Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

Соч.: Устойчивость упругих систем, пер. с англ., 2 изд., М., 1955; Устойчивость стержней, пластин и оболочек, М., 1971.

Г. А. Тиняков.

Г. Тиссандье.

В зависимости от характера легирования Т. с. могут иметь структуру {{α}} титана, {{β}} титана или, чаще всего, являются двухфазными с различным соотношением {{α}}- и {{β}} фаз. Это соотношение может изменяться в зависимости от термической обработки, обеспечивающей двухфазным сплавам очень высокие прочностные характеристики. {{α}} сплавы хорошо свариваются, но не упрочняются термической обработкой. {{β}} сплавы имеют высокую технологическую пластичность и выдерживают значительную деформацию при комнатной температуре (что особенно важно для изготовления деталей из листового материала), хорошо свариваются. Недостатки их — повышенная плотность из-за высокого содержания тяжёлых легирующих добавок (до 25%) и сравнительно невысокая жаропрочность. Двухфазные термически упрочняемые Т. с. сочетают достоинства {{α}}  и {{β}} сплавов, не имея их недостатков.

К сплавам на основе {{α}} титана относятся ВТ5Л (для фасонного литья), ВТ5-1 (в основном для листов) и ВТ20 (для листов и поковок), а также листовые сплавы ОТ4-0, ОТ4-1 и ОТ4. Близок к {{α}} сплавам универсальный сплав ВТ6, из которого изготовляются все виды полуфабрикатов. Сплав ВТ6 содержит некоторое количество {{β}} модификации, и поэтому его прочность можно повысить на 15—20% путём термической обработки. К сплавам на основе {{α}} титана относится и наиболее жаропрочный сплав ВТ16 (предел прочности 950—1150 МПа), применяемый для изготовления штамповкой деталей компрессоров ГТД. Из двухфазных сплавов наибольшее распространение имеют жаропрочные сплавы ВТ3-1, ВТ8, ВТ9, ВТ25 и высокопрочные термически упрочняемые сплавы ВТ22, ВТ23 (для крупных нагруженных штампованных изделий, а сплав ВТ23 и для высокопрочных листов), ВТ 14.

Из сплавов на основе {{β}} титана следует отметить листовой высокопрочный сплав ВТ15 и сплав ВТ30 с высокой технологической пластичностью, применяемый для крепежа и некоторых листовых деталей.

Соч.: Вертолеты. Выбор параметров при проектировании, М., 1976 (совм. с А. В. Некрасовым и А. С. Радиным).

Основные задачи Т. а.: проведение идентификации и определение количества токсичных веществ, которые могут поступать в кабину ЛА и помещения, где работает обслуживающий инженерно-технический персонал, с целью выявления источников их выделения; определение зависимости между количеством газовыделений и конструктивными дефектами машин и условиями их эксплуатации; изучение влияния некоторых условий полёта на загрязнённость воздуха кабин ЛА; исследования полимерных материалов с целью отбора таких, которые при повседневной эксплуатации авиационной техники и оборудования, а также в случае пожара не становятся источниками выделения в кабину ЛА высокотоксичных соединений (цианидов, хлор- и фторсодержащих химических агентов и др.); разработка профилактических мероприятий, направленных на предупреждение острых и хронических интоксикаций лётного состава и инженерно-технического персонала.

Становление Т. а. относится к 30 м гг., когда были развёрнуты исследования влияния оксида углерода на состояние лётчиков в полёте. В 50 е гг. совершенствовались методы определения загрязнённости кабин ЛА парами авиационных топлив и смазочных масел, продуктами их разложения. С конца 70 х — начала 80 х гг. разрабатываются и совершенствуются методы отбора проб воздуха в кабинах ЛА, определения в них содержания химических агентов, изучается токсичность топлив, масел, рабочих жидкостей и т. п. и их действие с учётом различных факторов обитания в кабинах ЛА; разрабатываются принципы и методы оценки многокомпонентных парогазоаэрозольных смесей и некоторые вопросы их гигиенического регламентирования. Большой вклад в развитие Т. а. внесли советские учёные Н. М. Добротворский, В. В. Андреев, В. А. Спасский, Ф. Г. Кротков, А. В. Демидов, В. А. Адамов и др. В области Т. а. известны труды немецких учёных X. Дирингсхофена, X. Хартмана, американских врачей Г. Армстронга, Е. Конччи, Г. Китцеса, польского токсиколога В. Свенцицкого и др.

В Т. а. используются методы экспериментальной патологии, фармакологии, биохимии и психофизиологии, а также специальные методы токсикологических исследований (например, токсикометрия). Т. а. неразрывно связана с авиационной гигиеной, клиническими исследованиями профессиональных болезней, судебной медициной и др. разделами авиационной медицины.

Д. Л. Томашевич.

А. И. Томашевский.

До- или сверхзвуковое обтекание тонкого профиля описывается линеаризованной теорией течений, причём возмущения всех газодинамических переменных имеют порядок малого параметра {{τ}} (см. Дозвуковое течение, Сверхзвуковое течение). Потенциал скорости {{φ}} возмущающего движения удовлетворяет линеаризованному уравнению.

(1 — M²{{_∞}}){{}},

где х, у — декартовы координаты (см. рис.). С точностью до членов 2 го порядка малости граничное условие непротекания на поверхности профиля можно перенести на линию хорды у=0, от которой отсчитывается толщина или угол атаки {{α}}:

{{}},

где {{ε}}(x) — местный угол наклона поверхности профиля к оси х. На основе Бернулли уравнения получается простая формула для расчёта коэффициента давления с_p:

В дозвуковом потоке вносимые профилем возмущения, затухая, распространяются во всём поле течения. Эллиптическое уравнение для потенциала скорости возмущающего движения сводится к уравнению Лапласа, описывающему обтекание профиля несжимаемой жидкостью. Его можно решить методами теории функций комплексного переменного или методом особенностей (см. Источников и стоков метод). Например, задача обтекания симметричного профиля при {{α}} = 0 решается с помощью распределения вдоль линии хорды источников (стоков) с интенсивностью, пропорциональной наклону поверхности профиля. В задаче обтекания несущего профиля нужно использовать распределение вихрей. Преобразование Прандтля — Глауэрта даёт простые формулы пересчёта аэродинамических характеристик профиля в дозвуковом и несжимаемом потоках (см. Прандтля — Глауэрта теория).

В сверхзвуковом потоке возмущения от профиля распространяются вдоль характеристик, которые на конечном расстоянии от профиля совпадают с прямолинейными характеристиками невозмущённого потока. Гиперболическое уравнение для потенциала скорости возмущающего движения представляет собой двумерное волновое уравнение. Его решение приводит к локальной зависимости коэффициента давления от наклона поверхности профиля (см. Аккерета формулы):

с_р = {{±}}2{{ε_±}}(x)(M²{{_∞}}—1)^—1/2,

где знак «+» относится к верхней поверхности профиля (у>0), знак «—» к нижней (у<0). На основе этой формулы получают формулы Аккерета для коэффициентов подъёмной силы и волнового сопротивления.

Для трансзвукового обтекания тонкого профиля характерно распространение возмущений на большое расстояние по нормали к набегающему потоку, а также увеличение по порядку величины коэффициента давления (с_р {{∞ τ}}^2/3). Т. п. т. при трансзвуковых скоростях является нелинейной. Нелинейное уравнение для потенциала скорости возмущающего движения относится к смешанному эллиптико-гиперболическому типу:

{{}},

где К = (1 — M²{{_∞}}) [({{γ}} + 1)M²{{_∞ τ}}]^—2/3 — трансзвуковой параметр подобия, {{γ}} — показатель адиабаты. При М{{_∞}}>>1 необходимо учитывать завихренность течения около профиля и вместо уравнения для потенциала использовать полные Эйлера уравнения; в результате учёта характерных для гиперзвукового обтекания оценок порядков величин приходим к нелинейной теории малых возмущений (см. Гиперзвуковое течение).

Лит.: Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ., М., 1953; Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. И. Голубкин.

Тонкого тела теория — теория пространственного безвихревого течения идеальной жидкости около тонких тел [тела, у которых поперечный размер l (толщина, размах) мал по сравнению с продольным размером L: {{τ}} = l/L<<1]. К этому классу тел относятся, например, фюзеляжи, крылья малого удлинения {{λ}} и их комбинации с тонким фюзеляжем.

При движении несжимаемой жидкости потенциал скорости удовлетворяет линейному уравнению Лапласа, поэтому обтекание тела, установленного под углом атаки {{α}}, можно получить путём наложения двух независимых течений (см. рис.), а предположения Т. т. т. позволяют упростить их анализ. Первое течение соответствует продольному обтеканию тела потоком со скоростью V₁=V{{_∞}}cos{{α}}. На достаточно больших (порядка L) расстояниях от тела течение не зависит от формы его поперечных сечений и является осесимметричным течением, как и при обтекании эквивалентного тела вращения с тем же законом изменения площадей поперечных сечений вдоль тела. Этот результат известен как правило эквивалентности. Второе течение соответствует поперечному обтеканию тела потоком со скоростью V₂ = V{{_∞}}sin{{α}}. На расстояниях порядка l от тела трёхмерное уравнение Лапласа сводится к двумерному в плоскости x = const, где х — координата вдоль оси тела, то есть движение жидкости в плоскости x = const в основном такое же, как при плоском бесциркуляционном обтекании контура поперечного сечения тела однородным потоком со скоростью V₂ на бесконечности. Решение этой задачи зависит от х как от параметра. Этот результат обычно называется правилом (законом) плоских сечений (М. Мунк, 1924).

При анализе обтекания тонкого тела газом (сжимаемой жидкостью) с целью упрощения решения нелинейных Эйлера уравнений, как и в тонкого профиля теории, предполагается, что угол между плоскостью, касательной к поверхности тела, и вектором скорости набегающего потока мал, иными словами, наряду с условием {{τ}}<<1 принимается, что {{α}}<<1. В результате при до-, транс- и сверхзвуковых скоростях полёта тонкого тела Маха число поперечного потока достаточно мало — М{{_∞}}<<1. Следовательно, сжимаемость среды здесь несущественна, и в поперечных плоскостях имеем двумерное безотрывное обтекание контура заданной формы несжимаемой жидкостью, Для решения этой задачи можно использовать эффективный метод конформных преобразований. В связи с этим Т. т. т. нашла широкое применение в аэродинамике при оценках подъёмной силы и индуктивного сопротивления тонких тел в рассматриваемом диапазоне скоростей полёта. Например, задача о плоском крыле малого удлинения ({{λ}}<<1) решена Р. Т. Джонсом (R. T. Jones, 1946), получившим для коэффициента подъёмной силы соотношение с_у = {{π α λ }}/2. Указанный подход применяется также для исследования интерференции аэродинамической крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем.

В рамках Т. т. т. упрощается и расчёт волнового сопротивления, которое связано с продольным потоком. Волновое сопротивление произвольного тонкого тела в основном определяется распределением площадей поперечных сечений вдоль тела и равно сопротивлению эквивалентного тела вращения. В этом состоит площадей правило, которое облегчает расчёт сопротивления и указывает пути его снижения.

Обтекание тонкого тела при отличном от нуля угле атаки.

Топливо на борту ЛА размещается в баках, которые располагаются как внутри крыла и фюзеляжа, так и вне ЛА — на специальных подвесных устройствах. Часто в качестве баков используются герметичные отсеки ЛА (см. Топливный бак). Баки, из которых топливо подаётся в двигатели, называются расходными. На ЛА подача топлива в двигатели выполняется по двум схемам. По первой схеме топливо подаётся к одному или нескольким двигателям в течение всего полёта из одного расходного бака. Из других баков топливо перекачивается или перетекает в расходный бак. По второй схеме подача топлива в двигатели осуществляется последовательно из нескольких расходных баков: по мере опорожнения одного расходного бака начинается подача топлива из очередного расходного бака.

Подача топлива в насосы высокого давления двигателей для обеспечения их бескавитационной работы производится при 2 ступенчатом повышении его давления (см. рис.). Вначале давление повышается баковыми насосами 4, а затем двигательным насосом 8. В магистралях подачи топлива в двигатели устанавливаются обратные клапаны 2, устройства 5, обеспечивающие питание двигателей топливом на режимах полёта с околонулевыми и отрицательными вертикальными перегрузками, перекрывные краны 6, датчики 7 расходомеров топлива, топливомасляные теплообменники 9 и фильтры 10. Если в качестве двигательного насоса подкачки применяется насос центробежного типа, то устанавливается только один фильтр на входе в насос 13 высокого давления. При использовании в качестве двигательного насоса подкачки насоса коловратного типа на его входе для обеспечения работоспособности устанавливается дополнительный фильтр. Топливные фильтры снабжаются перепускными клапанами 12, через которые обеспечивается питание двигателя топливом в случаях засорения или обледенения фильтра. В качестве баковых насосов подкачки обычно применяются центробежные насосы с электроприводом, реже насосы с приводом от топливной турбины. Для работы турбины топливо подводится от двигательных насосов подкачки или от специального насоса, размещаемого на коробке приводов агрегатов ЛА.

Подача топлива в двигатели контролируется сигнализаторами давления 3, датчики которых обычно устанавливаются за каждым баковым насосом подкачки и на входе в насос высокого давления двигателя, а также сигнализаторами 11 перепада давления, характеризующими состояние фильтров. Сигнализация осуществляется обычно на мнемосхеме Т. с. в кабине экипажа.

Перекачка топлива из одних баков в другие на ЛА реализуется по двум схемам — лучевой и коллекторной. В лучевой схеме топливо из каждого бака перекачивается по отдельной магистрали, оснащённой поплавковым клапаном, управляющим подачей топлива в расходный бак 1. В коллекторной схеме топливо из всех баков перекачивается по общей магистрали. Обычно в качестве перекачивающих и баковых насосов подкачки применяются насосы одинакового типа. Иногда перекачка топлива осуществляется струйными насосами, активное топливо к которым, как правило, подводится от электроприводных баковых насосов подкачки.

На некоторых ЛА предусматривается аварийный слив топлива в атмосферу, который выполняется в аварийных ситуациях для облегчения ЛА перед посадкой. В этом случае система оснащается устройством, исключающим слив из баков топлива, потребного для питания двигателей при посадке.

Для нормального функционирования Т. с. в надтопливном пространстве баков с помощью дренажных устройств поддерживается давление, значение которого определяется прочностью баков и кавитационными свойствами баковых насосов подкачки. Дренаж баков может быть открытым либо комбинированным. При открытом дренаже надтопливное пространство баков сообщается с атмосферой трубопроводом, конфигурация которого исключает вытекание топлива из баков при выполнении ЛА эволюции. Давление в баках зависит от формы заборного патрубка и располагаемого скоростного напора набегающего потока воздуха. При комбинированном дренаже воздух для подачи в баки отбирается за компрессором двигателя. Если его недостаточно для наполнения баков, дополнительно воздух поступает из атмосферы через заборный патрубок. В этом случае устанавливаются клапан наддува, поддерживающий требуемое давление, и предохранительные клапаны (см. также Дренаж и наддув).

Топливо в качестве хладагента используется для охлаждения масла системы смазки двигателей. Для этой цели большинство авиационных двигателей оснащается топливомасляными теплообменниками. На ЛА со сверхзвуковыми скоростями полёта, на которых применение набегающего потока воздуха в различных системах охлаждения становится неэффективным (вследствие его аэродинамического нагревания), топливо используется для охлаждения воздуха в системе кондиционирования кабины, для охлаждения рабочей жидкости гидросистемы, энергоузлов и приборных отсеков ЛА.

Схема подачи топлива из расходного бака в двигатель.

Внутренние Т. б. размещаются внутри конструкции ЛА. В фюзеляже располагаются Т. б., названные фюзеляжными, в консолях крыла и в центроплане — Т. б., названные соответственно крыльевыми и центропланными. Любой из перечисленных Т. б. может быть расходным, предрасходным или балансировочным. Расходным Т. б. называется бак, из которого топливо подаётся к двигателям. Обычно он размещается вблизи двигателя для сокращения длин коммуникаций, связывающих бак с двигательным насосом подкачки топлива, и по возможности в нижней части конструкции ЛА, что облегчает подачу в него топлива самотёком из других Т. б. Так как топливо из расходного Т. б. вырабатывается в последнюю очередь, он устанавливается вблизи центра масс ЛА для исключения недопустимого изменения центровки. В этом баке размещаются один или несколько насосов подкачки топлива, которыми топливо подаётся в двигательный насос, датчики топливоизмерительной аппаратуры, элементы предохранения бака от переполнения при перекачке в него топлива из других баков, а также устройства, разгружающие стенки бака от чрезмерного давления. Бесперебойная работа двигателя на режимах полёта ЛА с нулевыми, околонулевыми и отрицательными перегрузками обеспечивается встроенным в конструкцию расходного Т. б. противоперегрузочным отсеком, в котором устанавливается насос подкачки, либо топливным аккумулятором. Принцип действия противоперегрузочного отсека основан на том, что топливо из бака свободно поступает в отсек и заполняет его, но при отливах топлива в расходном Т. б. оно из отсека уйти не может. При этом снабжённый двумя входами (верхним и нижним) насос подкачки работает, пока не будет полностью выработано топливо из отсека. Объём отсека обеспечивает работу насоса в течение заданного расчётного времени действия перегрузок, в результате которых произошёл отлив топлива в расходном Т. б.

Топливный аккумулятор представляет собой цилиндрический сосуд со сферическими днищами, разделённый прорезиненной мембраной на две полости — воздушную и топливную. Воздушная полость находится под давлением сжатого воздуха. Топливная полость соединена с трубопроводом, идущим от насоса подкачки к двигательному насосу, и при работающем насосе подкачки заполнена топливом, так как давление воздуха в воздушной полости меньше минимально возможного давления в трубопроводе за насосом. При этом мембрана прижата к стенкам сосуда и весь его объём заполнен топливом. При отливе топлива от насоса давление в трубопроводе за ним падает, сжатый воздух давит на мембрану и она вытесняет топливо из топливной полости в магистраль подкачки (проходу топлива в насос препятствует установленный в магистрали обратный клапан). Вместимость топливного аккумулятора определяется расчётным временем действия перегрузок, приводящих к отливу топлива от насоса.

Конструктивно расходный Т. б. представляет собой герметичный отсек ЛА, так называемый баккессон, либо выполненный из эластичных материалов съёмный мягкий бак (рис. 1). В последнем случае отсек ЛА служит для Т. б. контейнером и не является герметичным. Мягкий Т. б. может быть протектированным. Внутренний слой такого бака изготовлен из топливостойкой резины, наружный — из силовой кордовой ткани, между ними — слой губки. При повреждении Т. б. и попадании на губку топлива происходит её набухание, таким образом восстанавливается герметичность стенки бака. Мягкий Т. б. вкладывается в контейнер, расправляется в нём и фиксируется с помощью штырей, кнопок или распорных шпангоутов.

Предрасходным Т. б. называется бак, из которого топливо подаётся в расходный Т. б. Балансировочный Т. б. — бак, из которого топливо перекачивается в другие Т. б. для обеспечения необходимой центровки ЛА. Например, при переходе с дозвукового режима полёта на сверхзвуковой для выдерживания центровки ЛА требуется изменить положение центра масс, что и достигается перекачкой топлива. Предрасходный и балансировочный Т. б. иногда называют перекачиваемыми. Конструкции их (баков-кессонов и мягких баков) принципиальных отличий от конструкции расходного Т. б. не имеют.

Для предохранения Т. б. от взрыва применяются два способа защиты: заполнение надтопливного пространства нейтральным газом по мере выработки топлива и заполнение части объёма бака ячеистым пенополиуретаном.

Дополнительные Т. б. устанавливаются на ЛА при выполнении полётов на дальность, превышающую расчётную (учебные полёты, перегоны ЛА и др.). Различают сбрасываемые и несбрасываемые дополнительные Т. б. Несбрасываемый бак органически вписывается в аэродинамические обводы ЛА или крепится к нижней поверхности ЛА. Сбрасываемый, или подвесной, бак включает в себя устройства для подвески к ЛА или держатели с замками, обеспечивающие не только его подвеску (рис. 2), но и при необходимости сбрасывание в полёте. Цель сбрасывания — уменьшение аэродинамического сопротивления ЛА после выработки из бака топлива. Сбрасываемый металлический Т. б. (рис. 3) — тело вращения, выработка из него топлива осуществляется сжатым воздухом, подаваемым через штуцер 6. К топливной магистрали ЛА бак присоединяется через штуцеры 4. Для исключения повреждения топливных коммуникаций ЛА при сбрасывании бака используются телескопические шланги. Скобы 3 и 5 служат для подвешивания бака к держателям и воспринимают вертикальные нагрузки. Осевые нагрузки воспринимаются упором 7. Металлическая оболочка бака усилена шпангоутами 1. В верхней части бака расположена заливная горловина 2, а в хвостовой — клапан 8 стравливания воздуха из бака. Этот клапан используется при заправке бака топливом и после полёта до открытия заливной горловины. Кроме металлических, применяются сбрасываемые Т. б. из крафтцеллюлозы, пропитанной эпоксидными смолами для обеспечения герметичности оболочки бака, а также из пластических материалов.

В. М. Цыганов, В. Ю. Розин.

Рис. 1. Мягкий топливный бак: 1 — заливная горловина; 2 — датчик топливомера; 3 — штыри крепления к контейнеру; 4 — штуцер подсоединения к системе подкачки; 5 — противоперегрузочный отсек.

Рис. 2. Схемы подвески сбрасываемых топливных баков.

Рис. 3. Сбрасываемый топливный бак.

Из совокупности показателей, характеризующих качество авиационного бензина, наиболее важными являются детонационную стойкость, фракционный состав и химическая стабильность. Детонационная стойкость определяет пригодность бензина к применению в двигателях с высокой степенью сжатия рабочей смеси без возникновения детонационного сгорания, вызывающего большие ударные нагрузки на поршни и перегрев головок цилиндров. Фракционный состав характеризует испаряемость бензина, что определяет его способность к образованию рабочей топливовоздушной смеси; химическая стабильность — способность противостоять изменениям химического состава при хранении, транспортировке и применении.

Авиационные бензины получают главным образом из бензиновых фракций путём прямой перегонки нефти, каталитического крекинга или риформинга без добавки или с добавкой высококачественных компонентов, этиловой жидкости и различных присадок. Фракционный состав авиационных бензинов характеризуется диапазонами температур выкипания (40—180{{°}}С) и давлений насыщенных паров (29—48 кПа).

Классификация авиационных бензинов основывается на их антидетонационных свойствах, выраженных в октановых числах и в единицах сортности. Сорта отечественных авиационных бензинов маркируются, как правило, дробью: в числителе — октановое число или сортность на бедной смеси, в знаменателе — сортность на богатой смеси, например, Б 95/130. Встречается маркировка авиационных бензинов и по одним октановым числам (например, Б 70). Авиационные бензины выпускаются трёх марок: Б 95/130, Б 91/115 и Б 70 (табл. 1). Из перечисленных сортов наибольшее применение находят авиационные бензины Б 91/115 и Б 95/130.

Основными показателями качества реактивных топлив являются массовая и объёмная теплота сгорания, термостабильность топлива, давление насыщенных паров, вязкость при минусовых температурах, совместимость с конструкционными и уплотнительными материалами, нагарные и противоизносные свойства. Совокупности перечисленных требований авиационные бензины не удовлетворяют главным образом из-за пониженной плотности, высокой испаряемости и плохих смазочных свойств. В связи с этим бензины в качестве основных топлив для ТВД и ТРД не применяются.

Реактивные топлива вырабатываются в основном из среднедистиллятных фракций нефти, выкипающих при температуре 140—280{{°}}С (лигроино-керосиновых). Широкофракционные сорта реактивных топлив (Т 2) изготовляются с вовлечением в переработку также бензиновых фракций нефти. Для получения некоторых сортов реактивных топлив (Т 8В, Т 6) в качестве сырья применяются вакуумный газойль и продукты вторичной переработки нефти. В реактивные топлива могут вводиться функциональные присадки (антиокислительные, противоизносные и др.).

Реактивные топлива на 96—99% состоят из углеводородов, в составе которых различают три основные группы — парафиновые, нафтеновые и ароматические. Содержание каждой из этих групп в составе топлива определяется природой нефти и технологией его производства. Содержание в топливе ароматических углеводородов регламентируется стандартами главным образом из-за их повышенной склонности к нагарообразованию и дымлению. Ограничивается в реактивных топливах также содержание непредельных углеводородов (через показатель «йодное число») как химически нестабильных. Кроме углеводородов в реактивных топливах в незначительных количествах присутствуют сернистые, кислородные, азотистые, металлорганические соединения и смолистые вещества. Их содержание в реактивных топливах Регламентируется стандартами. Так, например, нормируется содержание сернистых соединений, зольных продуктов, органических кислот и смол. Ограничение количества указанных гетероатомных соединений в топливе вызвано их отрицательным влиянием на термостабильность, антикоррозионные и некоторые другие эксплуатационные свойства.

По способу получения реактивные топлива делятся на прямогонные и гидрогенизационные. Первые (Т 1, ТС 1, Т 2) получаются непосредственно из отогнанных фракций нефти без их глубокой переработки. Технология получения вторых (РТ, Т 8В, Т 6) включает такие процессы, как гидроочистку (РТ, Т 8В), глубокое гидрирование (Т 6), гидрокрекинг (Т 8В), основным содержанием которых является воздействие водорода при высоких давлениях и температурах на углеводороды и гетероорганические соединения нефти. При гидроочистке из нефтяного дистиллята удаляются агрессивные и содержащие серу, азот и кислород нестабильные соединения практически без изменения углеводородного состава топлива. При гидрокрекинге и гидрировании наряду с очисткой исходного сырья происходит изменение его углеводородного состава (превращение непредельных соединений в насыщенные).

Применение гидрогенизационных процессов при производстве реактивных топлив позволяет расширить сырьевую базу топлив и значительно повысить их термостабильность. Основными сортами отечественных реактивных топлив являются ТС 1, РТ и Т 6 (табл. 2).

Топливо ТС 1 является массовым реактивным топливом для дозвуковой авиации и сверхзвуковой авиации с ограниченной продолжительностью сверхзвукового полёта. Топливо РТ полностью удовлетворяет эксплуатационным требованиям, предъявляемым к топливу ТС 1, и может применяться вместо него. Вместе с тем, будучи более термостабильным, оно допускает нагрев в топливной системе силовой установки до более высоких температур, и поэтому допущено к применению в теплонапряжённых двигателях самолётов с увеличенной продолжительностью сверхзвукового полёта, в течение которого вследствие аэродинамического нагревания возможно значительного повышение температуры топлива в баках самолёта.

Топливо Т 6 высокотермостабильное, имеет повышенную плотность и низкое давление насыщенных паров. Эти качества определяют применение топлива Т 6 на высокоскоростных самолётах с большой продолжительностью сверхзвукового полёта.

Наряду с основными сортами реактивных топлив промышленностью могут вырабатываться резервные. Резервным по отношению к топливу ТС 1 является топливо Т 2, резервным по отношению к топливам РТ и Т 6 — топливо Т 8В. Топливо Т 2 — широкофракционное прямогонное реактивное топливо с плотностью не менее 755 кг/м³, давлением насыщенных паров не более 13 кПа, выкипающее в диапазоне температур 60—280{{°}}С. Благодаря более широкому, чем у топлива ТС 1, фракционному составу топливо Т 2 имеет по сравнению с топливом ТС 1 в 1,3—1,8 раза больший выход из нефти. Топливо Т 8В характеризуется повышенной плотностью (не менее 800 кг/м³), примерно вдвое меньшим, чем у топлив ТС 1 и РТ, давлением насыщенных паров и высокой термостабильностью.

В связи с постепенным истощением запасов нефтяного сырья исследуются новые виды авиационных топлив, в том числе синтетическое топливо, криогенное топливо (включая жидкий водород), криогенное метановое топливо (КМТ) и др. В 1989—90 на жидком водороде и КМТ был испытан самолёт Ту 155, в 1987—88 на сконденсированном техническом бутане — вертолёт Ми 8Т. См. также Боросодержащее топливо.

Лит.: Саблина З. А., Состав и химическая стабильность моторных топлив, М., 1972; Дубовкин Н. Ф., Физико-химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив. Справочник, М., 1985.

Ф. П. Фёдоров.

Табл. 1 — Основные данные авиационных бензинов

Табл. 2 — Основные данные реактивных топлив.

Распространена Т. а. с плунжерным насосом благодаря сравнительно простой конструкции, допускающей изменение подачи топлива при постоянной частоте вращения (рис. 1). Насос подаёт топливо к дозирующему крану и далее к топливным форсункам через распределительный клапан. Для обеспечения бескавитационной работы плунжерного насоса при изменении давления топлива в баках ЛА на входе его установлен подкачивающий насос обычно центробежного типа. Производительность плунжерного насоса регулируется изменением установки наклонной шайбы гидравлическим сервомотором, на который воздействуют те или иные регуляторы САУ двигателем (например, частоты вращения двигателя, степени сжатия воздуха в компрессоре, температуры газов за турбиной, приёмистости и сброса режима), ограничители предельных значений (частоты вращения, температуры газов, давления за компрессором и др.), средства защиты от помпажа двигателя и др. Обеспечение хорошего распыливания топлива, подаваемого в основные камеры сгорания, достигается применением центробежных двухступенчатых или двухсопловых форсунок. Переключение работы форсунок с одного канала на два производится распределительным клапаном по заданной программе. В случаях, когда требуется обеспечить относительно большие расходы топлива (более 12000 л/ч) или когда подогрев топлива в системе не превосходит допустимого, применяется Т. а. с шестерённым насосом (рис. 2). При этом регулирование расхода топлива достигается перемещением дозирующего крана, на котором поддерживается постоянный перепад давлений с помощью клапана перепада. Перемещение дозирующего крана осуществляется гидравлическим сервомотором, на который воздействуют сигналы отдельных регуляторов системы управления двигателем, аналогично описанному выше воздействию на наклонную шайбу плунжерного насоса. В остальном эта Т. а. аналогична рассмотренной выше.

В составе Т. а. форсажного контура двигателя, как правило, используется высоконапорный центробежный насос. Регулирование расхода топлива производится с помощью дозирующего клапана, перепад давлений на котором также поддерживается постоянным. Дозирующий кран перемещается гидравлическим сервомотором, управляемым сигналами от системы регулирования форсажного контура двигателя. Форсажная камера мощного ТРД имеет несколько топливных коллекторов форсунок (до 6), включаемых в определённой последовательности. Поэтому в составе Т. а. имеются несколько распределительных клапанов, которые автоматически включают в работу отдельные группы форсунок. В некоторых системах это переключение делается механически от рычага управления двигателем. Топливные форсунки форсажного контура в большинстве случаев струйные.

А. В. Форафонтов.