3. Крепление двигателей

Система (в том числе и рама) крепления двигателя предназначена для восприятия силы тяги, всех массовых сил и передачи этих усилий на конструкцию самолета. Выбор конструкции крепления двигателя зависит от его типа, компоновки двигателя на самолете, а также от величины и направления приложенных сил. К системе крепления двигателя предъявляются следующие основные требования:

-обеспечить необходимую прочность и жесткость при минимальной массе;

-исключить или, в крайнем случае, снизить передачу вибраций от двигателя и воздушного винта на самолет;

-компенсировать температурные перемещения двигателя и не вызывать дополнительные нагрузки на гондолу и двигатель;

-сам двигатель и рама крепления не должны входить в силовую схему планера самолета;

-обеспечить простой доступ к агрегатам двигателя при осмотрах и регламентных работах и легкость его съема и монтажа.

3.1 Действующие нагрузки

В процессе эксплуатации на крепление двигателей действуют массовые, аэродинамические силы, сила тяги и реактивный момент ротора двигателя и воздушного винта. Величина этих сил и моментов зависит от типа двигателя, его компоновки и маневренных характеристик летательного аппарата. Массовые силы определяются в зависимости от массы силовой установки m_су, в которую входят масса двигателя с оборудованием, креплением, капотом, гондолой, винтом и другими агрегатами, расположенными на двигателе.

Массовые силы.

Массу силовой установки с различными двигателями можно принимать:

для самолетов с ТВД m_су= (1,9…2,2) m_дв ;

для самолетов с ТРД m_су= (1,2…1,6) m_дв

где m_дв - масса двигателя, кг.

Массовые силы приложены в ц.м. силовой установки и могут быть разложены по осям х, у и z (рис.3.1) с учетом действующих перегрузок.

Гироскопический момент.

При изменении траектории воздушного судна возникает гироскопический момент

M_г =I_x ω_x ω_i Sin(ω_x ω_i ),

где I_x – приведенный массовый момент инерции воздушного винта и ротора двигателя, кгм² [Н м с²];

ω_x -угловая приведенная скорость вращения ротора двигателя (относительная скорость), рад/с;

ω_i -угловая скорость вращения самолета (переносная скорость) относительно i-ой оси (у или z), рад/с.

Рис.3.1 Силы и моменты, действующие на силовую установку

Гироскопический момент стремится повернуть ось двигателя к i-ой оси так, чтобы вектор угловой скорости ω_x совместился с вектором угловой скорости вращения воздушного судна ω_i через угол < 90 ⁰.

При работе двигателя возникает реактивный момент М_р. направленный в противоположную сторону вращения ротора (воздушного винта)

M_р.=N/2πn ,

где n- секундная частота вращения ротора, N- мощность, потребляемая воздушным винтом ПД или ТВД.

Распределение усилий на узлы крепления двигателя определяются по принятым законам механики.

Аэродинамические силы. Они возникают в результате воздействия набегающего потока на мотогондолы. Наиболее полную картину распределения аэродинамических сил по величине и направлению получают по итогам аэродинамических продувок капотов и гондол двигателей. Эти силы учитываются, в основном, при прочностных расчетах гондол, капотов и воздушных каналов.

Силы и моменты, действующие на крепление двигателей при эксплуатации самолета, могут принимать различные значения. Нормами летной годности определен ряд положений самолета, обусловливающих наиболее тяжелые случаи нагружения его основных частей и деталей. Для расчета нагрузок узлов крепления двигателей принимаются общеизвестные зависимости:

Р^э =n^э _{max ц.м.} m_су g ,

где n^э _{max ц.м.} - коэффициент эксплуатационной перегрузки для центра масс самолета; g-ускорение свободного тяготения.