Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством Российский патент 2023 года по МПК F23R3/28 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в камерах сгорания авиационных ГТД и наземных установок.

Одной из важнейших задач при разработке камеры сгорания является снижение уровня эмиссии вредных веществ, загрязняющих атмосферу. Основное внимание уделяется снижению в продуктах сгорания оксидов азота (NO_x), монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и снижению дымления (сажеобразования). Эмиссия этих веществ характерна для диффузионных камер сгорания любой тепловой машины, работающей на природном углеводородном топливе. При создании низкоэмиссионной камеры сгорания основной проблемой является достижение эффективного предварительного смешения топлива с воздухом и организация подачи в камеру обедненных гомогенизированных топливовоздушных смесей с достижением устойчивого горения при минимальном, но достаточном для эффективного сгорания, времени пребывания в зонах с высокими температурами продуктов сгорания.

Известна система многорежимной подачи топливоздушной смеси в камеру сгорания ГТД (RU 2303199, 2003). Система содержит топливоподающие средства, расположенные между первыми и вторыми средствами подачи воздуха во внутренней кольцевой полости устройства Вентури, которая образована ближней осевой и дальней радиальной по направлению потока стенками. Топливоподающие средства содержат первый контур, снабженный, по меньшей мере, одним отверстием впрыска топлива, и несколько вторых топливоподающих контуров. Вторые топливоподающие контуры независимы от первых контуров и оснащены каждый, по меньшей мере, одним отверстием впрыска топлива для обеспечения возможности реализации нескольких независимых режимов подачи топливовоздушной смеси в соответствии с определенными режимами работы двигателя. Однако впрыск жидкого топлива в канал с закрученным воздушным потоком, способным оторваться от внутренней стенки, приводит к стабилизации пламени в зоне отрыва и может привести к прогару стенки. Кроме того, появление пламени внутри канала горелки препятствует процессу смешения топлива с воздухом и приводит к повышенному выбросу окислов азота.

Известно устройство для подготовки и подачи топливовоздушной смеси в камеру сгорания (RU 2386082, 2008). Устройство содержит систему подачи жидкого топлива, состоящую из вспомогательного и основного контуров, и сопряженных с нею воздушных каналов. Вспомогательный контур включает аксиальную форсунку с магистралью подвода топлива и воздушный внутренний канал. Над воздушным внутренним каналом расположен воздушный средний канал, состоящий из сужающегося и расширяющегося участка. На входе перед сужающимся участком расположен лопаточный завихритель, а на выходе - кольцевой стабилизатор пламени V-образной формы. Основной контур включает расположенный коаксиально над воздушным средним каналом воздушный наружный радиально-осевой канал L-образной формы, ограниченный передней и задней торцевыми стенками в виде дисков и изнутри наружной стенкой воздушного среднего канала, которая скреплена с передним диском. На входе в наружный канал между дисками установлен завихритель воздуха с лопатками и каналами между ними. Внутри воздушного наружного канала закреплен конический экран с острой кромкой на выходе. Однако конический экран препятствует эффективному смешению топливовоздушной смеси в данном устройстве. Так же поток воздуха, формируемый средним каналом на конфузорном его участке, обжимает выходящую из него топливовоздушную смесь, предотвращая ее распад с образованием осевой зоны обратных токов, которая необходима для стабилизации пламени. На расширяющемся участке сопла топливовоздушная смесь распадается с образованием неустойчивой, плохо снабжаемой топливом кольцевой тороидальной зоны обратных токов, геометрические и режимные параметры которой зависят от параметров закрутки потоков и соотношения расходов воздуха, вытекающего из внутреннего и среднего каналов. Немного исправляет положение V-образный стабилизатор пламени, расположенный в конце сопла, поскольку фиксированная за ним область обратных токов объединяется с кольцевой зоной обратных токов, делая ее более стабильной. Однако сделать стабилизатор пламени и зону стабилизации за ним нужного, относительно большого размера в данной конструкции устройства из-за ограниченного поперечного размера камеры сгорания затруднительно.

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа, является кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая жаровую трубу, фронтовое устройство, установленное на входе в жаровую трубу, выполненное в виде полого ресивера, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы камеры сгорания, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями (RU 2343356, 2007). В известном техническом решении фронтовое устройство содержит полый кольцевой стабилизатор пламени Δ-образного сечения, обращенный передней кромкой со сквозными отверстиями в сторону диффузора, и размещенные с зазором на его боковых стенках радиальные стабилизаторы пламени, ограниченные по свободным концам обечайками жаровой трубы. Недостатком известного технического решения является невозможность создания гомогенизированной бедной топливовоздушной смеси из-за самовоспламенения топлива в рассматриваемой конструкции топливовоздушного модуля фронтового устройства до окончания периода смешения с большими уровнями неравномерности полей концентраций топлива, а, следовательно, с большими уровнями эмиссии оксида азота (NO_x). Кроме того, радиальная неравномерность полей концентраций топлива приведет к необходимости увеличения длины перемешивания и выгорания, что способствует дополнительному росту эмиссионных характеристик и увеличению длины жаровой трубы. Помимо этого, высокая концентрация топлива вблизи зоны обратного тока полого кольцевого стабилизатора пламени приводит к росту сажеобразования в этой зоне.

Техническая проблема, решаемая заявленным изобретением, заключается в повышении экологических характеристик камеры сгорания.

Технический результат, обеспечивающийся предлагаемым изобретением, заключается в снижении эмиссии оксида азота (NO_x), а также в устранении эмиссии монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, установленное на входе в жаровую трубу, выполненное в виде полого ресивера, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы камеры сгорания, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями, полый ресивер выполнен в виде двух боковых стенок, соединенных с одной стороны скругленной стенкой, а с другой стороны плоской стенкой, обращенной к жаровой трубе, полость полого ресивера разделена на две части, одна из которых является коллектором основной системы топливоподачи, а другая коллектором дополнительной системы топливоподачи, пилоны выполнены в виде двух боковых стенок, соединенных стыковочными поверхностями, скругленной поверхностью и задним плоским торцом, обращенным к жаровой трубе, пилоны установлены на боковых стенках полого ресивера радиально относительно жаровой трубы камеры сгорания, причем внутренняя полость пилона сообщена с полостью полого ресивера, полость каждого пилона и полость полого ресивера снабжены дефлекторами с равномерно распределенными на них отверстиями, подводящие топливопроводы основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством в сечении, проходящем через ось полого ресивера, и соединены патрубками со скругленной стенкой полого ресивера, при этом патрубки основной и дополнительной систем топливоподачи соединены с соответствующими коллекторами, распылительные отверстия основной системы топливоподачи расположены на задних торцах пилонов, а распылительные отверстия дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке полого ресивера.

Ширина стыковочной поверхности пилона у заднего торца может составлять от 0,4 до 0,5 ширины плоской стенки полого ресивера, обращенной к жаровой трубе камеры сгорания.

Расстояние между боковыми стенками пилонов у их задних торцов может составлять от 0,1 до 0,2 ширины задних торцов стыковочной поверхности пилонов.

Ширина плоской стенки полого ресивера, обращенного к жаровой трубе камеры, может рассчитываться по формуле:

где:

W_в - скорость воздуха, м/с;

a - коэффициент температуропроводности, м²/c;

- относительное давление воздуха, отнесенное к 100 кПа;

- относительная температура воздуха, отнесенная к 300 К;

- относительная температура топлива, отнесенная к 300 К;

U_n - нормальная скорость распространения пламени, м/с;

α; β; γ - соответственно степени влияния давления, температуры воздуха и температуры топлива на стабилизацию пламени.

Расстояние между осями распылительных отверстий дополнительной системы топливоподачи может составлять от 5 до 7 величин их диаметра, а расстояние между осями распылительных отверстий основной системы топливоподачи может составлять от 1,5 до 2,5 ширины задних торцов пилонов.

Существенность отличительных признаков заявляемого технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, достаточна для решения указанной технической проблемы и достижения заявленного технического результата.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством и ее работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-8, где:

на фиг. 1 изображен продольный разрез камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством и жаровой трубой;

на фиг. 2 - общий вид фронтового устройства;

на фиг. 3 - вид сверху на фронтовое устройство;

на фиг. 4 - разрез А-А фронтового устройства на фиг. 3;

на фиг. 5 - разрез Б-Б фронтового устройства на фиг. 3;

на фиг. 6 - вид на фронтовое устройство со стороны жаровой трубы,

на фиг. 7 - полый ресивер;

на фиг. 8 - пилон;

Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством, содержит жаровую трубу 1, фронтовое устройство 2, установленное на входе в жаровую трубу 1 (фиг. 1). Фронтовое устройство 2 выполнено в виде полого ресивера 3, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы 1 камеры сгорания (фиг. 2). На боковых стенках 4 полого ресивера 3 расположены пилоны 5 клиновидной формы. Фронтовое устройство 2 содержит основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы 6, 7, патрубки 8, 9 (фиг. 3), соединенные с соответствующими коллекторами 10, 11, и распылительные отверстия 12, 13 (фиг. 4, 5). Подводящие топливопроводы 6, 7 основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством 2 в сечении, проходящем через ось полого ресивера 3, и соединены патрубками 8, 9 со скругленной стенкой 14 полого ресивера 3. Распылительные отверстия 12 основной системы топливоподачи расположены на задних торцах 15 пилонов 5, а распылительные отверстия 13 дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке 16 полого ресивера 3 (фиг. 6). Расстояние Н между осями распылительных отверстий 12 диаметром d основной системы топливоподачи составляет от 1,5 до 2,5 ширины С задних торцов 15 пилонов 5. Распылительные отверстия 13 дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке 16 полого ресивера 3. Расстояние S между осями распылительных отверстий 13 дополнительной системы топливоподачи составляет от 5 до 7 величин их диаметра D.

Полый ресивер 3 выполнен в виде двух боковых стенок 4, соединенных с одной стороны скругленной стенкой 14, а с другой стороны плоской стенкой 16, обращенной к жаровой трубе 1 (фиг. 7). Ширина В плоской стенки 16 полого ресивера 3, обращенного к жаровой трубе 1 камеры сгорания, рассчитывается по формуле (1). Полость полого ресивера 3 разделена на две части, одна из которых является коллектором 10 основной системы топливоподачи, а другая коллектором 11 дополнительной системы топливоподачи.

Пилоны 5 выполнены в виде двух боковых стенок 17, соединенных стыковочными поверхностями 18, скругленной поверхностью 19 и задним плоским торцом 15, обращенным к жаровой трубе 1 (фиг. 8). Ширина С стыковочной поверхности 18 пилона 5 у заднего торца 15 составляет от 0,4 до 0,5 ширины В плоской стенки 16 полого ресивера 3, обращенной к жаровой трубе 1 камеры сгорания. Пилоны 5 установлены на боковых стенках 4 полого ресивера 3 радиально относительно жаровой трубы 1 камеры сгорания. Расстояние 5 между боковыми стенками 17 пилонов 5 у их задних торцов 15 составляет от 0,1 до 0,2 ширины С стыковочной поверхности 18 у задних торцов 15 пилонов 5. Внутренняя полость пилонов 5 сообщена с полостью полого ресивера 3. Полость каждого пилона 5 и полость полого ресивера 3 снабжены дефлекторами 20, 21 с равномерно распределенными на них отверстиями 22, 23.

На входе в камеру сгорания ГТД установлен диффузор компрессора 24.

Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством работает следующим образом. В режиме запуска на вход камеры сгорания подается поток воздуха с низкими параметрами по скорости, температуре и давлению, который через диффузор компрессора 24 поступает в полость перед фронтовым устройством 2, а оттуда в каналы вокруг жаровой трубы 1 и во фронтовое устройство 2. На этом режиме в топливопривод 7 дополнительной системы топливоподачи подается пилотное топливо, например водород, которое через патрубок 9 дополнительной системы топливоподачи попадает в коллектор 11 дополнительной системы топливоподачи, затем проходит через отверстия 22 дефлектора 20, а оттуда через распылительные отверстия 13 дополнительной системы топливоподачи подается в зону обратных токов полого ресивера 3, сформированную потоком воздуха при обтекании его плоской стенки 16. Взаимодействие и смешение струй топлива с воздухом в зону обратных токов полого ресивера 3 создает в этой зоне благоприятные для воспламенения и горения концентрации топливовоздушной смеси. При воспламенении и стабилизации горения топливовоздушной смеси в зоне обратных токов с помощью воспламенителя (не показан на фигурах) формируется начальный теплоподвод в камеру сгорания, обеспечивающий дальнейшую раскрутку турбиной ротора ГТД до режима малого газа. На этих дроссельных режимах работы процесс горения в камере сгорания протекает по диффузионному механизму, при котором процесс горения происходит при высоких стехиометрических температурах, способствующих образованию оксида азота (NO_x), но минимизация эмиссии оксидов азота в камере сгорания обеспечивается на этих режимах за счет применения водорода, обладающего высокими кинетическими характеристиками, способствующими выбору минимальных размеров и времени пребывания в зоне обратных токов за полым ресивером 3. По оценкам, время пребывания в зоне обратных токов за полым ресивером 3 фронтового устройства 2 примерно в 10 раз меньше времени пребывания в зоне обратных токов камеры сгорания известных ГТД на керосине, где зона обратных токов формируется с помощью закрутки потока воздуха. Исходя из этого, примерно в 10 раз меньше может быть и эмиссия оксида азота (NO_x) в камере сгорания с предложенным фронтовым устройством на режимах малого газа.

При переходе на основные режимы работы ГТД (режим взлета и крейсерского полета), требующие увеличения расхода топлива, приводящего к раскрутке ротора ГТД и росту всех основных параметров на входе в камеру сгорания (температура воздуха превышает 900К, степень повышения давления более 45 бар), к «пилотному» топливу добавляется подача основного топлива, например, водорода, в топливопровод 6 основной системы топливоподачи. Основное топливо из топливопровода 6 основной системы топливоподачи через патрубок 8 основной системы топливоподачи попадает в коллектор 10 основной системы топливоподачи, далее через сообщенную внутреннюю полость пилона 5 с полостью полого ресивера 3, поступает в пилоны 5 и далее для равномерного распределения топлива проходит через отверстия 23, расположенные в дефлекторе 21, из которых топливо попадает на вход в распылительные отверстия 12 основной системы топливоподачи и истекает в зоны обратных токов, формируемые за пилонами 5 фронтового устройства 2. Коллекторы 10, 11 и дефлекторы 20, 21 обеспечивают выравнивание величин расхода топлива перед распылительными отверстиями 12, 13, что способствует обеспечению равномерности концентрации топлива на выходе из фронтового устройства 2. Подача топлива через распылительные отверстия 12 основной системы топливоподачи в зоны обратных токов за пилонами 5 приводит к интенсивному перемешиванию топлива с воздухом и формированию гомогенизированной богатой топливовоздушной смеси в этих зонах. Выбор минимальных, но достаточных для изготовления поперечных размеров пилонов 5, несмотря на высокие температуры и давления газа в камере сгорания на этих режимах, обеспечивает формирование малых по размерам и времени пребывания газа зон обратных токов, при которых успевают протекать процессы перемешивания топлива с воздухом и происходить предпламенные эндотермические (без выделения тепла) процессы, но не успевают реализовываться экзотермические (с выделением тепла) процессы. Близость расположения пилонов 5 друг относительно друга приводит к быстрому на короткой длине перемешиванию богатой топливовоздушной смеси из зон обратных токов пилонов 5 с воздухом, протекающим в зазорах между пилонами 5, и окончательно формирует бедную гомогенную топливовоздушную смесь на близком расстоянии по потоку от фронтового устройства 2. Ко времени формирования гомогенизированной бедной топливовоздушной смеси заканчивается время протекания предпламенных и начинают реализовываться пламенные экзотермические процессы горения. Поскольку экзотермические процессы реализуются в бедной топливовоздушной смеси, температура реакций при этом значительно ниже максимальной - стехиометрической, что обеспечивает значительное снижение эмиссионных характеристик. Снижению эмиссии оксида азота (NO_x) способствует также минимизация времени пребывания продуктов сгорания в потоке воздуха в камере сгорания.

В предлагаемой конструкции камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством режимы запуска и малого газа ГТД обеспечиваются при подаче части топлива в топливопровод 7 дополнительной системы топливоподачи и в полый ресивер 3 фронтового устройства 2. Основные режимы работы ГТД (взлет, крейсерский полет и заход на посадку) обеспечиваются при подаче меньшей части топлива (до 25%) в полый ресивер 3 и, большей части (до 75%), в пилоны 5 через топливопривод 6 основной системы топливоподачи.

Предложенная конструкция камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством обеспечивает интенсивное смешение топлива с воздухом в малоразмерных, но многочисленных зонах обратных токов за пилонами 5. В следствии этого исключается процесс горения в этих зонах, переводя поток из зон обратных токов, имеющих относительно низкие скорости и большие промежутки времени пребывания в этих зонах, в высокоскоростной поток воздуха ниже по течению от зоны обратных токов. Таким образом минимизируется время пребывания потока в зонах обратных токов и эмиссия оксида азота (NO_x) на основных режимах работы ГТД. В соответствии с расчетными исследованиями на основных режимах работы удается снизить температуру пламени ниже стехиометрической на 300-500 К, что, по оценкам, позволит снизить эмиссию оксида азота (NO_x) в 3-5 раз на основных режимах работы и, кроме того, позволит уменьшить проблемы охлаждения стенок жаровой трубы и снизить расход охлаждающего воздуха. Расчетные исследования показали, что разработанная конструкция камеры сгорания ГТД с фронтовым устройством работоспособна при ограничениях потерь полного давления не более 3% от давления за компрессором, что соответствует потерям в лучших образцах авиационных камер сгорания.

Таким образом, предложенная камера сгорания ГТД с фронтовым устройством обеспечивает существенное снижение эмиссии оксида азота (NO_x) как на дроссельных режимах работы, так и на основных, наиболее напряженных режимах, за счет минимизации времени пребывания на дроссельных режимах и за счет существенного снижения температур в зоне горения при организации горения бедных заранее перемешанных топливовоздушных смесей в потоке воздуха на основных режимах работы ГТД. Кроме того, применение водорода в качестве топлива вместо углеводородных горючих полностью исключит выбросы монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования в продуктах сгорания ГТД.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей и наземных установок. Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, выполненное в виде полого ресивера, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями. Полый ресивер выполнен в виде двух боковых стенок, соединенных с одной стороны скругленной стенкой, а с другой стороны плоской стенкой. Полость полого ресивера разделена на две части, одна из которых является коллектором основной системы топливоподачи, а другая коллектором дополнительной системы топливоподачи. Пилоны выполнены в виде двух боковых стенок, соединенных стыковочными поверхностями, скругленной поверхностью и задним плоским торцом, внутренняя полость пилона сообщена с полостью полого ресивера. Полость каждого пилона и полость полого ресивера снабжены дефлекторами с равномерно распределенными на них отверстиями. Подводящие топливопроводы основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством и соединены патрубками со скругленной стенкой полого ресивера, а патрубки основной и дополнительной систем топливоподачи соединены с соответствующими коллекторами. Распылительные отверстия основной системы топливоподачи расположены на задних торцах пилонов, а распылительные отверстия дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке полого ресивера. Технический результат заключается снижении эмиссии оксида азота (NO_x), а также в устранении эмиссии монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством, содержащая жаровую трубу, фронтовое устройство, установленное на входе в жаровую трубу, выполненное в виде полого ресивера, расположенного в плоскости, проходящей через ось жаровой трубы камеры сгорания, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями, отличающаяся тем, что полый ресивер выполнен в виде двух боковых стенок, соединенных с одной стороны скругленной стенкой, а с другой стороны плоской стенкой, обращенной к жаровой трубе, полость полого ресивера разделена на две части, одна из которых является коллектором основной системы топливоподачи, а другая коллектором дополнительной системы топливоподачи, пилоны выполнены в виде двух боковых стенок, соединенных стыковочными поверхностями, скругленной поверхностью и задним плоским торцом, обращенным к жаровой трубе, пилоны установлены на боковых стенках полого ресивера радиально относительно жаровой трубы камеры сгорания, причем внутренняя полость пилона сообщена с полостью полого ресивера, полость каждого пилона и полость полого ресивера снабжены дефлекторами с равномерно распределенными на них отверстиями, подводящие топливопроводы основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством в сечении, проходящем через ось полого ресивера, и соединены патрубками со скругленной стенкой полого ресивера, при этом патрубки основной и дополнительной систем топливоподачи соединены с соответствующими коллекторами, распылительные отверстия основной системы топливоподачи расположены на задних торцах пилонов, а распылительные отверстия дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке полого ресивера.

2. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что ширина стыковочной поверхности пилона у заднего торца составляет от 0,4 до 0,5 ширины плоской стенки полого ресивера, обращенной к жаровой трубе камеры сгорания.

3. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что расстояние между боковыми стенками пилонов у их задних торцов составляет от 0,1 до 0,2 ширины задних торцов стыковочной поверхности пилонов.

4. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что ширина плоской стенки полого ресивера, обращенного к жаровой трубе камеры, рассчитывается по формуле:

,

где W_в - скорость воздуха, м/с;

а - коэффициент температуропроводности, м²/с;

- относительное давление воздуха, отнесенное к 100 кПа;

- относительная температура воздуха, отнесенная к 300 K;

- относительная температура топлива, отнесенная к 300 K;

U_n - нормальная скорость распространения пламени, м/с;

α; β; γ - соответственно степени влияния давления, температуры воздуха и температуры топлива на стабилизацию пламени.

5. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что расстояние между осями распылительных отверстий дополнительной системы топливоподачи составляет от 5 до 7 величин их диаметра, а расстояние между осями распылительных отверстий основной системы топливоподачи составляет от 1,5 до 2,5 ширины задних торцов пилонов.