Учебник Житомирский (553622), страница 83
Текст из файла (страница 83)
Двигатели с лсгкосъсмными гондолами на них в схеме к расположены на небольшой высоте, и к иим имеются удобные и свободные подходы. $ 9.3. АНАЛИЗ РАЗЛИЧНЫХ ЗАРИАНТОВ РАЗМЕЩЕННЯ ДЗЙГАтелей ЙА сАмОдехе Частично этот анализ уже дан в ~ 9 2 при рассмотрении требовании к СУ.
Кроме того„целесообразно отме; ить: в схемах а...г (см. рис 9.1) минимально д~пюлнитсльное сопротивление от СУ и нсболыпое ее влияние на устойчивость и управляемость самолета (даже при отказе одного иэ двигателей в схемах а, в. г1 Крепление двигателей осуществляется непосредственно к силовым шпангоутам н продольным балкам фюзеляжа (см далее рис. 9.31 при нсбол~ гпих за1ра1ах массч на узлы крепле иия. Крцлья здесь аэродинамичсски чистые (свободны от СУ~~, что позволяет их эффективнее механизировль и использовать для подвески целевой нагрузки и дополнительных топливных баков. Но воздушные каналы в этих схемах имеют больш~ю протяженность и, как следствие, большие потери скоростного напора д = р Ь' /2. Большие объемы, занятые воздушными ка аралами, затрудняют размещение в фюзеляже топливных баков и оборудования, особенно в схемах б, г с лобовым воздухозаборником. При такой схеме габариты антенны радиолокационной станции (РЛС1 ограничиваются сравнительно небольп~ими размерами конуса 2 (см.
рнс, 9.1, б) воздухозаборника, что приводит к уменьшению дальности действия РЛС. При боковых воздухозаборниках влияние этих недостатков существенно уменьшается. СУ из двух двигателей более надежна. Она при сравнительно небольших дополнительных затратах массы может обеспечить потребную тяговооруженн кть двумя двигателями вместо одного и возможность продолжить взлет при одном отказавц~ем двигателе. Такая СУ может обеспечить и большую живучесть, если одним разорвавшимся снарядом не могут быть выведены из строя сраз~ оба двигателя (двигатели разнесены и фюзеляже (схема а и а на рис.
9.1) и между ними есть перегородки-экраны1 Однако удвоенный комплект двигателей на каждый самолет значительно усложняет их эксплуатацию и обеспечение и повышает материальные затраты, 352 схема е с расположением двигателей в крыле выигрывает по сравнению со схемами а...г в значениях о,„, обеспечиваемых короткими лобовыми воздухозаборниками, и разгрузкой крыла в полете за счет веса двигж. лей.
В остальном указанная схема е проигрывает и, в частности, за счет большого разворачивающего момента при отказе одного двигателя. Кроме того, перерезывание основных силовых элсментов крыла двигателями в схеме е приводит к усложнению этих элементов (например, к кольцевым лоижеронам1 и повышению из-за этОГО МаССы КрЫЛа, разчс щение двигателей в корневой части крыла (схема и~ на тяжелых дозвуковых самолетах «Булка',м, «Виктор~, Ту-104 позволяет уменьшить значения разворачивающего момента при отказе двигателя и с„.
Однако уже отмечалось, что при этой схеме существует большая опасность последствий пожара, который легко может перекинуться на пассажирскую кабину и топливные баки в крыле, и опасносгь обрыва лопаток двигателя как для пассажиров, так и для топливных баков. В пассажирских салонах высок уровень шума от работающих двигателей, подход к двигателям затруднен, трудно осуществить их реверсирование. Корневую часть крыла нельзя использовать для механизации; в схеме к - — самолеты В-52, С-5, Ил-76 и Ил-86 крыло разгружено в полете двигателями, что позволяет уменьшить его массу на 10...15 % При такой схеме компоновки СУ увеличивается критическая скорость флаттера — двигатели являются -противофлаттериыми балансирами, сдвигая ЦМ сечений крыла вперед. Лвигатели в гондолах на пилонах имеют короткие лобовые воздухозаборники и меньшие потери скоростного напора, их легче обслуживать, особенно при монтаже. Недостаток схемы к — большие разворачивающие моменты при отказе двигателей.
Близость земли заставляет принимать меры для защиты воздухозаборников от пыли, песка и мелких камней, Затруднена в этой схеме и механизация крыла. На самолете Ил-76 и Ил-86 это затруднение преодолено большим выносом гондол двигателей па пилонах по сравнению с передней кромкой крыла, выбором формы и расположения узлов крепления пилонов иа крыле (см.
далес рис. 9.81; в схеме ж крепления двигателей в хвостовой части фюзеляжа — самолеты 'Гу-154, 'Гу-134, Як-40, Ил-62 и другие — крыло свободно для механизации, оно аэродинамически чистое и его качество можно за счет этого поднять на 6...10 %; двигатели расположены близко к оси и парировать отказ любого из них легче, чем в схеме к; щуч в кабинах и пожарная опасность уменьшсиь!, ресурс работы двигателей выше, акустическое воздействие выхлопной струи газов на конструкцию меньше, безопасность посадки с убранным шасси выше Минусы— надо усиливать хвостовую часть фюзеляжа для восприятия нагрузок от двигателей, растут изгибающие моменты на фюзеляже от двигателей, Отсюда касса фкззетвжа возрастает на 1О...!5 ев, Масса крыла также возрастает на 10..
15,4, так как нет его разгрузки от двигателей. В такой схеме центровки пустого и загруженного самолетов сильно различаются, что приводит к усложнению эксплуатации самолета как на земле, так и в воздухе; для схем з, м расположение двигателей над фюзеляжем или иад крылом— самолеты А-10, Ан-72 и Ан-74 — присущи преимущества и недостатки схем с высоким расположением двигателей, но в этих схемах двигатели экранируются крылом, фюзеляжем и ВО от поражения осколками снарядов и снижается радиолокационная и тепловая заметность самолета, что затрудняет его обнаружение. В схеме з возможно повышение с„, за счет так называемого эффекта Коанда (поворота вниз струи из плоского сопла двигателя, «прилипающейэ к верхнему Обводу крыла и выпущенных закрылков, и создание За счет этого реактивной силы, направленной вверх); в схеме л — самолеты ХВ-УО, «Конкорд», Ту-144 — часть крыла, занятая 12 зак эе СУ, не может быть использована для механизации.
При полете на больших углах атаки возможно нарушение равномерности поля скоростей перед двигателем, а при полете с большими отрицательными углами атаки — затенение воздухозаборника. В обоих этих случаях возможен срыв потока на лопатках компрессора, помпаж или полная остановка двигателя. В такой схеме разворачивающий момент при остановке двигателя (двигателей по одну сторону от оси Х) небольшой. $ 9.4. НАГРУЗКИ ЯА УЗЛЫ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ На узлы крепления двигателя действуют тяга, массовые силы и реактивный момент. Величина, направление и расчетное значение каждой из этих сил зависят от: типа двигателей (ПД, ТВД или ТРД); расположения двигателей на самолете (т.
е. от расстояния между Бм самолета и двигателя и От того, установлен двигатель в фюзеляже или в гондоле), маневренных характеристик самолета (значений максимальных эксплуатационных перегрузок и угловых скоростей вращения самолета ь, и ы„) и рассматриваемого расчетного случая нагружения. 9.4.1. Тяга Р Значение стартовой тяги двигателя Ро для современных ТРД может составлять величину от нескольких сотен до 25000..30 ООО даН.
9.4.2. Массовые силы включают в себя вес двигателя б„=ги,д, инерционные силы т„ИК/Ю и т„~"/Й и силы от гироскопических моментов, возникающих при маневрах самолета (вращении самолета относительно осей 7, Х, У). Величина расчетной силы на узлы крепления двигателя от его веса равна Р„= т„да** ~ и может достигать значений 25 ООО ..ЗО ООО даН. Здесь и'* и ~ соответствейно — максимальная перегрузка в БМ двигателя* и коэффициент безопасности для каждого из расчетных случаев, предусмотренных нормами п роч ности.
Величины расчетных сил от гироскопических моментов М„„=1,р„в, ю, относительно оси У или М,~=1,ро,оз„„,ы„относительно оси 7 зависят от расчетных значений угловых скоростей вращения самолета ь, и ~„, от типа и числа узлов крепления двигателя, их расположения и расстояний между ними. Здесь |„„, и ы,„, соответственно момент инерции вращающихся масс (ротора) двигателя (для ТРД), вращающихся масс двигателя и винта (для ПД или ТВД) относительно оси их вращения, кг-м', и угловая скорость вращающихся масс, с '.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
