ИСПЫТАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ВЕРТОЛЕТА МИ-8 НА ГЕРМЕТИЧНОСТЬ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПУЗЫРЬКОВОЙ КАМЕРЫ Жежера Н.И.

Оренбургский государственный университет


Номер: 7-1
Год: 2014
Страницы: 45-51
Журнал: Актуальные проблемы гуманитарных и естественных наук

Ключевые слова

Вертолет, топливная система, давление, сжатый воздух, испытания, герметичность, точность, манометр, пузырьковая камера, пузырьки сжатого воздуха, the helicopter, fuel system, pressure, compressed air, the test, tightness, the accuracy of the, pressure gauge, bubble chamber, compressed air bubbles

Просмотр статьи

⛔️ (обновите страницу, если статья не отобразилась)

Аннотация к статье

Разработана методика испытаний топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность с использованием пузырьковой камеры. Существующая стандартная методика испытаний топливной системы вертолета на герметичность сжатым воздухом содержит подготовительные и заключительные операции, непосредственные испытания системы на герметичность и формирование заключения о герметичности топливной системы. Топливная система вертолета считается герметичной, если давление воздуха по манометру, равное 0,2 кгс/см , остается в системе постоянным в течение 30 минут. В работе установлено, что при использовании пузырьковой камеры при испытаниях топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность точность испытаний составляет 1,2 пузырьков в секунду (81,7 мм /с) или почти в 20 раз выше, чем точность испытаний топливной системы на герметичность с использованием образцового манометра.

Текст научной статьи

Топливная система вертолета МИ-8 предназначена для хранения заданного количества топлива и бесперебойной подачи топлива к насосам - регуляторам топлива в процессе работы вертолета. Упрощенно топливная система вертолета МИ-8 приведена на рисунке 1 и содержит [1]: 1 - насосы НР-40НТ двигателей; 2 - гибкие трубопроводы; 3 - блоки фильтров, в которые входят: 4 - фильтр тонкой очистки топлива, 5 - перепускной клапан блока фильтров, 6 - фильтр грубой очистки топлива, 7 - сливные краны блоков фильтров; 8 - дренажный бачок; 9 - расходный топливный бак; 10 - поплавок; 11, 16, 18, 21 - обратные клапаны; 12, 23, 31 - заливные горловины топливных баков; 13 - дренажная трубка для выхода воздуха; 14 - дренажная трубка для выхода капель топлива; 15 - поплавковый клапан; 17 - подкачивающие насосы ЭЦН-40; 19 - клапаны консервации; 20 - пожарные краны; 22, 28, 34 - сливные краны; 24, 30 - подвесные топливные баки; 25, 32 - перекачивающие насосы ЭЦН-75Б; 27, 29 - перекрывные краны. Основным баком, из которого топливо поступает на насосы-регуляторы 1 типа 40 НТ, является расходный бак топлива 9. В баке 9 расположен поплавок 10 с поплавковым клапаном 15. Эти два устройства обеспечивают набор в расходный топливный бак топлива до заданного уровня. При отказе поплавкового клапана 15 топливо в расходный бак 9 может подаваться через перекрывной кран 768600МА (на рисунке 1 не показан). Топливо из расходного бака 9 на насосы - расходомеры 1 типа НР-40НТ двигателей подаются двумя подкачивающими насосами 17 типа ЭЦН-40, которые закольцованы между собою. Если работает правый насос 17 (рисунок 1), тогда топливо подается из расходного бака 9 через обратный клапан 18, пожарные краны 20, клапаны консервации 19, блоки фильтров 3 на два насосы - регуляторы 1 двигателей. Если работает левый насос (рисунок 1) 17, тогда топливо подается из расходного бака 9 через обратный клапан 16, пожарные краны 20, клапаны консервации 19, блоки фильтров 3 на два насосы - регуляторы 1 двигателей. Если выходят со строя одновременно оба подкачивающие насосы 17, тогда топливо к насосам - регуляторам 1 поступает из расходного бака 9 через обратный клапан 21, пожарные краны 20, клапаны консервации 19, блоки фильтров 3 за счет разрежения, возникающего на входах топлива в насосы - регуляторы 1. Рис. I. Принципиальная схема испытаний топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность с использованием пузырьковой камеры В блоках фильтров 3 установлены фильтры 6 грубой очистки топлива, фильтры 4 тонкой очистки топлива и перепускные клапаны 5. При нормальной работе топливной системы вертолета топливо к насосам - регуляторам 1 проходит последовательно через фильтры грубой, а потом фильтры тонкой очистки и очищается от механических примесей. При засорении фильтров 4 тонкой очистки топлива существенно увеличивается разность давлений на фильтрах, поэтому срабатывают перепускные клапаны 5 блоков фильтров и топливо проходит из фильтров грубой очистки непосредственно на насосы - регуляторы 1 двигателей. При понижении уровня топлива в расходном баке 9 включается один из двух перекачивающих центробежных насосов 25 или 32 типа ЭЦН-75Б, расположенных в нижних частях подвесных топливных баках 24 и 30. Если включается перекачивающий насос 25, тогда топливо из подвесного топливного бака 24 подается в расходный бак 9 через обратный клапан 11 (правый на рисунке 1) и поплавковый клапан 15. При включении перекачивающего насоса 32 топливо из подвесного топливного бака 30 подается в расходный бак 9 через обратный клапан 11 (левый на рисунке 1) и поплавковый клапан 15. От линии подачи топлива к правому насосу - регулятору 1 отводится топливо на керосиновый обогреватель КО-50 (не показан на рисунке 1). На рисунке 1 не показаны также два дополнительных топливных бака, которые через перекрывной кран могут подключаться к трубопроводу, расположенному между двумя перекрывными кранами 27 (рисунок 1). Дренажные трубопроводы дополнительных баков подключены к общей дренажной системе вертолета. В работе [1] отмечается, что испытания на герметичность топливной системы вертолета МИ-8 проводится сжатым воздухом при давлении 0,2 кгс/см2 в течение 30 минут. Заключение о герметичности топливной системы вертолета проводят по падению давления сжатого воздуха, равного 0,2 кгс/см2. «Топливная система вертолета считается герметичной, если давление воздуха 0,2 кгс/см2 в течение 30 минут остается в системе постоянным» [1]. Из этого положения не видна количественная оценка герметичности топливной системы в конкретный момент, то есть не имеется конкретных цифровых значений по герметичности топливной системы вертолета МИ-8. В работах [2; 3] предложены способы и устройства испытаний изделий на герметичность сжатым воздухом с использованием пузырьковой камеры. В работах [4, 53; 5, 50; 6, 62] рассматриваются методики испытаний изделий на герметичность изделий жидкостью с использованием пузырьковой камеры. В устройство испытаний топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность с использованием пузырьковой камеры (рисунок 1) входят: перекрывные краны 33, 36, 38, 42, 43, гибкий трубопровод 35, подключаемый к топливной системе, барботажная трубка 37 пузырьковой камеры, манометр показывающий 39, усилитель электрических сигналов 40, пузырьковая камера 41, счетчик 44 пузырьков сжатого воздуха, проходящих через жидкость пузырьковой камеры 41, емкостный измерительный преобразователь 45 пузырьков, формируемых на нижнем срезе барботажной трубки 37 в жидкости пузырьковой камеры 41, источник сжатого воздуха 46. Допустим, что испытания топливной системы на герметичность проводится с использованием образцового манометра типа МО1226, который имеет согласно паспортным данным диапазон измерения 0 - 250 кПа (0 - 0, 25 кгс/см2), 400 условных единиц (делений) и класс точности, равный 0,15 % при температуре окружающей среды t =+25 0С 10 %. При испытаниях топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность при давлении воздуха 0,2 кгс/см2, чтобы увидеть изменение показания манометра, давление в топливной системе должно измениться не менее, чем на 0,15 %. Если 0,2 кгс/см2 = 200 000 Па составляют 100 %, тогда 0,15 % составит 300 Па. Из гидромеханики известно выражение , где - давление с сосуде, Па, - объем сосуда, м3. Объем топливной системы вертолета определим по вместимости топливных баков [1]. Расходный бак имеет объем 445 л, левый подвесной бак 745 или 1140 л, правый подвесной бак 680 или 1030 л. Общий минимальный объем топливных баков вертолета составляет 445 + 745 + 680 = 1870 л = 1870 дм3 = 1,870 м3. Принимаем, что объем трубопроводной системы составляет 5 % от общего объема баков, то есть, равен 0,09 м3. Общий объем топливной системы вертолета составляет 1,87 + 0,09 = 1,96 м3. Определяем, что = 200000 Па ٠ 1,96 м3 = 392 000 Па٠м3. При понижении давления в топливной системе на 300 Па выражение = (200 000 - 300) Па ٠ 1,96 м3 = 391412 Па٠м3. Разность расчетных величин = 392 000 Па٠м3 - 391412 Па٠м3 =588 Па٠м3. Это количество энергии, которое уходит из топливной системы в атмосферу при понижении давления в ней на 300 Па. Объем воздуха, ушедшей из топливной системы, составит 588/200000=0,00294 м3 = 2,94 дм3. Это количество воздуха, которое может выйти из топливной системы в течении 30 минут при понижении давления в ней на 0,15 %. Выход сжатого воздуха из топливной системы за одну минуту составляет 2,94/30 = 0,098 дм3/мин = 98,0 см3/мин. В ГОСТ 9544-2005 (Арматура трубопроводная. Классы и нормы герметичности затворов) указывается, что погрешность измерения утечек воздуха из изделия не должна превышать ± 0,01 см3/мин для утечек ≤ 0,1 см3/мин и ± 5 % для утечек > 0,1 см3/мин. Таким образом, погрешность измерения утечек воздуха из топливной системы вертолета не должна превышать ± 5 %. Значение ± 5 % от 98,0 см3/мин составляет 4,9 см3/мин = 4900 мм3/мин= 81,7 мм3/с. В работах [7, 44; 8] теоретически установлены выражения, определяющие потери давления на формирование пузырьков сжатого воздуха на срезе барботажной трубки в жидкости пузырьковой камеры при испытаниях изделий на герметичность. Значение диаметра пузырька Dп, м, сжатого воздуха, отрывающегося от нижнего среза барботажной трубки в жидкости пузырьковой камеры, определяется выражением [9, 42; 10, 56] . где - плотность жидкости, кг/м3; σ - поверхностное натяжение жидкости, Н/м; d - внутренний диаметр барботажной рубки, м; g - ускорение силы тяжести, м/с2. На рисунке 2 приведены экспериментальная (кривая 1) и теоретическая (кривая 2) зависимости диаметров пузырьков сжатого воздуха, формируемых в жидкости пузырьковой камеры, от диаметра барботажной трубки. Рис.2. Экспериментальная (кривая 1) и теоретическая (кривая 2) зависимости диаметров пузырьков сжатого воздуха, формируемых в жидкости пузырьковой камеры, от диаметра барботажной трубки Допустим, что на выходе барботажной трубки в жидкости пузырьковой камеры формируются пузырьки сжатого воздуха диаметром Dп= 5,0 мм. Объем сжатого воздуха в шаре диаметром 5,0 мм составляет 65,42 мм3. Если 81,7 мм3/с разделить на 65,42 мм3, тогда получим 1,2 пузырьков в секунду. Погрешность испытаний топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность с использованием пузырьковой камеры составляет 1,2 пузырьков с секунду при испытательном давлении в топливной системе, равном 0,2 кгс/см2. Объем воздуха, ушедшего из топливной системы, соответствующий одному делению по манометру, составляет 2,94 дм3 за 30 минут или 1633,3 мм3 за одну секунду. При использовании пузырьковой камеры при испытаниях топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность точность почти в 20 (1633,3/ 81,7= 19,99) раз выше, чем точность испытаний топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность с использованием образцового манометра. Количество воздуха, которое может выйти из топливной системы за 30 минут при понижении давления в ней на 0,15 % составляет 2,94 дм3. По этому значению определяем, что 2,94 дм3 = 2940000 мм3/65,42 мм3 = 44940 пузырьков за 30 минут. Таким образом, точность испытаний на герметичность, по верхнему допустимому значению утечек сжатого воздуха из топливной системы, повышается в 44940 раз потому, что одному делению по манометру соответствует 44940 пузырьков сжатого воздуха в жидкости пузырьковой камеры за 30 минут. Эти значения позволяют сократить время испытаний на герметичность до 1 минуты 44940/30=1498 пузырьков, то есть, при испытаниях на герметичность при изменении от 0 до 1498 пузырьков. Полученные значения чисел пузырьков сжатого воздуха (44940 пузырьков за 30 минут или 1498 пузырьков в минуту) являются относительно большими потому, что расчеты проведены для недопустимых значений утечек сжатого воздуха из топливной системы, когда необходимо определять места утечек и устранять их. После устранения утечек через микрощели топливной системы она будет герметичной и количество пузырьков в жидкости пузырьковой камеры будет минимальным. В работе [1] регламентируется, что испытания топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность проводятся по следующей стандартной методике. 1. Отвернуть винты и снять среднюю продольную крышку настила пола центральной части фюзеляжа. 2. Открыть три перекрывных крана топливной системы, расположенные под средней продольной крышкой настила пола. 3. Закрыть сливные краны блоков, топливных фильтров, расходного и подвесных топливных баков. 4. Убедиться в том, что пожарные краны открыты. 5. Отсоединить гибкие трубопроводы 2 (рисунок I) от насосов НР-40 двигателей. Штуцеры насосов заглушить технологическими заглушками. 6. Открыть крышки лючков для подхода к заливным горловинам расходного и подвесных топливных баков. 7. Закрыть открытый конец дренажной трубки для воздуха 13 (рисунок 1) технологической заглушкой. 8. Подсоединить гибкий трубопровод приспособления 63660/1226 к дренажной трубке 14 капель топлива и закрепить хомутом. 9. Открыть кран редуктора приспособления 63660/1226 и проверить, проходит ли воздух через топливную систему. При этом воздух должен выходить через открытые концы гибких трубопроводов 2, отсоединенных от насосов НР-40 двигателей. 10. Закрыть кран редуктора приспособления 63660/1226 . 11. Заглушить открытые концы гибких трубопроводов 2 технологическими заглушками. 12. Плавно открывая кран редуктора приспособления, создать в топливной системе избыточное давление 0,2 кгс/см2. В процессе заполнения топливной системы воздухом необходимо все время следить за показаниями манометра. Повышать давление в системе более 0,2 кгс/см2 запрещается. 13. Выдержать топливную систему под этим давлением в течение 30 минут. При этом проверить герметичность всех соединений топливной системы с помощью мыльной воды. Устранить утечку воздуха через соединения трубопроводов, подтягивая накидные гайки. Если таким путем утечка не устраняется, необходимо разобрать и осмотреть соединение. Топливная система вертолета считается герметичной, если давление воздуха 0,2 кгс/см2 в течение 30 минут остается в системе постоянным. 14. После окончания испытания необходимо: отсоединить гибкий трубопровод приспособления 63660 от дренажной трубки 14; снять заглушки с открытых концов дренажной трубки 13 и гибких трубопроводов 2; подсоединить гибкие трубопроводы к штуцерам насосов НР-40 двигателей, предварительно сняв со штуцеров технологические заглушки; законтрить и опломбировать накидные гайки соединений трубопроводов; закрыть крышки лючков для подхода к заливным горловинам топливных баков; закрыть и законтрить перекрывные краны, расположенные под средней продольной крышкой настила пола; удалить чистой салфеткой остатки мыльной воды в местах соединения трубопроводов; установить на место среднюю продольную крышку настила пола центральной части фюзеляжа. Испытания топливной системы вертолета МИ-8 на герметичность с использованием пузырьковой камеры 41 (рисунок 1) проводится в следующей очередности. Выполняются пункты 1-7 по стандартной методике [1]. 8. Подсоединить гибкий трубопровод 35 устройства испытаний на герметичность топливной системы вертолета к дренажной трубке 14 (рисунок 1) капель топлива и закрепить хомутом. 9. Закрыть перекрывные краны 36, 38, 43, плавно открывать кран 42, подавая сжатый воздух от источника 46 в топливную систему вертолета, и проверить, проходит ли сжатый воздух через топливную систему. При этом воздух должен выходить через открытые концы гибких трубопроводов 2, отсоединенных от насосов НР-40 двигателей. 10. Закрыть перекрывной кран 42. 11. Заглушить открытые концы гибких трубопроводов 2 технологическими заглушками. 12. Открыть перекрывной кран 33 и, плавно открывая кран 42, создать в топливной системе и устройстве испытаний на герметичность избыточное давление, равное 0,2 кгс/см2. В процессе заполнения топливной системы и устройства испытаний на герметичность сжатым воздухом необходимо все время следить за показаниями манометра 39. Повышать давление в системе более 0,2 кгс/см2 не допускается. Открывают перекрывные краны 36 и 38 и закрывают краны 33 и 42. Все элементы топливной системы, эталонная емкость 26, и пузырьковая камера 41 с барботажной трубкой 37 заполнены сжатым воздухом при давлении 0,2 кгс/см2 и отключены от источника сжатого воздуха 46. Включают счетчик пузырьков сжатого воздуха 44 [11, 27]. При негерметичности какого-либо элемента топливной системы или соединения трубопроводов через жидкость пузырьковой камеры 41 начинают проходить пузырьки сжатого воздуха. Сжатый воздух в этом случае будет проходить из эталонной емкости 26 через перекрывной кран 36, барботажную трубку 37, пузырьковую камеру 41, кран 38, гибкий трубопровод 35, дренажную трубку 14 в расходный бак 9, подвесные топливные баки 24 и 30 и все другие элементы топливной системы, включая заглушенные гибкие трубопроводы 2. 13. Выдержать топливную систему под этим давлением в течение 30 минут. При этом проверить герметичность всех соединений топливной системы с помощью мыльной воды. Устранить утечку воздуха через соединения трубопроводов, подтягивая накидные гайки. Если таким путем утечка не устраняется, необходимо разобрать и осмотреть соединение. Топливная система вертолета считается герметичной при давлении сжатого воздуха в ней, равного 0,2 кгс/см2, если количество пузырьков сжатого воздуха, прошедшего через жидкость пузырьковой камеры в течение 30 минут (или одной минуты) не превышает указанного значения в технических условиях на испытания на герметичность топливной системы вертолета МИ-8. 14. После окончания испытания необходимо: закрыть перекрывные краны 36 и 38; открыть перекрывные краны 33 и 43 и выпустить сжатый воздух из топливной системы в атмосферу; отсоединить трубопровод 35 от дренажной трубки 14; снять заглушки с открытых концов дренажной трубки 13 и гибких трубопроводов 2; подсоединить гибкие трубопроводы к штуцерам насосов НР-40 двигателей, предварительно сняв со штуцеров технологические заглушки, и далее по стандартной методике, указанной в работе [1]. Таким образом, установлено, что если взять для испытаний на герметичность топливной системы вертолета МИ-8 образцовый манометр высокого класса точности, равного 0,15 %, тогда, чтобы увидеть понижение показания манометра на одно деление, давление в топливной системе должно измениться не менее, чем на 300 Па. Понижение давления в топливной системе на 300 Па соответствует выходу сжатого воздуха из топливной системы вертолета в атмосферу, равного 2,94 дм3 за 30 минут, при объеме топливной системы, равной 1,96 м3. По топливной системе, из которой при испытаниях на герметичность вышел через микрощели в атмосферу сжатый воздух объемом меньшим 2,94 дм3 за 30 минут (1633 мм3/с), будет сделано заключение, что топливная система герметична. При использовании пузырьковой камеры при испытаниях на герметичность топливной системы вертолета точность испытаний составляет 1,2 пузырьков в секунду (81,7 мм3/с) или почти в 20 раз выше, чем точность испытаний на герметичность топливной системы с использованием образцового манометра.

Научные конференции

 

(c) Архив публикаций научного журнала. Полное или частичное копирование материалов сайта возможно только с письменного разрешения администрации, а также с указанием прямой активной ссылки на источник.