное количество осадка, компоненты топлива практически не распадаются (табл. 85 ).

С ростом концентрации кислорода в газовой среде, контактирующейся с топливом при нагреве, количество образующихся осадков увеличивается. Это хорошо подтверждает окислительное происхождение твердой фазы в топливах (рис. 61).

На современных реактивных самолетах вес топлива в начале полета часто превышает 50% общего подъемного веса при полез­ной нагрузке 8—10%; при этом топливо рассматривается также как охлаждающая жидкость, обеспечивающая нормальное функ­ционирование в полете греющихся агрегатов. Предвидят, что уже к 1970 г. в некоторых странах значительная часть воздушного транспорта будет представлена сверхзвуковыми самолетами. Сверхзвуковой полет сопряжен с дополнительным значительным нагревом поверхности самолета за счет освобождающейся кинетической энергии трения плоскости самолета о достаточно плотные слои атмосферы, находящиеся на высоте 20—30 км.

На рис. 62 показано изменение температуры самолета в стра­тосфере в зависимости от скорости полета. Как это видно, при скорости 2 М (2390 км/ч) температура поверхности самолета будет 90 °С, а при 3 М (3580 км/ч) она достигнет 250 °С. На са­молете топливо используется не только как источник энергии и охлаждающий агент, но и как балансировочная масса, что вы­нуждает располагать баки с топливом под большей частью по­верхности летательного аппарата. Такое расположение топлива должно усилить влияние аэродинамического нагрева поверхности сверхзвукового самолета на нагрев топлива.

На рис. 63 показано предполагаемое размещение топливных баков в самолете с крейсерской скоростью 2,2 М.

Основные топливные баки — отсеки размещены в крыльях. Баки, расположенные в фюзеляже (три в носовой части и один в хвостовой), установлены для балансировки. Для каждого двига­теля имеется отдельный топливный коллектор. Тепло от топлив­ной системы отводится при помощи гидросистемы, системы кон­диционирования и системы смазки двигателей и генераторов. Перезаправка топливных баков осуществляется за 20 мин.

По-видимому, в эксплуатационных условиях для реактивных топлив температура 150—200^СС максимально допустимая.

Об увеличении температуры топлива в сверхзвуковом самоле­те (скорость 2,2 М) дает представление схема, изображенная на рис. 64. Согласно этой схеме, топливо лишь перед конечным теплообменным аппаратом — масляным холодильником — нагре­вается до 160 °С, а перед форсункой камеры сгорания — до 200 °С, проходя эти участки под давлением. В аппаратуре топливо будет находиться под избыточным давлением 0,35 кГ/см², которое соответствует давлению насыщенных паров лишь при 165 °С. В этом случае реактивное топливо должно оставаться стабильным при нагреве до 200 °С.

Для оценки термической стабильности реактивных топлив раз­работано много методов. Известны установки, с помощью кото­рых оценивают изменение качества топлив при их прокачке в условиях переменных температур, соответствующих реальным условиям эксплуатации. Результаты определений при помощи большинства принятых методов характеризуются значительным «запасом прочности». Условия испытания, по-видимому, жестче условий эксплуатации.

За рубежом распространена прокачивающая установка CFR Fuel Coker. При заданных давлении, температуре, скорости подачи топлива в систему и продолжительности испытания на установке определяют термическую стабильность товарных реактив­ных топлив. Изменяя условия, определяют термическую стабиль­ность топлив, предназначенных для сверхзвуковой авиации; в этом случае установку используют для исследовательских целей.

В табл. 86 приведены условия испытаний на установке.

Подогреватель установки CFR Fuel Coker представляет собой две концентрические алюминиевые трубки, между которыми через кольцеобразное отверстие прокачивается топливо. Во внутрен­ней трубке расположен электрический нагревательный элемент; топливо, соприкасаясь с горячей стенкой алюминиевой трубки, может выделять лаковые отложения различной интенсивности. Лакообразование топлива оценивают по шкалам в зависимости от внешнего вида трубки. Наиболее плотные лаковые отложения оценивают баллом 4. Баллом 0—1 оценивают участки поверх­ности, цвет которых почти не изменился. Таким образом полу­чают представление о лакообразующей способности топлива при соприкосновении его жидкой фазы с алюминиевой стенкой, нагре­той до температуры, превышающей равновесную температуру кипения топлива.

После подогревателя топливо проходит через металлический фильтр, спеченный из микрошариков нержавеющей стали, корпус которого нагревается до определенной температуры. Диаметр дис­ка фильтра 12,7 мм, номинальная величина пор 20 мк.

Стандартные условия испытания, предусмотренные специфика­цией, следующие: расход топлива 2,72 кг/ч; начальная темпера­тура топлива — температура окружающего воздуха; температура подогревателя 149 °С; температура фильтра 205 °С. Испытания продолжаются в течение 5 ч в том случае, если перепад давления на фильтре к этому времени не достигнет 635 мм рт. ст. По исте­чении указанного времени испытание можно продолжать до до­стижения этого предельного давления на фильтре. На установке фиксируют время, в течение которого изменяется перепад давле­ния, обусловленный забивкой фильтра осадками и смолами.

Изготавливают установку только из нержавеющей стали и алюминия.

Установка и режим ее работы имитируют наиболее важные узлы топливной системы самолета, при прохождении которых топ­ливо нагревается. Топливный бачок установки соответствует баку самолета, подогреватель воспроизводит топливо-масляный тепло­обменник, а фильтр установки — топливную форсунку камеры сгорания.

В табл. 87 приведены типичные результаты стандартных испы­таний термической стабильности товарных реактивных топлив США и Англии на установке CFR Fuel Сoker.

Как видно из табл. 87, в данном случае топлива не только удо­влетворяют требованиям спецификации, но имеют значительный запас качества.

Поскольку при температуре подогревателя установки 149°С и корпуса фильтра 205°С запас качества современных товарных топлив велик, некоторые исследователи предполагают, что имеет­ся возможность доведения качества товарных реактивных топлив, предназначенных для дозвуковых самолетов, до уровня требова­ний сверхзвуковых самолетов со скоростью 2—2,5 М. Экономи­чески это наиболее целесообразный путь. Для осуществления указанной цели предпринимаются большие исследовательские и испытательные работы. Прилагаются усилия не только в области получения удовлетворительного качества топлив, но и усовершенствования конструкции топливной аппаратуры сверхзвуковых са­молетов. Например, исключают контакт топлива с каталитически активными металлами: медью и ее сплавами (содержащими более 10% меди), свинцом, марганцем, бериллием, цинком.

Поскольку в дальнейшем предусматривается создание самоле­тов со скоростью 3 М, рассмотрим возможные температуры на­грева реактивного топлива на примере сверхзвукового самолета, летящего со скоростью 3 М и дальностью полета 6500 км. Такой самолет после взлета достигает скорости 3 М на высоте 20,7 км через 22 мин. При этом топливо нагревается незначитель­но (до 60—70 °С). Затем самолет со скоростью 3 М летит 104 мин с одновременным увеличением высоты (крейсерский полет). В этих условиях топливо равномерно нагревается до температуры па выходе из фюзеляжных баков 100 °С и на 'выходе из топливо- масляного радиатора (перед форсунками) до 140 °С.

Через 160 мин после взлета самолет совершает посадку. При замедлении полета топливо будет нагреваться еще 10—15 мин и на выходе из топливо-масляного теплообменника будет иметь при скорости 3 М температуру 260°С. Этот короткий период опа­сен вследствие образования отложений на фильтрах, в форсунках, а также ухудшения теплоотдачи в теплообменниках. Температу­ра несмоченной стенки неизолированного крыльевого бака, осво­божденного от топлива, к началу крейсерского полета составит 260°С. К концу полета остаточное и резервное топливо (15%) в фюзеляжном баке будет нагрето до 110 °С. Предполагается, что вследствие окислительных превращений остаточное топливо не будет пригодно для использования по прямому назначению или для смешения со свежим топливом. На земле оно будет слито.

Добавление в стабильное топливо 0,5% топлива, ранее нагре­того в полете, приведет к значительному ухудшению качества всей смеси.

В соответствии с намечающимися температурными пределами нагрева топлива в полете при различных сверхзвуковых скорос­тях на установке CFR Fuel Coker были испытаны топлива при различных условиях (исследовательский метод) с целью опреде­ления границы распада топлив. Эта граница характеризовалась температурой топлива на выходе из установки после испытания и температурой металла у выхода топлива. Температурные условия испытания ужесточались в зависимости от назначения топлива. В табл. 88 приведены результаты оценки границ распада различ­ных топлив.

Граница распада всех топлив, в том числе специально пред­назначенных для самолетов со скоростью 3 М, находилась в пре­делах 176—274 °С. Разрыв между границами распада топлив, предназначенных для самолетов со скоростью 2 М, и товарных топлив, используемых в дозвуковой транспортной авиации, со­ставлял всего лишь 15 °С. Очевидно, что. незначительным регла­ментированием химического состава современных товарных ре­активных топлив удастся обеспечить их удовлетворительную тер­мическую стабильность для самолетов со скоростью 2—2,2 М.