2. PODSTAWOWE WIADOMOŚCI O SPALANIU PALIW LOTNICZYCH

Właściwości paliw lotniczych

Jako paliwa do zasilania tłokowych silników lotniczych są stosowane benzyny lotnicze a do zasilania silników turbinowych - nafty lotnicze.

Benzyny lotnicze powinny cechować:

• duża odporność przeciwstukowa (na spalanie detonacyjne) - doładowanie silników i długie okresy ich pracy z obciążeniami bliskimi znamionowym.

• niska temperatura krzepnięcia (223÷213 K) - obniżanie się temperatury otoczenia wraz ze wzrostem wysokości lotu;

• duża lotność - intensywne parowanie paliwa w niskich temperaturach ułatwia rozruch silnika, zwiększa jednorodność mieszanki, zmniejsza zużycie paliwa, zwiększa zagrożenie pożarowe;

• mała prężność par - mniejsza skłonność do tworzenia w układzie paliwowym korków parowych utrudniających przepływ paliwa, zabezpiecza przed wrzeniem paliwa zgromadzonego w otwartych zbiornikach podczas szybkiego zwiększania wysokości (spadku ciśnienia otoczenia). Przy temperaturze 310 K prężność par benzyn lotniczych zawiera się w granicach 38÷50 kPa;

• możliwie mała aktywność chemiczna - brak korozyjnego oddziaływania materiały konstrukcyjne, z których wykonane są elementy silnika;

• możliwie duże wartości opałowe i gęstości - optymalne wykorzystanie objętości zbiorników paliwowych (Wu = 42900÷46500 kJ/kg, ρ  0,72÷0,76 kg/dm³).

Liczba oktanowa

Odporność przeciwstukową benzyny charakteryzuje jej liczba oktanowa (LO).

Paliwo składa się zasadniczo z alifatycznych węglowodorów o liczbie atomów węgla od 7 do 10-12. Analizując spalanie poszczególnych węglowodorów z tego zakresu odkryto, że najlepiej spala się tzw. izooktan a najgorzej n-heptan. Mieszając tylko te dwa węglowodory można "symulować" zachowanie prawie wszystkich rodzajów benzyn.

Liczbę oktanową (LO) benzyn ustala się poprzez porównanie parametrów pracy specjalnego, testowego silnika zasilanego analizowaną benzyną i paliwem uzyskanym przez zmieszanie izooktanu i heptanu. Gdy analizowana benzyna działa tak jak czysty izooktan, przyjmuje się, że ma ona liczbę oktanową równą 100, gdy działa tak jak n-heptan, przyjmuje się, że ma ona tę liczbę równą 0. W pośrednich zakresach analizowana benzyna ma taką liczbę oktanową jak procentowa ilość izooktanu w mieszance, składającej się tylko z izooktanu i n-heptanu, o takich samych własnościach.

Odpowiednio dużą liczbę oktanową benzyny zapewniają różne dodatki przeciwstukowe, np.:
alkohol etylowy, eter metylo-tetr-butylowy (MTBE), toluen, czteroetylku ołowiu (CEO) - dodawany w postaci płynu etylowego (ok. 60% CEO), czterometylek ołowiu (CMO). Dodawane do paliw związki bromu i chloru (składniki płynu etylowego) zapobiegają zanieczyszczaniu związkami ołowiu świec zapłonowych, zaworów i ścianek komór spalania. Dodatek płynu etylowego w ilości ok. 4÷5 cm³ płynu na 1 dm³ paliwa zwiększa LO benzyny o ok. 20 jednostek. Stosowanie większych stężeń płynu jest niecelowe, gdyż nie wpływa znacząco na dalsze zwiększenie LO. Czteroetylek ołowiu jest trujący, ma toksyczny wpływ na ośrodkowy układ nerwowy (jest neurotoksyną), łatwo wchłania się przez skórę, drogi oddechowe i przez przewód pokarmowy. Zdarzały się zatrucia śmiertelne u ludzi przy czyszczeniu zbiorników na etylinę, czy po oblaniu czteroetylkiem ołowiu.

Jego używanie zabronione w benzynach samochodowych (w Polsce od 2005 r.)

W Polsce jak również na świecie związki ołowiu nadal stosowane są w paliwach lotniczych (Avgas). Typowa benzyna lotnicza (100LL) nie może zawierać więcej niż 0,56 grama czteroetylku ołowiu na litr.

Współcześnie stosowane benzyny lotnicze cechuje LO = 90 i więcej.

Wartość opałowa paliwa W_u

Jest to ilość ciepła wyzwolona w wyniku całkowitego i zupełnego spalenia 1 kg paliwa w powietrzu o temperaturze 293 K i ciśnieniu 101,3 kPa, po ochłodzeniu produktów spalania do temperatury początkowej bez uwzględnienia kondensacji pary wodnej zawartej w spalinach.

Nafty lotnicze powinny spełniać podobne wymagania jak benzyny. Posiadają one następujące własności fizyko - chemiczne:

Gęstość ρ_ = 0,77÷0,85 kg/dm³ - paliwa o mniejszej gęstości charakteryzują się większą lotnością. Cecha ta jest korzystna ze względu na szybsze odparowanie kropelek paliwa w komorze spalania.

Wartość opałowa - W_u = 42400÷45700 kJ/kg. Mały rozrzut między W_u różnych gatunków naft lotniczych wynika z ich podobnego składu chemicznego (udziały masowe węgla i wodoru wynoszą odpowiednio: C = 0,84÷0,86; H = 0,16÷0,14; inne pierwiastki występują w śladowych ilościach).

Temperatura krystalizacji (początku krzepnięcia) - umożliwia ocenę zachowania się paliwa w niskich temperaturach. (T_krzepnięcia = 213÷219 K).

Spalanie w komorach zamkniętych i przepływowych

W zależności od typu napędu lotniczego, spalanie paliwa może zachodzić w komorach zamkniętych - silniki tłokowe, lub w komorach otwartych - silniki przepływowe. Spalanie w komorach zamkniętych ma charakter cykliczny a w komorach otwartych - ciągły. Spalanie cykliczne wymaga precyzyjnego określenia momentu zapłonu sprężonej mieszanki paliwowo-powietrznej. Moment ten, wyrażany najczęściej kątowym położeniem wału korbowego, zależy od wielu czynników i ulega ciągłym zmianom w czasie pracy silnika. Konieczne jest wyposażanie silników w odpowiednie układy zapłonowe z możliwością regulacji momentu zapłonu.

W silnikach przepływowych proces spalania ma charakter ciągły. Organizuje się go w komorach spalania, do których w sposób ciągły doprowadzane jest powietrze i paliwo. Po wytworzeniu mieszanki paliwowo - powietrznej zachodzi, również w sposób ciągły, jej spalanie. W przeciwieństwie do komór zamkniętych, można przyjąć, że ciśnienie strumienia przepływającego przez komorę nie ulega zmianom (występuje niewielki spadek ciśnienia statycznego). Zapłon mieszanki konieczny jest tylko podczas uruchamiania silnika. Ważnym zagadnieniem staje się zabezpieczenie przed zerwaniem ciągłości spalania (ustatecznienie spalania) oraz chłodzenie ścianek komory spalania.

Spalanie jest reakcją chemiczną polegającą na intensywnym łączeniu się palnych składników paliwa z tlenem (atmosferycznym lub pochodzącym z rozkładu utleniacza), której towarzyszy wydzielanie dużych ilości ciepła (oraz światła).

W napędach lotniczych najczęściej stosowanym paliwem jest benzyna lub nafta lotnicza. W ich skład wchodzą przede wszystkim węgiel i wodór. Spalanie tych pierwiastków zachodzi wg następujących równań chemicznych:

C+O₂→CO₂

2H₂+O₂→2H₂O

Pierwiastki chemiczne łączą się ze sobą w stosunku ich mas atomowych (cząsteczkowych).

Zatem:

12 kg C + 32 kg O → 44 kg CO₂

4 kg H + 32 kg O → 36 kg H₂O

Z powyższych równań wynikają tzw. równania stechiometryczne - określające ilość tlenu potrzebną do spalenia 1 kg danego pierwiastka:

1 kg C + 8/3 kg O → 11/3 kg CO₂

1 kg H + 8 kg O → 9 kg H₂O

Teoretyczne zapotrzebowanie powietrza

Jeden kilogram paliwa węglowodorowego składa się w jakiejś części z węgla i w jakiejś części z wodoru (domieszki innych pierwiastków i zanieczyszczeń można pominąć).

Jeżeli oznaczymy:

C ­- udział masowy węgla w paliwie

H - udział masowy wodoru w paliwie

to ilość kg tlenu potrzebnego do spalenia 1 kg paliwa o składzie masowym C węgla i H wodoru można obliczyć wg zależności:

gdzie:

O_t - teoretyczna ilość tlenu.

W silnikach lotniczych mamy do czynienia ze spalaniem, w którym potrzebny do spalenia tlen pobierany jest z powietrza atmosferycznego. Udział masowy tlenu w powietrzu wynosi 0,232:

gdzie:

L_t - teoretyczna ilość powietrza

Teoretyczną ilość powietrza potrzebną do spalenia 1 kg paliwa o składzie masowym C węgla i H wodoru można zatem obliczyć wg zależności:

Paliwa lotnicze charakteryzuje stosunkowo mały rozrzut udziałów masowych węgla (C = 0,84÷0,86) i wodoru (H = 0,16÷0,14). Udziały masowe siarki i tlenu są pomijalnie małe (poniżej 0,01). Uwzględniając powyższe wartości można przyjąć, że dla paliw lotniczych:

Współczynnik nadmiaru powietrza

W związku z koniecznością chłodzenia spalin, chłodzenia elementów konstrukcyjnych komory spalania i turbiny oraz stosowanego często odbierania z komory spalania powietrza na inne potrzeby (np. zasilanie kabiny załogi, nadmuch na klapy skrzydłowe), do komór spalania silników turbinowych dostarcza się kilkakrotnie więcej powietrza niż wynikałoby to z teoretycznego zapotrzebowania.

Współczynnik nadmiaru powietrza α jest to stosunek rzeczywistej ilości powietrza dostarczanego do komory spalania do ilości teoretycznej:

gdzie:

l - rzeczywista ilość powietrza przypadająca na 1 kg doprowadzanego paliwa

Z oczywistych względów:

gdzie:

τ - względne zużycie paliwa

Dla silników turbinowych względne zużycie paliwa mieści się zwykle w granicach 0,017÷0,023.

co odpowiada rzeczywistej ilości powietrza doprowadzanego do komory spalania w przedziale
43,5÷ 58,8 kg pow/kg pal. Łatwo zauważyć wykazać, że współczynniki nadmiaru powietrza będą wówczas osiągać wartości z przedziału 3÷4(5).

1

1

---