2.2Требования, 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, отрабатывается и совершенствуется конструкция узлов и агрегатов, проверяется правильность выбора материалов и оценивается первоначальный ресурс.

2. Испытания на наземном высотном стенде, на котором поддерживается значения основных параметров окружающей атмосферы (давление, температура и скорость набегающего потока) соответствующими 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 к компоновке 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 чего вносятся изменения в изготовление последующих изделий.

2.3. 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./0,95.

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.- коэффициент трения колес шасси при разбеге ();

L_разб.- длина разбега, м.

Значения fтр.от состояния посадочной полосы
Сухая цементная ВПП	0,7…0,8
Влажная ВПП (без скопления воды)	0,5…0,6
Скользкая ВПП (снег с водой)	0,3…0,35
Гладкий лед или укатанный снег	0,05
Без тормозов(колеса вращаются)	0,01…0,015

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 V²_отр в первом приближении принимается:

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},

где p₀ - удельная нагрузка на крыло при разбеге, Па;

C_{yα max}- максимальное значение коэффициента подъемной силы при приведении механизации крыла во взлетное положение.

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 2 м/с, угол наклона траектории взлета θ должен быть больше минимально допустимого угла, который равен 1⁰ 30'.

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

Уравнения движения самолета при наборе высоты (см. рис. 2.1)записывается в виде,

P_наб. = X+ mg Sinθ; Y = mg Cosθ,

где Р - сила тяги, Х - сила лобового сопротивления, mg - сила тяжести, θ - угол подъема в град., Y- подъемная сила, Так как

Х_взл.= ,

то потребная тяга двигателей для набора высоты будет равна:

Р_наб.= .

Если учесть, что θ <1,5^0,, то Cosθ ≈ 1 и

Р_взл.= mg(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 Нормами летной годности самолетов (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) можно 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 рассмотренного следует:

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

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.