2.5. Нагрузки, действующие на двигатель

Система крепления (в том числе и рама) 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.

В процессе эксплуатации на крепление двигателей действуют (см. рис.2.3) массовые, аэродинамические силы, сила тяги и реактивный момент статора 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, воздушным винтом и другими агрегатами, расположенными на двигателе.

Масса силовой установки:

для самолетов с ТВД m_с.у.= (1,9…2,2) m_дв ;

для самолетов с ТРД m_с.у.= (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, y и z (рис.2.3) 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 ),

Рис. 2.3 Силы и моменты, действующие на силовую установку

где I_x – приведенный массовый момент инерции воздушного винта и ротора двигателя, кг·м² или 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.

Гироскопический момент стремится повернуть ось двигателя x к i-ой оси так, чтобы вектор угловой скорости ω_x совместился с вектором угловой скорости вращения воздушного судна ω_i через угол <180 ⁰.

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

M_р= ,

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

Рис. 2.4. Моторама для рядного ПД с опорными площадками

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

Аэродинамические силы. Они возникают в результате воздействия набегающего потока на мотогондолы. Наиболее полную картину их распределения по величине и направлению на капоты и гондолы двигателей получают по итогам аэродинамических продувок.

Силы и моменты, действующие на узлы 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 на узлы крепления двигателей принимаются общеизвестные зависимости:

Р^э =n^э _{max ц.м.} m_су g ,

где n^э _{max ц.м.} - коэффициент эксплуатационной перегрузки, приложенной в центре масс самолета; g-ускорение свободного падения.