Основы конструкции и эксплуатации топливной системы самолета ТУ-134А

Федеральное государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования 

ульяновское высшее авиационное училище

гражданской авиации (институт)

кафедра ат

 

 

 

 

Контрольная работа

 

по дисциплине: «Конструкция и эксплуатация ВС»

 

 

на тему: «Основы конструкции и эксплуатации топливной системы самолета ту-134а»

 

 

 

 

 

 Выполнил: курсант_____________(подпись)   

группа_________курс_________       

Фамилия______________________________

Имя__________________________________

Отчество______________________________

Контрольная работа зачтена  с оценкой

_______

                                    Преподаватель: ____________                                                                               

 

 

 

Ульяновск 2012

Содержание:

1. Общие сведения и основные данные самолета  ТУ-134А.
1. Назначение, тип, класс.
2. Аэродинамическая схема и конструктивные признаки.
3. Основные летно-технические данные и их влияние на экономичность ВС.
2. Топливная системаТУ-134А.
1. Назначение, основные эксплуатационные ограничения.
2. Характеристика топливной системы по способу подачи топлива и по схеме подсоединения баков.
3. Состав топливной системы и основные агрегаты.
4. Общие сведения об эксплуатации.
3. Влияние неисправностей и отказов топливной системы на экономичность самолета ТУ-134А.
4. Список используемой литературы.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

                                                                                                                                                                                         

 

 

 

 

 

 

   

 

1. Общие сведения и основные данные самолета  ТУ-134А.

 

1.1. Назначение, тип, класс.

Самолет Ту-134А предназначен для перевозки пассажиров на внутренних и международных линиях протяженностью до 3000 км. Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с низкорасположенным свободнонесущим стреловидным крылом, однокилевым Т-образным хвостовым оперением и трехопорным убирающимся шасси с передней управляемой ногой. Главные ноги шасси качающегося типа. Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных, двухвальных турбореактивных двигателей Д-30 II серии с двухкаскадными компрессорами. Двигатели установлены на хвостовой части фюзеляжа симметрично его продольной оси и могут работать на режиме реверса тяги. Взлетная тяга каждого двигателя равна 6800  кгс

 

1.2  Аэродинамическая схема и конструктивные признаки

Аэродинамическая схема  самолета – низкоплан с Т-образным оперением. Двигатели расположены  на пилонах в хвостовой части  фюзеляжа. Двигатели самолета были оснащены реверсом тяги. Шасси трех опорное, с носовой стойкой. К конструктивным особенностям относятся остеклённый нос (место штурмана), тормозной щиток под центропланом. На более современных версиях самолёта установлена радиолокационная система «Гроза-134». Ту-134 стал также первым реактивным самолётом в СССР, на котором отказались от тросовой проводки к рулю направления (как это было на предшественниках Ту-134 — бомбардировщике Ту-16 и пассажирских Ту-104 и Ту-124), заменив жёсткими тягами и установив гидроусилитель. Интересной особенностью данного ВС является расположение нескольких первых пассажирских кресел спиной вперёд, аналогично вагону железной дороги, со столиком между двумя рядами, обращёнными друг к другу. Подобное решение не встречается на других современных коммерческих ВС.

 

 

1.3  Основные летно-технические данные и их влияние на экономичность ВС.

Геометрические размеры

Размеры самолета, м 

Размах крыла....................................................................... 29,01

Длина самолета.....................................................................37,1

Высота самолета....................................................................9,144

Размах стабилизатора............................................................11,8

Диаметр фюзеляжа................................................................2,9

Ширина пассажирской кабины................................................2,71

Высота пассажирской кабины.................................................1,96

Колея шасси..........................................................................9,45

База шасси при обжатых амортизаторах  главных ног..........16,04

База шасси при не обжатых амортизаторах   главных ног......15,7

Входные двери.......................................................................61x0,7

Служебные двери.................................................................1,25x0,75

Запасные выходы..................................................................0,586x0,6

Люк заднего багажника................................................0,905x1,22

Объемы, м3 

Герметичная часть фюзеляжа...............................................128

Пассажирская кабина.............................................................68

Весовые данные, кг

Максимальная посадочная масса...........................................43000

Нормальная посадочная масса...............................................40000

Масса пустого самолета.........................................................28475

Коммерческая нагрузка максимальная....................................8200

Центровка, % САХ

Предельно допустимая передняя............................21 (шасси выпущено)

Предельно допустимая задняя.....................................38 (шасси убрано)

Опускание на хвост на земле..................................................51,5

Пустого самолета...................................................................43,1

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

 

Экипаж	3
Крейсерская скорость, км/час	850
Дальность полета на высоте 11 000 м с взлетным весом 47 000 кг при  скорости полета 800 км/час, км	1890
Потребная длина ВПП  для взлета (на уровне моря, взлетный вес 47 000 кг), м	2400
Потребная длина ВПП  для посадки (на уровне моря, посадочный вес 43 000 кг), м	2200
Максимальный взлетный вес, кг	47000
Максимальный посадочный вес, кг	43000
Вес снаряженного самолета, кг	29050
Допустимая коммерческая загрузка, кг	8200
Допустимый диапазон центровок на взлете, в полете, на посадке, % САХ:
передней (шасси выпущено)	21
задней (шасси убрано)	38
Габаритные размеры, м:
пассажирской кабины	15,93 Х 2,71 Х 1,96
входной двери	1,61 Х 0,7
служебной двери	1,25 Х 0,75
задней двери	1,22 Х 0,9
аварийных люков	0,59 Х 0,6

 

Силовая установка
Два турбореактивных  двухконтурных двигателя с реверсом тяги	Д 30 11 серии
Взлетная тяга, кгс	6800
Пуск двигателей	автономный
Расход авиатоплива, т/час	2,8

 

 

 

 

 

 

 

 

2. Топливная система ТУ-134А.
1.   Назначение, основные эксплуатационные ограничения.

 

ТС предназначена для  бесперебойного питания двигателей топливом в любых условиях полета при различных режимах работы двигателей и обеспечивает необходимую дальность и продолжительность полета с сохранением центровки самолета в допустимых пределах.

ТС самолета включает:

1. основную ТС;

2. систему заправки;

3. систему дренажа;

4. систему подачи топлива к ВСУ;

5. систему автоматики и измерения количества топлива.

 

         2.2  Характеристика топливной системы по способу подачи топлива и по схеме подсоединения баков.

Основная ТС обеспечивает питание двигателей топливом и автоматическое регулирование подачи топлива на всех режимах работы двигателей. Топливо, размещенное в шести баках-кессонах, подается в расходные отсеки насосами перекачки ЭЦН-91 в соответствии с установленным порядком расхода. Насосами подкачки ЭЦН-45 топливо подается по трубопроводам через перекрывной кран топлива к насосу двигателя Д ЦН-44-ПЗТ и затем через расходомер РТСВ-10-8, топливно-масляный радиатор (изд. 62) и топливный фильтр самолета — к насосу-регулятору НР-ЗОАР двигателя.

Система подкачки топлива  к двигателям выполнена раздельно. Для объединения топливных магистралей установлен кран кольцевания топлива на трубопроводе, соединяющем магистрали.

 

 

 

 

3.  Состав топливной системы и основные агрегаты.

 

Система заправки предназначена  для заправки самолета топливом от топливозаправщика или от аэродромной системы централизованной заправки (ЦЗ). Заправку самолета топливом производят с помощью системы ЦЗ. Горловина системы централизованной заправки расположена на переднем лонжероне правой половины крыла. В исключительных случаях, а также при отказе системы ЦЗ заправку производят через верхние заливные горловины.

 

 Заправочная вместимость топливной системы

 

Двигатель №1		Двигатель №2
№ бака	Заправочная вместимость, л	№ бака	Заправочная вместимость, л
1 2 3	4910 2190 1150	1 2 3	4910 2190 1150
Итого	8250	Итого	8250

 

Общая заправочная вместимость  при централизованной заправке 16500 л (3200 кг приут = 0,8 г/см3)

Полная вместимость баков при  заправке через заливные горловины . . . 17500л

Не сливаемый остаток топлива не более 130 кг

Не вырабатываемый остаток топлива без учета не сливаемого остатка не более 100 кг

На самолетах с двумя дополнительными  топливными мягкими баками в центроплане вместимость топливной системы увеличивается на 1500 л.

Система дренажа топливных баков  самолета — открытого типа, раздельная для баков правой и левой половин крыла; обеспечивает связь полости баков с атмосферой. Через заборники, расположенные на обшивке фюзеляжа у, в нижней его части, воздух проходит петлю, трубопроводы и попадает в баки № 1,2 и 3.

Система подкачки топлива  к ВСУ осуществляется от магистрали, питающей двигатель № 1.

 Расходомер топлива  — суммирующий весовой (РТСВ-10-8), предназначен для дистанционного измерения в единицах массы (кг) остатка топлива в топливных баках каждого двигателя. Расходомер предназначен для работы на топливе трех сортов. При топливе Т-1 переключатель сорта топлива(кремальера "СТ" на лицевой стороне показывающего прибора) устанавливается в нейтральное (среднее)положение. При использовании другого топлива кремальера "СТ" устанавливается в соответствующее положение. Ошибка суммарного показания одного указателя расходомера накапливается по мере выработки топлива и может достигать ±320 кг.

Система автоматики и  измерения количества топлива имеет  три модификации: СЭТС-470 (расходный отсек в баке-кессоне № 2), СЭТС-470А (расходный отсек в баке-кессоне № 1), СЗТС-470Б (расходный отсек в баке-кессоне № 1, два дополнительных — в фюзеляже).Система автоматики и измерения количества топлива состоит из трех частей: электроемкостного    топливомера, автомата расхода и автомата заправки самолета топливом. Электроемкостный топливомер позволяет измерять количество топлива, находящегося в каждом баке, а также общее количество топлива во всех баках (раздельно для левого и правого двигателя). Измерение количества топлива производится с помощью двухстрелочного указателя УТД-52.

2.4 Общие сведения об эксплуатации.

Топливомер не измеряет не вырабатываемый насосами остаток топлива

Автомат расхода регулирует выработку топлива по заданной программе с сигнализацией очередности выработки и остатка топлива (2400 кг — для систем СЭТС-470А и СЭТС-470Б, 2200 кг — для системыСЭТС-470).

Очередность выработки  топлива из баков-кессонов №1,2,3 соответственно левой и правой половин крыла в расходные отсеки определяется порядком включения перекачивающих насосов ЭЦН-91.Автомат заправки регулирует заправку самолета топливом при централизованной заправке.