Учебник Житомирский (553622), страница 82
Текст из файла (страница 82)
Сами двигатели служат для создания силы тяги, необходимой для полета самолета на всех режимах, определяемых для каждого конкретного типа самолета предъявляемыми к нему ТТТ. Кроме того, двигатели используются для привода генераторов, насосов топливной системы и энергетических систем самолета, а также для питания сжатым теплым воздухом системы жизнеобеспечения и противообледенительной системы самолета. На самолетах с системой управления пограничным слоем или с реактивными закрылками (для повышения несущей способности крыла» питание сжатым воздухом этих систем обеспечивается компрессорами двигателей. Двигатели вспомогательных силовых установок (ВСУ» обеспечивают запуск основных двигателей, привод механизмов управления стабилизатором и др 9.1.2.
В снлойу2о установку входят: двигатели «основныс и вспомогательные» с агрегатами и системами запуска, управления и контроля работы; во~душные ви~ты с кока~и для самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями; моторамы, пространственные стержневые фермы, узлы непосредственно на силовых элементах фюзеляжа, гондол, пилонов н крыла для установки и крепления двигателей; входные и выходные устройства двигателей; нрОтивопожарная система; система охлаждения двигателей н их агрегатов; проти вообледенитсльная система; система питания топливом и др., например маслосистема. 9.1.3. Типы двигателей и их размещение иа самолете. На са молете мОгут быть устаноВлены: поршневые двигатели (ПД» для учебных самолетов и самолетов со скоростями полета до 300.
400 км/ч; турбовинтовые (ГВД», турбовентиляторные и турбовинтовентиляториые двигатели (ГВВД» для самолетов со скоростями полета 700...800 км/ч и более для перспективных самолетов с ГВВД; турбореактивные двигатели (ТРД» без форсаж ной или с форсажной «ТРДФ» камерой, двухконтурныс 'ГРД (ГРДД» с различной степенью двухконтурности без форсажа и с форсажем (ТРДДФ» для установки на пассажирских и грузовых самолетах с большой дозвуковой скоростью полета и на маневренных сверхзвуковых самолстах; прямоточные воздушно-реактивные двигатели (П ВРД», жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД» и другие типы ракетных двигателей для установки на экспериментальных самолетах со скоростями полета более 3000 км/ч. Возможные вар арианты установок двиг,~телей на самолетах показаны иа 91 Анализ этих вариантов будет дан ниже в $5 92 и 93 рисгики двигателей. Наиболее важными характеристиками, 9 1.4 Характери ОПРЕДЕЛЯЮЩИМИ ТЯГОВ яговые (мощностные), массовые и геометрические характс истики двигателей ей и используемыми для сравнения различных типов дви я их удельные характеристики удельныи вес двигателя га-гелей, являются и — удельная тяга Р степень так(уле=~пв..я~' а), уд.
дв хконтурности т д р т и высотно скоростные характеристики двигателя =0,10 О,!8 (меньшие значения — для ГРДДФ), Ра — старто Значение у„= с =03 вая тяга двигателя дос еля остигает значений 25000 26000 даН и более, с,=, и 0,6 кг/'дз .ч (меньш Н. ( еньшие значения — для ГРДД с высокои степенью двухконтур й яги Р ности я) тепень д у ) С епень дВухконтуриости ~п Вместе со значением стартОВОй тяГИ а определяют диаметР д етр вигателя Для сверхзвуковых самолетов значение гп, как правило, не превьп а т ыиает единицы а для транспортных и пассажирских самоле тов — 2 4 и более Значение удельной тяги двигателя Р,„(тяга на 1 кг проте кзющего через дви вигатель в одну секунду воздуха) характеризует экономич НОСТЬ СУ, Влияет на значения с„и массу двигателя Значения Р„, могут достигать 40 60 даН/кг/с и более Высотно скоростные характеристики двига Р=~~ (И $~) и с„=~ЦО, $') позволяют при наличии поляры самолета и аль елить иапазоны скоростей полета самолета по высотам Р=фо) д ности полета иа разных режимах полета Все эти характеристики двигателя, как и его габариты, определяются, глав ным образом, значениями темперагуры газов перед турбиной Т; и степенью повышения д ышения давления в компрессоре я'„Значения этих параметров для совре менных двигателей достигают Т;=1500 1600 К, к, =20 28 Рис 9 1 Бэрианты компоновок двигателей на еамон.'м $ 9 2 тг.еьОВАн ия к силОВОЙ устАКОВКе К СУ предъявляют следующие требования СУ должна создавать минимальное дополнительное сопротивление (здесь лучше применять расположение двигателей внутри фюзеляжей, как это делается на маневренных самолетах (рис 9 1, а д) ) Для уменьшения потерь от интерференции крыла и гондол двигателей последние устанавливают с большим выносом относительно крыла иа пилонах (рис 9 1, к), компоновка воздухозаборников должна обеспечивать возможно большее значение коэффициента восстановления полного деления перед входом в двига тель о„„= Р;/Р~~ (см рис 9 9, а, где Р„' — давление воздуха на входе в компрес сор двигателя, Р'„— полное давление набегающего потока воздуха) Зто тре боваиие удовлетворяет~я организацией отвода (слива или отсоса) пограничного слоя, образующегося на поверхности фюзеляжа (или крыла) перед входом в воздухозаборник и приводящего к нарушению равномерности поля скоростей перед двигателем и снижению вследствие этого значения коэффициента а,„ Для организации слива пограничного слоя междч воздухозаборником и фюзе ляжем делают сливную ~цель (см поз 1 на рис 9 1, в, 8 — на виде А, рис 99, г и рис 99„д) шириной больше возможной толщины пограничного слоя или посредством пилона отдаляют ~ондолу двигателя (воздухозаборник) от крыла или фюзеляжа (рис 9 1, ж, и„м) На сверхзвуковых самолетах поверхность фюзеляжа или крыла впереди воздухозаборника (см рис 9 1,л), затормажи вая поток, способствует сжатию свсрхзвукового потока и повышению значе ния и., Зто обстоятельство использовано на самолете 1- 16 с воздухозаборником под фюзеляжем позади кабины летчика (см рис 6 1, б и компоновку самолета 1.
16), размещение возд~хозаборников на самолете не должно усложнять компо новку самолета Гак размещение воздухозаборника в носовой части фее ляжа — лобовые воздухозаборники (см рис 9 1, б, г) — приводит к тому что большие внутренние объемы фюзеляжа оказываются занятыми воздушными каналами затрудняя компоновку фюзеляжа Размещение воздухозаборников по бокам фюзеляжа упрощает компоновку самолета, освобождая носовую часть фюзеляжа, например, для радиолокационной станции, и сокращает длину воздушных каналов, тяга двигателеи должна как можно меньше влиять на характеристики устойчивости и управ чяемости самолета В идеальном случае сила тяги Р долж на проходить через ЦМ самолета С этой точки зрения лучше схемы, приведен ные на рис 9 1, а г, хуже — схемы на рис 9 1, к, л, м, должно быть обеспечено удобство технического обслуживания Зто дости гается достаточностью числа капотов, их легкосъемностью (раскрытие двига тели), удобствами подхода и, в частности, высотой установки двигателей В схеме к это требование реализуется наиболее просто, должно быть обеспечено предотвращение попадания частиц грунта во вса сывающие устройства Зто требование проще удовлетворить в схеме ж, з, м, где двигатели расположены высоко, экранированы крылом или фюзеляжем Однако и в низкорасположенных двигателях это требование можно удовлетво рить, используя специальные защитные устройства для воздухозаборников (перекрытие их входного устройства перед началом взлета и организа ия вход воздуха через специальные клапаны в верхней части заборника, защита а ц предохранительными сетками входного устройства и уборка их после взлета самолета, защита с помощью отсечной струи воздуха и др ), должна быть обеспечена противопожарная безопасность В схеме ж это требование удовлетворяется наиболее просто, так как пламя в случае пожара О~носится за хвостомю часть самолета и не грозит топливным бакам, ~ асса- жирам, а также агрегатам самолета, как это имесг место в схеме и Лли этой схемы требуются специальные меры защиты от пожара и отсеках двигателей и обрыва лопаток — мощиис бронированные нротивопожарпые перегородки между двигателями и фюзеляжем.
Отсеки двигателей должны быть защищены противопожарной системой, а топливные баки — системой нейтрального газа или пенополиуретаном, узлы крепления двигателей дол кны обеспечивать достаточн~ю прочность крепления двигателя при их минимальной массе. Они должны быль снабжены дсмпфирующими элементами для поглощения вибраций двигачсля, а также иметь возможность кочпенсировать тепловые деформации двигателя и перекосы при его установке; должны быть обеспечены монтаж и демонтаж двигателя с минимальными трудозатратами. В схемах б и г задача замены двигателя решается отстыковкой хвостовой части фюзеляжа по усиленным шпангоутам, как это показано на рис 6.8, для обеспечения подходов к узлам подвески двигателя В схемах й, 8, ж, к. А такая задача рсшастся с меньшими чрудоздт1~атами- при Открытии нижних крышек капотов двигатели с узлами их подвески полностью обнажаются Эамсяа двигателсй В схеме к, здкрсплениых всего в трсх точках на пилО- нах под крылом (рис 9,8, г), требует значительно меньших трудозатрат и~-за простоты узлов крепления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
