Экспериментальный истребитель с ввп versuchs-jager vj 101. германия. часть 2

Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF и мало доработан мной.

Часть I

Перед тем как мы поведаем о VJ 101 C-X2 и потом о «Tornado», мы в соответствии с много раз высказанными пожеланиями сперва желали бы более совершенно верно обрисовать силовую установку этого занимательнейшего самолёта.

В этом мы можем опереться на официально изданное управление по эксплуатации, грифом секретности с которого был снят в ноябре 1966 года.

Самолёт

Экспериментальный самолёт VJ 101 X1 рекомендован для опробований конфигурации СВВП и определения лётных черт в режимах висения, переходных режимах при посадке и взлёте и в режиме горизонтального полёта.

Самолёт был одноместным и, в соответствии с предъявляемым к нему требованиям, не всепогодным.

Силовая установка является шесть аналогичных бесфорсажных двигателей Rolls Royce RB 145, попарно расположенных в виде треугольника. Два двигателя, предназначенные лишь для исполнения посадки и вертикального взлёта, без движений установлены за кабиной пилота. Четыре вторых двигателя являются подъемно-маршевыми и устанавливались попарно на законцовках крыла во вращающихся довольно собственной оси моторных гондолах.

Направление тяги, развиваемой этими четырьмя двигателями, может варьироваться от вертикального до горизонтального в зависимости от положения моторных гондол. В зависимости от положения моторных направления и гондол тяги расположенных в них двигателей самолёт двигался в том либо другом направлении, т.е. взлетал, садился, летел горизонтально либо переходил из одного режима полёта в второй. Запуск силовых установок производился при помощи гидравлического стартера.

Расположенные в моторных гондолах двигатели приводятся в перемещение двумя гидравлическими насосами, трудящимися от двух свободных друг от друга гидравлических совокупностей обеспечения. Обеспечение электроэнергией осуществлялось от двух генераторов, производящих электрический ток частотой 400 Hz и оснащенных двумя гидравлическим приводом и выпрямителями. Аварийное электроснабжение осуществлялось от бортовой аккумуляторной батареи.

Самолёт имел совокупность штанг с гидравлическим управлением, приводившую необратимые клапаны, каковые, со своей стороны, служили для привода аэродинамических рулей. При зависании самолёта и на протяжении перехода от одного режима полёта к второму параллельно через педаль газа осуществлялось управление двигателями силовой установки и клапанами гидравлического привода цилиндров, отклонявших моторные гондолы с установленными в них двигателями.

Управление самолётом при тангаже и крене осуществлялось при помощи модульного регулятора силовой установки. Управление самолётом по курсу осуществлялись за счет отклонения моторных гондол противоположного направлению трансформации курса. Непроизвольный стабилизатор снабжал определённое положение самолёта на протяжении взлёта и зависания и на протяжении перехода из одного режима полёта в второй.

Благодаря идеальной автоматике стабилизатор при выходе из строя какого-либо из двигателей имел возможность стабилизировать положение самолёта.

Особый регулятор служил для предотвращения страшного положения самолёта, в то время, когда в ходе исполнения горизонтального полёта имел возможность выйти из строя одного из установленных в моторных гондолах двигателей.

Для улучшения стабилизации самолёта довольно всех трех осей в горизонтальном полёте имелся демпфер. Серводвигатели, приводившие данный стабилизатор, представляли собой единый блок с цилиндрами привода рулей.

Неразъемное крыло имело элероны и посадочные щитки. Хвостовое управление воображало собой неподвижный киль, руль направления и цельноповоротные стабилизаторы.

Кабина пилота имела кондиционер и систему отопления. Фонарь кабины пилота не сбрасывался. Катапультируемое кресло Martin Baker MK GA 7 класса «ноль-ноль» разрешало пилоту при необходимости покинуть самолёт на нулевой высоте и при нулевой скорости.

При исполнении простой посадки для торможения самолёта употреблялся тормозной парашют.

Размеры

Протяженность с приёмником воздушного давления: 17500 мм

Большой размах, включая и гондолы силовой установки: 6608 мм

Громаднейшая высота с учетом высоты шасси: 3904 мм

Высота самолёта до верхней кромки кабины пилота (без заправки горючим): 2220 мм

Весовые нагрузки

Примерный вес всецело снаряженного самолёта, включая пилота, тормозной парашют, створки шасси и масло силовой установки при применении без движений установленного шасси без запаса горючего

Gleer = 5,05 5,05 тысячь киллограм

При заполнении всех топливных баков (приблизительно 1,86 тонны) и израсходовании 50 кг горючего, нужного для подготовки силовой установки к исполнению горизонтального старта большой взлётный вес самолёта

Gh max = 6,86 тысячь киллограм

Максимально допустимый вес при исполнении вертикального старта согласно данным компании Rolls-Royce (в направляться стандартной воздуха)

Gvmax = 5,99 тысячь киллограм

Силовая установка

Все двигатели силовой установки одного типа – Rolls Royce RB 145. Различие между подъемными и подъемно-маршевыми двигателями содержится в измерительной совокупности и в соплах.

Rolls Royce RB 145 представляла собой одновальный одноконтурный турбореактивный двигатель с тяговооруженностью 8:1.

Девятиступенчатый осевой компрессор приводится во вращение двухступенчатой осевой турбиной. Всасываемый компрессором воздушное пространство при номинальных оборотах двигателя уплотняется в соотношении 6:1. В кольцевой камере сгорания воздушное пространство нагревается до 1250°K.

Через бессчётные форсунки, расположенные в передней части камеры сгорания, горючее впрыскивалось в камеру в направлении перемещения потока газов в ней. Высокая температура пребывавших в камере сгорания газов приводила к самовоспламенению горючего. Только при запуске двигателя нужно намерено воспламенять горючее-воздушную смесь.

Нужной для привода компрессора вращающий момент получается благодаря частичному разряжению давления раскалённых газов в турбине. По окончании прохождения потока газов через турбину остаток энергии (температура газов в расположенной за турбиной форсунке порядка 1050°K) создавал нужную тягу.

Двигатель без утрат, вызванных забором воздуха, развивает большую статическую тягу в 1250 кг.

Для предотвращения излишнего сжатия воздуха в компрессоре на малых оборотах двигателя его лопатки на входе в компрессор переставлялись и часть забранного из вне воздуха по окончании 5-й ступени компрессора через поворачивающийся клапан отводились наружу. Часть отводимого от двигателей №№ 3, 5 и 6 воздуха через особый воздуховод направлялась к кондиционеру. При 14000 об/мин, что образовывает порядка 80 % от номинальной величины числа оборотов двигателя, выпускной клапан был полностью открыт.

В промежутке между 80 % и 91,5 % от номинальной величины числа оборотов двигателя (14000–16000 об/мин) клапан иногда прикрывался. При 16 000 об/мин (91,5 % от номинальной величины) клапан был полностью закрыт.

Чертеж 12. Размещение двигателей

Чертеж 13. Подъемный и подъемно-маршевый двигатель RB 145

Регулирование угла перестановки лопаток на входе в компрессор и выпускного клапана производится при помощи подпружиненного цилиндра топливной совокупности двигателя. Угол установки лопаток зависел от развиваемых двигателем оборотов и соответствовал трансформации величины квадрата давления горючего в топливной совокупности. Также пятая ступень компрессора служила для охлаждения лопаток турбины и трех подшипников; дополнительно была предусмотрена блокировка, предотвращающая попадание выходящего из выпускного клапана воздуха во внутреннюю часть катушки, к которой крепились лопатки.

Совокупность смазки силовой установки имеет механический привод и подает масло к подшипникам при помощи забирающего масло шестерёнчатого насоса, и потом при помощи компрессора.

Мы кратко обрисуем кое-какие отдельные агрегаты двигателя:

a) воздухозаборник,
b) совокупность подачи горючего под давлением,
c) систему зажигания и систему запуска,
d) контрольно-измерительная и обслуживающая аппаратура.

Воздухозаборник

У подъемных двигателей забор воздуха производится через приводимый посредством гидравлики клапан. Клапан воздухозаборника раскрывается принудительно при помощи другого клапана, расположенного на нижней части первого из двух указанных выше двигателей. Открытие верхнего клапана, делающего функции спойлера, производится в направлении противоположном направлению полёта.

У маршевых двигателей на громадных скоростях конус воздухозаборника неизменно установлен в выдвинутом положении. Этим обеспечивалось наличие дополнительного кольцевого щелевого зазора в каждой из моторных гондол, что со своей стороны снабжало в определенном диапазоне скоростей полёта самолёта лучшие условия для забора воздуха, увеличения и распределения давления развиваемо двигателями тяги.

Совокупность подачи горючего под давлением

Совокупность подачи горючего под давлением подаёт и распределяет горючее, поступающее к форсункам двигателей. Нужная для этого совокупность регулировки подачи горючего реагирует на трансформации состояния воздушных условий перед компрессором, таких как температура, плотность и давление воздуха, и от числа оборотов и скорости полёта двигателя.

К насосу большого давления топливo поступает от топливной совокупности пониженного давления через тормозную совокупность с пневматическим приводом низкого давления и топливный фильтр. Между насосом большого давления и совокупностями регулировки подачи горючего находится масляный радиатор.

В случае если давление горючего в топливопроводах, расположенных в масляном радиаторе, превысит допустимые параметры, машинально откроется перепускной клапан, благодаря которому удастся не допустить вероятное прекращение подачи масла от радиатора. Подогреваемое в радиаторе горючее в соответствии с потребностями трудящегося двигателя будет поступать к форсункам силовой установки через регулятор подачи горючего по внешним топливопроводам.

Топливный насос большого давления

Топливный насос большого давления является поршневой насос с механическим приводом и с изменяемым ходом поршня. В корпусе данного насоса находятся бессчётные подпружиненные поршни, опирающиеся на плавающую шайбу. Наклон оси вращения осуществляется при помощи подпружиненного поршня, регулируемого при помощи гидравлики совокупности управления агрегатом, благодаря чего обеспечивается регулирование подачи горючего к форсункам.

Подобным образом трудится и регулятор оборотов двигателя, что предотвращает превышение числа оборотов выше допустимого предела.

Ограничитель числа оборотов двигателя складывается из диска, подвешенного с некоторым эксцентритетом. При достижении двигателем максимально допустимых оборотов центробежная сила машинально прекращает подачу горючего к форсункам. Это оказывает действие на ход поршней топливного насоса большого давления.

Регулятор ускорения

Регулятор ускорения руководит временными промежутками впрыска горючего в камере сгорания и, так, регулирует процессы, происходящие в перегретой турбине, и в один момент предохраняет компрессор от помпажа. Между насосом большого давления и регулирующим клапаном расположен подпружиненный измерительный поршень, регулирующий подаваемое к форсункам горючего давление P2Stat.

Отличие в величине давления при регулировке влияет на ход поршня топливного насоса большого давления, и так величина давления P2Stat пропорционально изменяется.

Потом при весьма низком соотношении размеров давлений P2/P1, т.е. при малых оборотах двигателя либо при полётах на громадных высотах подача горючего к форсункам ограничена допустимой величиной. Предстоящее открытие регулирующего клапана уже не оказывает влияния на повышение подачи горючего к форсункам.

Барометрический регулятор давления

Величины скорости потока воздуха, его температуры и давления перед компрессором зависят от общего давления P1ges в совокупности подачи воздуха. Его изменение и величина регистрируются цилиндром системы и барометрическим регулятором давления управления топливного насоса большого давления. При помощи гидравлики эти результаты передаются потом, благодаря чего количество нужного для работы двигателя горючего и напор топливным насосом большого давления соответствующим образом изменяются.

При постоянном давлении P1ges поршневой золотник переставляет положение регулирующего клапана, так барометрический регулятор давления подаёт команду на топливный насос большого давления, и насос поддерживает постоянное по величине давление горючего подаваемого к форсункам. Количество подаваемого к форсункам горючего изменяется линейно в соответствии с перестановкой поршневого золотника.

Регулирующий и отсекающие клапаны

Регулирующий клапан в топливной совокупности большого давления есть главным регулирующим элементом, при помощи которого пилот руководит числом подаваемого к форсункам горючего. Расположенный в кабине пилота рычаг регулировки параметров работы силовой установки может перемещаться летчиком при помощи стартового рычага либо рычага, регулирующего величину тяги двигателей, и тяг и ручки управления, что разрешает регулировать количество горючего, подаваемого к форсункам двигателей.

Для предотвращения подачи к форсункам большего, чем это нужно количества горючего его излишки через перепускной клапан направляются обратно в часть совокупности подачи горючего, трудящуюся под низким давлением. В конечном положении поршневой золотник всецело перекрывает регулирующий клапан топливной совокупности и так оказывает действие на перекрывающий топливную совокупность клапан.

Дозирующий клапан топливной совокупности

Дозирующий клапан топливной совокупности помогает для распределения горючего, поступающего к главным форсункам. Клапан является простой с пружиной цилиндр и регулирует предварительно заданное давление горючего в совокупности подачи горючего, идущего к главным форсункам. Именно поэтому подаваемое горючее разделяется на главные потоки.

Этим разделением подаваемого горючего на отдельные потоки достигается его хорошее распределение во всей совокупности регулировки подачи горючего.

Форсунки

Форсунки складываются из «ведущей» форсунки, главной форсунки и вращающейся платы. Главная форсунка расположена кольцеобразно около «ведущей» форсунки. По каналам с круглым сечением воздушное пространство обтекает горелки, предотвращая их закоксование.

Вращающаяся плата придаёт струе горючего конусообразную форму, что снабжает его действенное сгорание.

зажигания и Системы запуска

Любой из турбореактивных двигателей имеет собственный гидравлический стартовый двигатель для запуска. В ходе запуска турбореактивного двигателя данный гидравлический двигатель проворачивает силовую установку. На самолёте установлены две всецело отдельные друг от друга подобные гидравлические совокупности.

Совокупность II снабжает запуск гидравлическими стартовыми двигателями двигатели № 1 – 4. Совокупность I ,соответственно, снабжает запуск двигателей № 5 и 6. При запуске силовой установки находящегося на земле самолёта привод гидравлических совокупностей осуществляется от внешней гидравлической совокупности.

Турбореактивные двигатели возможно запускать лишь по одному друг за другом.

Нижние двигатели мотогондол запускаются при помощи ведомых насосов («Slave-Pumpen») гидравлических совокупностей I и II. При запуске двигателей давление во внешней гидравлической совокупности должно быть выше, чем давление, при котором отключается гидравлический насос. Это нужно чтобы гидравлические насосы при минимальном количестве рабочих элементов имели минимальный вращающий момент. В этом состоянии прогревается насос ведущих помп («Master-Pumpe») двигателей № 1 либо №6.

Благодаря наличию маленького количества масла в гидравлической совокупности подогрев до требуемой температуры происходит весьма скоро. Наряду с этим в данном состоянии нужно применять «Master-Pumpe» на весьма маленькое время для запуска того либо иного двигателя. Количество масла в «Slave-Pumpe» возрастает до таковой величины, что насос имеет возможность более продолжительное время трудиться с минимальным числом масла.

При независимом включении расположенного на правой стороне приборной панели тумблера «Engine Starting/Restarting» подаётся напряжение к тумблеру «Engine Start» и выбранному двигателю через селектор, расположенный на левой стороне приборной панели, конечно к стартовому двигателю предназначенному для запуска ТРД силовой установки. Гидравлический отключающий клапан раскрывается и запускается стартовый двигатель, что проворачивает ТРД силовой установки на оборотах равных 16% от номинальных.

В один момент пускателя селекторного реле перемещается в положение, в котором он обязан пребывать при запуске силовой установки, и фиксируется в этом положении. Через селектор напряжение подаётся к совокупности запуска ТРД силовой установки. Запуск силовой установки и зажигание в ней горючие происходят в один момент.

Конкретно по окончании включения пускателя соответствующий рычаг запуска ТРД силовой установки перемещается в положение, нужное для работы двигателя на холостых оборотах. Наряду с этим загорается сигнальная лампочка. Турбореактивный двигатель запускается и, трудясь на холостых оборотах, развивает обороты, составляющие 40 ± 3 % от номинального значения.

При достижении ТРД числа оборотов равного 34,5 % от номинального установленный на стартовом двигателе центробежный тумблер прерывает подачу на него напряжения. Тумблер выходит из зацепления, и все реле совокупности запуска двигателя возвращаются в исходное положение. Процесс запуска силовой установки закончен.

Перемещением рычага регулировки оборотов двигателей силовой установки до первого фиксированного положения двигатели набирают положенные для работы на земле холостые обороты равные 46 ± 2 % от номинальных оборотов. В случае если рычаг для регулировки оборотов силовой установки переставляется из одного фиксированного положения в второе, то в этом случае возможно, применяя лишь стартовый рычаг, взять высокие обороты силовой установки.

Обороты силовой установки в диапазоне между холостыми и большими достигаются путём перестановки рычага регулировки тяги силовой установки.

Два подъемных двигателя возможно запустить лишь при открытых створках сопел.

Контрольно-измерительное и вспомогательное оборудование Привод совокупности пожаротушения низкого давления

Рычаги для привода совокупности пожаротушения низкого давления соответствуют порядковому номеру двигателей силовой установки. В отключённом положении рычаги находятся внизу.

Пусковой рычаг

Пусковые рычаги находятся в той же самой последовательности, что и рычаги совокупности пожаротушения низкого давления. Рычаги для запуска двигателей № 3 и 4 имеют рукоятки в виде блоков. Перед запуском двигателей рычаги для их запуска находятся в заднем положении.

Чертеж 14. Верхняя и нижняя приборные доски

Рычаг отключения двигателей

Рычаг отключения двигателей при помощи пружины неизменно отжат вперёд. В случае если рычаг потянуть назад, то все двигатели силовой установки в один момент отключатся.

Чертежи 15,16. Правая и левая вспомогательные панели

Рычаг регулировки тяги двигателей

По окончании запуска силовой установки тяга всех двигателей определяется положением рычага регулировки тяги. Тягa подъемных двигателей дополнительно регулируется в зависимости от положения гондол крыльевых двигателей силовой установки. Перед запуском двигателей рычаги регулировки величины тяги находятся в заднем положении. Перемещение рычага для торможения силовой установки производится по направлению вращения часовой стрелки.

Рычаг для регулировки тяги силовой установки находится на панели с кнопками выключателя, при помощи которого регулируется положение крыльевых моторных гондол относительно вертикали и горизонтали.

Чертеж 17. Рычаги регулировки тяги силовой установки, стартовый рычаг, отключения двигателей, совокупности пожаротушения

Перед запуском силовой установки тумблер «Selector» должен быть установлен в соответствующее положение для каждого из её двигателей. Запуск силовых установок осуществляется в такой последовательности: 2, 1, 5, 6, 3, 4.

Вращающаяся ручка «Cranking» расположена справа от тумблера «Selector».

Тумблер для запуска силовых их перезапуска и установок на протяжении полёта

Тумблеры «Start» и «Relight» находятся слева от рычага регулировки тяги. В отключённом положении рычаг находится позади.

контрольная лампочка и Переключатель показывающая положение створок подъемных двигателей

Привод створок подъемных двигателей осуществляется путём нажатия кнопки «Lift Engine Flaps». Для открытия створок рычаг нужно передвинуть вперёд. Положение створок вероятно регулировать в трех видимых пилоту позициях. В то время, когда крепление, фиксирующее створки, высвобождено об этом свидетельствует красная лампочка.

При достижении створками конечного (всецело открыты) положения загорается зелёная лампочка.

Указатели положения моторных гондол и их блокировка

Положение моторных гондол продемонстрировано в виде контуров на верхней части приборной панели. Конечные положения обозначены как «LEVEL» и «VTOL». Гондолы в их горизонтальном положении закреплены замками, о чем свидетельствуют оба сигнала «left-pod-lock-right», каковые на верхней части приборной панели обозначены как «CL».

В случае если замки, фиксирующие положение маршевых двигателей, открыты, загорается красная лампочка.

Чертеж 18. Индикация положения створок подъемных двигателей, лампочка для положения моторных гондол

Тахометр

Индикация развиваемых двигателями оборотов осуществляется в процентах от больших значений. Имеются две шкалы: громадная, на которой показываются обороты в десятках процентов от 0% до 100%, и малая слева сверху, показывающая величины от 0% до 9%. Тахометры всех шести двигателей расположены рядом между собой.

Указатель температуры выхлопных газов Т4

Указатели со шкалой от 0 до 1000°C расположены рядом с тахометрами силовой установки.

Сигнальная лампочка давления масла

При понижении давления масла в двигателе ниже нижней границы загорается оранжевая лампочка «Oil Press».

Сигнальная лампочка топливной совокупности низкого давления

При понижении давления горючего на входе в топливную совокупность низкого давления загорается оранжевая лампочка «Fuel Press».

Сигнальные лампочки пожарной сигнализации

Для каждой из силовых установок над тахометрами имеется сигнальная лампа красного цвета «Fire». Температура каждого из установленных в гондолах двигателей фиксируется раздельно от соседнего при помощи лампочек красного цвета «Fire right pod» и «Fire left pod» ( в начале и в конце последовательности сигнальных лампочек). Работоспособность совокупности пожарной сигнализации возможно протестировать при помощи особой кнопки «Fire Test».

Чертеж 19. Тумблер двигателей силовой установки, вращающаяся указатель и ручка температуры

предупреждения количества и Указатель топлива о величине остатка горючего

Количество горючего в расходном баке топливной совокупности указано на приборной доске на индикаторе «Tank 1». Количество горючего по большей части топливном баке указано на индикаторе «Tank 2». На шкалах, показывающих количество горючего, его количество указано в виде величины в 100 меньшей фактического наличия горючего (LBS?100). Размер шкалы для Tank 1 от 0 до 26, для Tank 2 от 0 до 15.

Работоспособность каждой их совокупностей контроля наличия горючего возможно проверить расположенной рядом с индикаторами кнопкой для тестирования. При тестировании индикаторы, показывающие наличие горючего в баках, должны показывать «0». Индикатор расходного топливного бака «Fuel rest» загорается при остатке горючего в баке 605 LBS (350 литров).

Чертеж 20. предупреждения количества и Указатель топлива о величине остатка горючего

Совокупность смазки

Совокупность смазки снабжает подачу масла к подшипникам двигателя, к редуктору установленных на валу двигателя агрегатов, подшипникам редуктора и к элементам, на которых крепятся разное оборудование. В задней части редуктора, служащей в один момент в качестве маслосборника, шестеренчатые масляные насосы установлены в виде единого агрегата.

Масляный бак

Патрубки для наполнения масляного бака расположены справа спереди от каждого двигателя и оборудованы контрольными щупами. Проверка уровня масла двигателей обязана проводиться при их вертикальном размещении. Общее число масла в маслосборнике и в маслопроводах каждого из двигателей образовывает 2,2 литра.

Масляные насосы

Всасывающий трубопровод каждого масляного насоса расположен так, что при предписанном уровне масла в маслосборнике при разных положениях силовых установок осуществляется его подача и надёжный забор к точкам подлежащим смазке.

Предохранительный клапан, установленный перед подлежащими элементами конструкции двигателя, машинально перекрывает подачу масла при повышении давления выше 45 PSIG (3,2 атм). Насос, подающий масло в совокупность смазки, и насос, откачивающий масло из совокупности смазки, имеют неспециализированный привод и приводятся неспециализированным валом.

Масляный радиатор

Масло под давлением, не превышающим большое в 45 PSIG (3,2 атм.), подается насосом, что установлен перед подлежащими смазке элементами конструкции, проходит сперва через масляный фильтр и масляный радиатор. Часть тепла, выделяемого совокупностью смазки двигателя, через масляный радиатор передаётся горючему, находящемуся в топливной совокупности большого давления. Перед подлежащими смазки элементами конструкции двигателя установлен еще один масляный фильтр.

Давление масла в совокупности смазки

Если по каким-либо обстоятельствам давление масла в совокупности смазки снизится до величины ниже чем 22,5 PSIG (1,6 атм.) на приборной панели загорается соответствующая сигнальная лампочка.

Топливная совокупность

Топливная совокупность складывается из:

• двух мягких топливных баков;
• пяти топливных насосов с гидравлическим приводом;
• одного теплообменника;
• двух устройств для замера количества горючего в топливных баках и устройства сигнализирующего об израсходовании горючего до резервного остатка;
• шести сигнальных устройств, дающих предупреждение о понижении давления горючего в топливной совокупности ниже нижнего допустимого предела;
• шести предохранительных пожарных клапанов и нужных топливопроводов и перепускных клапанов.

Топливные баки

В фюзеляже самолёта расположены два топливных бака. Передний бак (Tank 1) есть расходным, в то время как задний (Tank 2) рекомендован для перекачки горючего. Ёмкость переднего топливного бака образовывает 1438 литров (2490 LBS – горючее JP 1). Ёмкость заднего топливного бака образовывает 827 литров (1430 LBS).

Количество горючего, заливаемого в баки через расположенные вверху горловины, зависит от программы полёта.

Любой топливный бак имеет личный датчик определения количества горючего. Передний топливный бак имеет встроенное устройство, сигнализирующее об израсходовании горючего до резервного остатка, равного 350 литров (605 LBS).

В самых низких точках топливных баков расположены клапана для сброса горючего. Горючее из каждого из топливных баков возможно скинуть раздельно от другого бака.

Вентиляция

Принудительная и вытяжная вентиляция топливных баков осуществляется при помощи перемещающихся в трех измерениях трубопроводов. Выходные патрубки трубопроводов вентиляции расположены приблизительно в середине фюзеляжа в передней части ниши правой главной стойки шасси. Принудительная и вытяжная вентиляция топливных баков выполнены так, что при исполнении самолётом разных маневров предотвращено вытекание горючего через элементы вентиляционной совокупности топливных баков.

Предусмотрено понижение давления в топливных баках при довольно малых и низких скоростях высотах полёта для предотвращения понижения давления испаряющихся топливных паров.

Совокупность подачи горючего из заднего топливного бака

Подача горючего из заднего топливного бака в передний расходный бак осуществляется при помощи насоса с гидравлическим приводом. В конце трансферного топливопровода расположен плавающий предохранительный клапан, что поддерживает на по

Экспериментальный истребитель с ввп versuchs-jager vj 101. германия. часть 2

Торнадо ВВС Германии на учениях в США

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: