3. Определение гидростатического давления.

В общем случае, когда ось Х самолета составляет некоторый угол φ с линией горизонта, гидростатическое давление (y g) оценивается:

Рис. 2.35б..Вязкость масел ν

y g =[( , Па. (3.7)

где l _xi , и l _yj - длины участков трубопроводов, ориентированные по соответствующим осям самолета, м;

h _м - превышение уровня масла в баке над заборным штуцером, м;

m, n - число участков маслосистемы соответственно по осям Х и Y.

Правило выбора знаков точно такое, как и при расчете топливной системы.

4. Определение инерционных давлений.

При оценке инерционных давлений Р_ин их составляющие рассматриваются по осям Х и Y

P_ин = , Па; (3.8)

где n _x , n _y - коэффициенты перегрузок вдоль осей Х и Y. Перегрузка n_z≈0 вследствие ее малости при обычных режимах полета.

В реальных условиях P_ин может быть как источником давления, так и потерями и определяются действующими перегрузками по осям самолета. Однако в расчете следует принимать P_ин потерями, ориентируясь на неблагоприятные условия полета.

Величина наддува принимается Р_б ≤ 30 кПа

По найденному значению Р_{г. доп} из формулы (3.4), оценивается потребный диаметр d всасывающего участка трубопровода по зависимости (3.6б).

d= . (3.9)

Если полученное значение d≥(32…35) мм, то необходимо ограничить d_max=30мм и провести расчет во втором приближении, предусмотрев в системе подкачивающий насос c давлением на выходе Р_нас.. В этом случае всасывающая магистраль разбивается на два участка: Первый d₁ и l₁- до подкачивающего насоса с прежней скоростью движения. Второй d₂ и l₂- после подкачивающего насоса со скоростью течения масла V=(3-4) м/с.(d₁, d₂ -стандартные диаметры с учетом рекомендованных скоростей течения масла). Допустимые гидропотери по двум участкам ΣР_{г. доп.} определяются:

ΣР_{г. доп.} = + . (3.10).

Величина необходимого давления за подкачивающим насосом находится по формуле (3.1):

Р_нас. = Р_{вх. потр} ± y g +P_ин.+ ΣР_{г. доп} - (Рн + Р_б.)

Подкачивающий насос, устанавливаемый во всасывающей магистрали, включают последовательно с основным нагнетающим насосом. Вследствие чего возрастает давление на входе в основной маслонагнетающий насос, увеличивающий его высотность.

2.9.СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ГТД

Запуск авиационного газотурбинного двигателя есть переходный (неустановившийся) режим работы двигателя от состояния покоя (наземный запуск) или режима авторотации (высотный запуск) до режима малого газа. Режим малого газа авиационного газотурбинного двигателя это режим минимально устойчивой длительной надежной работы, при котором двигатель развивает минимальную тягу (или мощность) и с которого обеспечивается надежный выход на любой рабочий режим за время его приемистости.

Рис. 2.36. Этапы (периоды) запуска авиационного газотурбинного двигателя: Mп.у.- момент пускового устройства; Мт.- момент турбины; Mу.- момент сопротивления; 1- воспламенение топливовоздушной смеси; 2- отключение пускового устройства; 3 - малый газ.

Одной из основных особенностей запуска авиационных ГТД является устойчивое протекание рабочего процесса в двигателе только при относительно высокой частоте вращения ротора, когда в камере сгорания создаются условия для надежного горения топлива и турбина развивает мощность, достаточную для самостоятельной работы двигателя без помощи постороннего источника мощности. До этой частоты вращения при наземном запуске ротор двигателя необходимо раскручивать пусковым устройством. Причем, на пусковое устройство возлагаются две задачи: вначале раскручивать ротор двигателя до частоты вращения, при которой обеспечивается надежное воспламенение топлива в камере сгорания и турбина начинает развивать положительную мощность на валу ротора двигателя, и затем сопровождать ротор двигателя до частоты вращения, при которой турбина развивает мощность, достаточную для дальнейшей самостоятельной раскрутки с заданным ускорением.

Особенность протекания процесса запуска современного авиационного газотурбинного двигателя привела к необходимости использования многих специальных сложных систем, ряд которых применяется только для запуска двигателя, например, пусковая система (система принудительной раскрутки ротора двигателя), система зажигания, пусковая топливная система, топливная автоматика, система автоматического управления запуском.

Запуск двигателя начинается с нажатия пусковой кнопки (тумблера), когда в работу вступает система автоматического управления запуском, состоящая из ряда агрегатов (пусковая панель, автомат времени, датчик частоты вращения и т. п.).

К системам запуска предъявляются следующие основные требования:

-двигатель должен надежно запускаться на земле и в полете без дополнительной регулировки перед запуском элементов автоматики и топливорегулирующей аппаратуры;

-запуск двигателя на земле должен надежно обеспечиваться как от бортовых, так и от аэродромных средств при значениях температуры наружного воздуха, указанных в условиях на эксплуатацию;

-система запуска включается путем нажатия на пусковую кнопку, дальнейший процесс запуска до выхода двигателя на режим малого газа происходит автоматически, без вмешательства летчика за установленное время;

- должна обеспечивать, при необходимости, быстрое прекращение процесса запуска.

Система автоматического управления запуском обеспечивает дистанционную последовательность подключения всех систем, элементов и агрегатов, обслуживающих запуск двигателя в земных и высотных условиях в зависимости от заданной циклограммы причем, параметрами управления запуском является время и частота вращения ротора двигателя.

Особенность динамики процесса наземного запуска газотурбинного двигателя отражается в наличии трех периодов (этапов) (рис. 2.36). В течение первого периода происходит раскрутка ротора двигателя пусковым устройством до частоты вращения n₁, при которой после воспламенения топлива турбина начинает развивать положительную мощность на валу ротора двигателя.

Второй период процесса запуска характеризуется дальнейшей раскруткой ротора двигателя пусковым устройством совместно с турбиной. При частоте вращения n₂ отключается пусковое устройство, дальнейшее нарастание оборотов ротора двигателя с заданным ускорением достигается за счет избыточной мощности турбины. Выход двигателя на режим малого газа после отключения пускового устройства относится к третьему периоду процесса запуска ГТД.

2.10. СИСТЕМА КОНТРОЛЯ

Системы контроля, или измерительные информационные системы - это системы, предназначенные для количественной оценки состояния параметров объекта исследования или управления путем проведения различных операций измерения, обработки измерительной и контрольной информации, хранения, передачи и выдачи ее в виде именованных чисел, графиков, суждений и т. п. оператору, вычислительной машине или системе управления.

Измерительные информационные системы контроля и управления силовых установок современного самолета включают системы контроля, обработки и представления информации о техническом состоянии двигателей самолета, вспомогательной силовой установки, масляной и топливной систем и т.д.

Особенностью современной авиационной техники является усиливающееся взаимное влияние летательного аппарата и силовой установки, определяемое параметрами полета, переменной конфигурацией воздухозаборника, положением центра масс самолета и т. д. Повышаются требования к учету и управлению распределением топлива на борту летательного аппарата.

Качественное изменение основных характеристик современных летательных аппаратов - скорости и высоты полета, дальности, грузоподъемности, мощности силовых установок - создали предпосылки к значительному изменению технических требований к бортовым измерительным устройствам и, в частности, к системам измерения запаса, расхода и управления расходом топлива. Это объясняется тем, что запасы топлива достигают до 60% массы конструкции летательного аппарата, а полезный (коммерческий) груз в зависимости от дальности полета и вариантов загрузки (20…50)% массы заправляемого топлива.

Для размещения топлива на современных летательных аппаратах практически используются все свободные полости крыла и фюзеляжа, что приводит к необходимости создания большого количества кессонных топливных баков различных форм и конструкций.

Таким образом, топливо является на летательном аппарате самой большой и переменной в полете массой. В силу этого вопросы устойчивости летательного аппарата могут быть решены только при условии правильной продольной и поперечной центровки за счет управления порядком расхода топлива из баков при его перекачке.

Таким образом, информационная измерительная система авиационных силовых установок должна осуществлять:

- непрерывный контроль состояния силовой установки в условиях полета для обеспечения летчика краткой и достоверной информацией в данный момент времени;

- регистрацию информации, нужной для оценки измерения и прогнозирования состояния узлов и систем с целью обеспечения необходимыми данными службы технической эксплуатации.

Информационные системы включают:

-аппаратуру для получения исходных данных (датчики);

-электронную аппаратуру для обработки этих данных (преобразователи);

-устройства отображения и регистрации данных (система индикации).

Они применяются: в полете - для анализа данных и установления диагноза, сообщения экипажу четкой рекомендации по производству полета и указания на ремонт, необходимый по прибытии к месту назначения.

Принципы работы системы контроля силовой установки заключаются в следующем. В начале каждого полета экипаж включает систему и вводит в нее конкретные данные предстоящего полета. Затем в течение всего полета система осуществляет автоматический контроль, анализ и регистрацию данных. Контролируемые данные постоянно анализируются для установления превышения пределов; параметры, превышающие пределы, регистрируются и отображаются в кабине экипажа. Экипаж может предпринимать разовый или непрерывный опрос данных измеряемых параметров с последующей их регистрацией. Диагностические выводы могут печататься специальным устройством, а данные об исправности или техническом состоянии по линиям телеметрии передаются в наземный центр технического обслуживания.

Основные контролируемые параметры СУ

Двигатель. По бортовым приборам определяются: мгновенный расход топлива; частоты вращения роторов, температуры воздуха и газов по тракту; уровень вибрации; угол положения рычага управления двигателем.

Топливная система. Перепад давления на фильтрах; температура топлива в баках; аварийный остаток топлива; количество оставшегося топлива на борту; давление между ступенями топливных насосов.

Масляная система. Количество масла в баке; давление на входе в двигатель; наличие стружки в масле; температура масла на входе и выходе из двигателя; сигнал недопустимого низкого давления

Абсолютные значения и характер изменения перечисленных параметров зависит от типа двигателя, режимов его работы и условий полета самолета.

Список литературы

Часть первая

1. Гарькавый А.А., Чайковский А.В., Ловинский С.И. Двигатели летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1987. 286 с.

2. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. М.: Машиностроение, 2003. 616 с.

3. Масленников М.М., Шальман Ю.И. Авиационные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1975. 576 с.

4. Нечаев Ю.Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов. М. :Военное издательство министерства обороны СССР, 1963. 140 с.

5. Теория воздушно-реактивных двигателей / В.М. Акимов и др.; Под редакцией С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975. 568 с.

6. Зрелов В.А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы: Учебное пособие, М.:ОАО «Издательство «Машиностроение», 2005. 336 с.: ил.

Часть вторая

7. Доматенко Н.Т., Кравец А.С., Никитин Г.А., Пугачев А.И., Сивашенко Т.И. Авиационные силовые установки. М.: Транспорт. 1976. 312с.

8. Лещинер Л.Б., Ульянов И.Е., Тверецкий В.А. Проектирование топливных систем. М.: Машиностроение. 1991. 316с.

9. Василенко В.Т., Черненко Ж.С. Влияние эксплуатационных факторов на топливную систему самолетов. М.: Машиностроение. 1986. 180с.

10. Никифоров Г.И., Котылев Г.В. Конструкция самолетных агрегатов. М.: Машиностроение. 1989. 247 с.

11. Поликовский В.И., Сурнов Д.Н. Силовые установки летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. М.: Машиностроение. 1965. 262с.

12. Александров В.Д. Воздушные винты. М.: Оборонгиз. 1956. 475с.

13. Шишков И., Белов В.Б. Авиационные горюче-смазочные материалы и специальные жидкости. М.: Транспорт. 1979. 247 с.

14. Проектирование самолетов. Под редакцией Егера С.М. М.: Машиностроение. 1983. 616с.

15. Кац Б.М., Жаров Э.С., Винокуров В.К. Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение. 1976. 220с.

16. Ильинский В.М. Системы контроля авиационных силовых установок. 1980. М.: Транспорт. 1980. 86с.

17. Дубровин Н.Ф., Маланичева В.Г., Массур Ю.П., ФедоровЕ.П. Физико-химические эксплуатационные свойства реактивных топлив. Справочник. М.:Химия. 1985. 240с.

18. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели (Конструкция и расчет). М.: Машиностроение. 1969. 244с.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Часть первая. 1.Авиадвигатели……………………………………………3