1.2Требования, предъявляемые к силовой установке. Этапы доводки силовых установок

Силовая установка должна удовлетворять следующим основным требованиям:

- в процессе эксплуатации обеспечить сохранение основных технических характеристик;

- минимальное сопротивление при внутреннем и внешнем обдуве;

- минимальная масса;

- надежность, безопасность (пожаробезопасность) и живучесть. Надежность - свойство объекта выполнять заданные функции в течение определенного времени, сохраняя в заданных пределах значения основных параметров.

Для обеспечения безопасности необходимо соблюдать:

- обязательную металлизацию всех элементов силовой установки;

- прокладку трубопроводов топливной системы проводить таким образом, чтобы при нарушении их герметичности топливо не попадало на горячие части двигателя;

- ограждение теплозащитными экранами наиболее горячих зон двигателя;

- обеспечение вентиляции зон, где возможно скапливание легко воспламеняющихся жидкостей.

В процессе создания нового двигателя предварительные исследовательские и проектно-конструкторские работы завершаются изготовлением опытного двигателя.

После этого начинаются испытания и доводка двигателя. Этот процесс имеет следующие этапы.

1. Испытания двигателя на наземном стенде. Здесь анализируются процессы, происходящие в двигателе, отрабатываются и совершенствуются конструкция узлов и агрегатов, проверяется правильность заложенных материалов и оценивается первоначальный ресурс.

2. Испытания на наземном высотном стенде, на котором поддерживается значение основных параметров окружающей атмосферы (давление, температуры и скорость набегающего потока) соответствующим реальным условиям полета снимаются высотные и скоростные характеристики двигателя, определяются режимы его эксплуатации.

3. Испытание двигателя на летающей лаборатории. Летающая лаборатория является испытательным самолетом, на который устанавливается испытуемый двигатель в компоновке, близкой на “родном” самолете. В этих испытаниях уточняются высотные и скоростные характеристики, отрабатывается запуск двигателя в воздухе. Создается инструкция по эксплуатации двигателя на всех допускаемых режимах эксплуатации.

4. Доводка в процессе эксплуатации на том самолете, для которого предназначен этот двигатель. В процессе всего времени эксплуатации двигатель и обслуживающие его системы находятся под постоянным контролем, как эксплуатационников, так и изготовителей, систематизируются все выявленные недостатки, на основании которых вносятся изменения в изготовление последующих изделий.

2.Размещение двигателей на самолете.

2.1 Типы применяемых двигателей на самолете.

В качестве составной части силовой установки в настоящее время на самолетах применяются следующие типы двигателей:

-поршневые двигатели (ПД);

-воздушно-реактивные двигатели (ВРД);

-ракетные двигатели (РД), подразделяемые на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД).

Эффективная мощность ПД не зависит от скорости полета. Значительное уменьшение к.п.д воздушного винта с приближением к звуковой скорости его обтекания приводит к снижению располагаемой тяги, в то время как потребная тяга возрастает пропорционально квадрату скорости. Все это требует увеличение потребных мощностей двигателя и как следствие – существенное возрастание его массы.

Максимальная скорость в 832 км/ч самолета с ПД была достигнута в рекордном полете летчиком Ф. Тейлором на самолете Р-51 (фирма Норт-Американ) в 1983 году.

В основном, ПД применяются на учебных, спортивных или специального назначения самолетах со скоростями полета 300-400 км/ч.

Турбовинтовой двигатель (ТВД) создает тягу воздушным винтом на (90-95)% и только (10-5)% за счет реакции газов из сопла. ТВД получили распространение на дозвуковых самолетах со скоростью полета М_н  0.8, поскольку на относительно малых скоростях полета ТВД имеет более высокий общий к.п.д.

С увеличением скорости полета кпд винта уменьшается и ТВД становится менее конкурентоспособным в сравнении с тубовинтовентиляторным двигателем (ТВВД). Этот двигатель является разновидностью ТВД, где вместо воздушного винта используется одна или несколько ступеней винтовентиляторов, заключенных в кожух и вращаемых своей турбиной через редуктор. Низкий уровень шума, высокий к.п.д. винтовентилятора (_вв  0,8) при больших дозвуковых скоростях М_н  0.9 открывает широкие перспективы применения его на дозвуковых самолетах различного назначения.

Применение турбореактивных двигателей (ТРД) целесообразно на самолетах с большой дозвуковой и сверхзвуковой скоростями полета. При скоростях полета V_н  800 км/ч удельная тяга возрастает, а удельный расход топлива уменьшается по сравнению с ТВД, к тому же ТРД объединяет в себе двигатель, как тепловую машину, и движитель одновременно, а отсутствие винта значительно облегчает его установку в различных частях самолета и уменьшает лобовое сопротивление.

Разновидностью ТРД является двухконтурные двигатели (ТРДД), характеризующиеся определенной степенью двухконтурности m. При малом значении m=0,5-1 двигатели, как правило, применяются на сверхзвуковых самолетах; при m2 – на дозвуковых самолетах. Чем выше значение m, тем ниже допускаемая скорость полета.

ТРДД объединяет в себе две особенности создания тяги как в ТВД, так и в ТРД. Через наружный контур двигателя прогоняется дополнительная масса воздуха с относительно небольшой скоростью. Этот поток, смешиваясь с газами внутреннего контура, имеет меньшую величину скорости, что и определяет меньшие потери покинутого потока и, следовательно, обеспечивает более высокую экономичность по сравнению с ТРД.

Экономичность и удельная тяга ПВРД при скорости полета М_н  3,5 достигает и даже превосходит соответствующие характеристики ТРДФ. Однако эти двигатели могут применяться и при более низких скоростях полета, но при этом они обладают меньшим к.п.д., а на старте не способны развивать тягу. В связи с этим ПВРД должен иметь какое-либо другое стартовое устройство, обеспечивающее разгон до определенной скорости, которая позволяет запустить двигатель и получить необходимую тягу.

РД выгодно отличается тем, что их тяга не зависит от скорости полета и возрастает с увеличением высоты в связи с уменьшением окружающего давления, обладают малой удельной массой. Однако необходимость иметь топливные компоненты (окислитель и горючее) на борту ЛА весьма существенно ограничивает время их работы. Поэтому на самолетах такие двигатели ранее применялись в качестве стартовых ускорителей (РДТТ) при взлете и ускорителей (ЖРД) на маневренных боевых самолетах.

В настоящее время РД используются в качестве двигателей для ракет самого разного назначения и экспериментальных самолетов с большими высотами и скоростями полета.

2.2. ВЫБОР КОЛИЧЕСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ

Потребное количество двигателей, необходимое для пассажирского самолета, определяется его: назначением, летными характеристиками, экономичностью и безопасностью. При этом необходимо выполнить следующие требования:

1.Самолет должен обладать необходимой тяговооруженностью (обеспечить взлет с взлетно-посадочной полосы заданной длины).

2.Обеспечить продолжение безопасного взлета и набора высоты при отказе одного двигателя.

3.Обладать достаточной надежностью и экономичностью.

Взлетная тяга Р_взл определяется средним значением тяги Р_ср

Р_взл = .

Р_ср принимается от момента старта до достижения скорости отрыва и оценивается по формуле:

Р_ср=100m₀g ,

где m₀ –стартовая масса самолета;

K_взл. – аэродинамическое качество самолета при разбеге (K_разб=5…6 для сверхзвуковых, K_разб.= 8…10 для дозвуковых самолетов);

f_тр.- коэф. трения колес шасси при разбеге;

Значения fтр.от состояния посадочной полосы
Сухая цементная ВПП	0,2…0,3
Влажная ВПП (без скопления воды)	0,1…0,15
Скользкая ВПП (снег с водой)	0,05…0,07
Гладкий лед или укатанный снег	0,03…0,05
Без тормозов(колеса вращаются)	0,01…0,015

L_разб.- длина разбега , м.

Для винтовых двигателей (ПД и ТВД) Р_взл. оценивается

Р_взл= (17,6…20,4)N_взл. Н,

где N_взл. – взлетная мощность на винте в кВт.

Значение скорости V²_отр в первом приближении для самолетов с ТРД:

V²_отр ⁼175 p₀ /C_{y α max}

для самолетов с ПД и ТВД:

V²_отр ⁼130 p₀ /C_{yα max.}

Здесь p₀ - удельная нагрузка на крыло при разбеге, Па; C_{yα max}- максимальное значение коэффициента подъемной силы при отклонении механизации крыла во взлетное положение.

Рис. 2.1 Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты

Одним из основных требований, предъявляемых к пассажирскому самолету, является способность продолжать взлет и набор высоты при отказе одного из двигателей. При этом для обеспечения безопасности при продолжении взлета и при наборе высоты с одним отказавшим двигателем вертикальная скорость набора высоты Vy должна составлять не менее 2 м/с, угол наклона траектории взлета θ должен быть больше минимально допустимого угла, который равен 1⁰ 30'. Значения Vy и θ определяют выбор числа двигателей.

Уравнения движения самолета при наборе высоты можно записать в виде,

P_наб. =X+ mg Sinθ; Y =mg Cosθ,

где Р - сила тяги, Х - сила лобового сопротивления, mg - сила тяжести, θ - угол подъема, (°); Y- подъемная сила, .(Рис.2.1) Так как

Х_взл.=

тогда тогда потребная тяга двигателей для набора высоты будет равна

Р_наб.= ,

Если учесть малое значение угла θ<1,5^0, то, Cosθ≈1 и

Р_взл.= m₀ g(Cosθ/К_взл.+Sinθ).

Здесь θ - минимальный угол наклона траектории к горизонту на различных этапах взлета. Полный градиент набора η_пн = tgθ 100%.(См. рис 2.2)

Рис.2.2. Схема взлета самолета с одним отказавшим двигателем по НЛГС-2. КПБ - концевая полоса безопасности

При отказе одного из двигателей полный градиент набора η_пн в соответствии с НЛГС представлены в таблице.

При всех работающих двигателях :на 3 этапе η_пн 5% (θ=4⁰ ; tgθ = 0,0524); на 4 этапе η_пн 3% (θ=1,66⁰ ; tgθ = 0,03).

Значения ηпн
nдв.	Этапы набора высоты
	2	3	4
2	0.005	0.024	0.012
3	0.011	0.027	0.015
4	0.013	0.030	0.017

Наиболее ответственным при взлете является третий этап №3. В этом случае угол θ =1,5°, то можно принять Cosθ~1. Поэтому потребная тяга двигателей для продолжения взлета самолета при условии отказа одного из двигателей определяется по формуле

Р_взл.= mg( + Sinθ).

Располагаемая тяга всех двигателей, выбранная из условия отказа одного из них при взлете, составит:

Р_потр.=( ) mg( + Sinθ)k_v ,

и соответствующая ей тяговооруженность = ( ) (1/К_взл +SinΘ)

где n – число двигателей, k_v= 1.5 - коэффициент запаса.

В случае заданной тяговооруженности можно оценить потребное количество двигателей n на самолете:

n=

Принимая различное количество двигателей (от двух до четырех) можем оценить потребную тяговооруженность.

При n=2

=1,5( ) ( + 0,025)=3 (1/ К _взл. + 0,025) (θ=1,43⁰)

При n=3

=2,25 (1/К_взл+0,027). (θ=1,55⁰)

При n=4

=2,0 (1/К_взл+0,03) (θ=1,7⁰)

Из этого можно следует вывод:

1. В случае неизменности К_взл самолеты с меньшим количеством двигателей должны обладать наибольшей энерговооруженностью.

2. При одинаковой тяговооруженности самолетов с разным количеством двигателей самолеты с большим числом могут иметь меньшее качество К_взл на взлете. Например, при стартовой тяговооруженности =0,3 самолет с двумя двигателями должен иметь К_наб ≥13, с тремя двигателями - К_наб ≥9.8 и с четырьмя двигателями - К_наб ≥9.5.

В первом приближении число двигателей также можно связать с массой самолета. На легких самолетах военного и гражданского назначения устанавливаются 1-2 двигателя, что объясняется соображениями надежности и особенностями компоновки самолета.

На гражданских самолетах количество двигателей увязывается с дальностью полета:

малая дальность (1000-2500 км) – 2 двигателя,

средняя дальность (2500-6000км) – 3 двигателя,

большая дальность (более 6000 км) – 4 двигателя.