Учебник Житомирский (553622), страница 86
Текст из файла (страница 86)
Все гондолы взаимозаменяемы. Для уменьшения массы планера и получения аэродинамически гладкой поверхности гондол створки и крышки сделаны сотовыми (см. сечение Б — Б на рис. 98. 6), Площадь сотовых обшивок составляет 100 м~. Для удержания створок в открытом положении они снабжены штангами 1! телескопического типа с шариковым замком и в закрытом состоянии запираются натяжными удобными в эксплуатации замками Кокструкннн гондол двигателей кроме описанных выше элементов включает 4 — резиновый унлотиктельпый профкль на створке 5, 6 — профиль, 8 — двигатель, 14 — воздухозаборник, !7 — опорный профкль, 18 — силовые злемекты створок гондолы, 19 — унифицированные зачкн, 20 — сотовый заполнитель, 2! — обп1квка $ 9.6. ВОздухОВАБОрниКи 9л«,1.
Иазначеиие воздухозаборников и требования н ним. Основной задачей воздухозаборников является подвод к двигателю определенного, заданного в характеристиках двигателя, количества воздуха в единицу времени (т„кг/с) и обеспечение устойчивой без помпажа (срывов потока и пульсации давления) работы двигателя на всех режимах полета.
Воздухозаборники должны обеспечивать сжатие проходящего через них воздуха, преобразуя кинетическую энергию набегающего потока в давление. В этих целях их специальным образом профилируют, создавая для дозвуковых самолетов воздухозаборный канал в виде диффузора (рис. 9.9, а), а для сверхзвуковых многорежимных самолетов — канал с изменяющимися регулируемыми сечениями и системой организации скачков уплотнения (рис 99, д).
В обоих этих случаях воздухозаборники должны обеспечивать получение заданных характеристик двигателя путем достижения возможно более высоких значений коэффициента восстановления полного давления о.,=Р."/Р~н (см. Рнс. 9,9. Схемы н конструкция воздухозаборников различных типов рис 99 а) где Р' — давление воздуха на входе в компрессор двигателя а РЪ вЂ” полное давление набегающего потока воздуха.
Возможность получения заданных значений расходов воздуха через двигатель и~, обеспечивается расчетом потребной площади входа в воздухозаборник. Возможность получения заданных характеристик двигателя после его установки на самолет определяется совместимостью воздухозаборника и двигателя — соответствием расходов воздуха через воздухозаборник и двигатель на установившихся и переходных режимах.
Несоответствие расходов воздуха может возникнуть от любого из дестабилизирующих нормальную совместную работу воздухозаборника и двигателя факторов (при изменении оборотов двигателя, выходе самолета на большие углы атаки или скольжения и др,). Это может привести к неравномерности поля скоростей перед входом в двигатель и отсюда — к срыву потока с лопаток компрессора, к возникновению их вибраций и обрыву.
Неустойчивая пульсирующая работа двигателя (помпаж) приводит к падению значении О~х, силы тяги и увеличению удельного расхода топлива двигателя. И если для дозвуковых воздухозаборников характерно автоматическое согласование расходов воздуха через воздухозаборник и двигатель (для них важно правильно спрофилировать диффузор 127~ „добиваясь гпах о,„), то для заборников сверхзвуковых самолетов с большим диапазоном скоростей полета и подверженных влиянию указанных выше дестабилизирующих факторов необходимы специальные автоматические системы регулирования.
Задачей таких систем является удержание системы скачков на сверхзвуковых скоростях полета в заданном положении, чтобы получитыпах о„, Эго достигается изменением площади горла (самого узкого сечения) воздухозаборника, перемещением конуса 1 вперед или назад против полета (круглые воздухозаборники (рис. 9.9, в) ) или перемещением подвижных рамп 4, 5 (плоские воздухозаборники (рис, 9.9, г, д)), Для дополнительного всасынания воздуха (на взлете при его нехватке) нли перепуска воздуха (при помпаже) используются створки за горлом воздухозаборникэ, соединяющие его воздушный канал с атмосферой, Створки располагают над каналом или сбоку от него.
Требованием к воздухозаборникам является также меньшее значение их аэродинамического сопротивления. Это достигается плавностью обтекания воздушным потоком внешних обводов воздухозаборников и улучшением качества их поверхности. 9.6.2. Компоновка воздухозаборников иа самолете н их конструкция. В зависимости от места размещения на самолете воздухозаборники могут быть следующих типов (см. рис. 9.1). Лобовыми (в основном, круглого сечения) в носовой части фюзеляжа легких маневренных самолетов, в крыле или в носовой части гондол средних и тяжелых самолетов, боковыми, подкрыльными, под или надфюзеляжными (плОскОГО или круглогО сечения).
При анализе различных вариантов компоновки СУ на самолете в Я 9.2 и 9.3 уже рассматривались преимущества и недостатки воздухозаборников, различающихся расположением на самолете и типом. При любых воздухозаборниках обеспечивается более высокая равномерность поля скоростей перед входом в двигатель, но иа больших углах атаки эта равномерность нарушается и возможно возникновение помпажа. На рис.
9.9, а показана конструкция лобового нерегулируемого воздухозабориика с воздушными каналами ! в носовой части фюзеляжа, подкрепленными диафрагмами 5 и продольными балками 6. Входные кромки 3 — закругленные с дозвуковой геометрией. Однако такие воздухозаборникн можно использовать до значений М =1,4...1,5, В носовой части — вертикальная перегородка 2, разделяющая поступающий воздух »»» » а'« ° Ж О«= Ч $ «." О 4« ««.~ «- р а« ~ ж ««$ ««« ж «„~ а« $» « ~ ««« «»«««« е~ Ф «-~~ ©, Ь-к««« Х а» с» '~ ««:«-~о «««д С«. Ь в с ~ Е- » с Ф» а».
а. «.» ,аз" ««« ~«, $1 11! 1111 ~ 111~1 1Ь ° 6 Ф -Ф «а Ф Ф . $ 9.8. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА И СИСТЕМА ПРОТ И ВО ПОЖАРНО Й ЗАЩИТЫ %Д Р 9.8.1. Назначение и состав топливной системы. Ч'опливная система обеспечивает питание топливом двигателей на всех режимах полета, предусмотренных П 1' для данного типа самолета, В нужном количестве и с необходимым давлением. Перекачкой топлива (определенной программой выработки топлива из баков) можно влиять на положение ЦМ самолета. На сверхзвуковых самолетах перекачкой топлива можно парировать влияние на статическую устойчивость смещения фокуса назад при переходе на сверхзвуковой полет.
При длитель- нОМ сверхзВукОВом полете тОпливо мОжнО использОВать для Охлаждения радиоэлектронного и другого оборудования. 11а рис. 9,11, а, 6 показана схема топливной системы легкого маневренного самолета Миг-21, включающая все элементы, присущие топли виым системам современных самолетов различного назначения.
Рассматриваемая система сОстОит из: шести фюзеляжных, четырех крыльевых топливных баков-отсеков 1. 5 и одного подвесного (под фюзеляжем) бака 6; двух топливных насосов 8, И для перекачки топлива из задней группы в расходный нижний бак И 3 и для подачи топлива из расходного бака к подкачнвающему насосу двигателя 11; дренажных трубопроводов 4, трубопроводов для заправки баков топливом 3 с системой обратных клапанов 1д, отключающих бак, потерявший герметичность, от системы, и трубопроводов 12 поддавливания баков воздухом от компрессора двигателя. Поддавливание топлива необходимо для Выдавливания топлива воздухом из крыльевых отсеков и подвесного бака, а также для обеспечения устойчивой (без кавитации) работы топливных насосов на больших высотах; »«1«з« ,' » «Я« «"Ф«««' ч сч ~ ««««« а'« ° ~ ~ »»«' ~«Г $«1' ,.Ф с' ф Ф~,* ~ М«««' ° .* 'а Я а ф йФмЮ ««««»«» ««~Ф '1! »«« «Ц «1!1 1~11~1 11111 «1 ~11~)~ ~ ~ ~ 1 374 р, существенное влияние оказывает также величина 1„определяемая, в основном (если пренебречь реакцией запаздывания летчика), приемистостью двигателя (впеменем перехода двигателя с режима малого газа на максимальную тягу).
1ак, эквивалентное сокращение ~,р можно получить при значениях р„,=0,3 и 1.=4 с и прн Рр„—— 0,6 и 1,=9 с (сравнение производилось при ро — 0 25.„0,3, $'„„=250 км/ч и «,~=0,2 ~271). Практически получить значение р „~ 0.6 невозможно, поэтому повышение эффективности реверсивного устройства возможно, главным образом, за счет улучшения приемистости двигателя. По конструкции все реверсивные устройства разделяют на устройства, осуществляющие поворот газовой струи двигателя до или после среза сопла.
В том и другом случае поворотом специальных створок перекрывается основной путь газа и осушествляется поворот газовой струи к отклоняющейся решетке. На рис. 9.9, д показано устроиство реверсера тяги 12, створки которого прн нормальной работе дВигателя не мешают ВыхОду газов через выхлопное сопло двигателя„ а при включении реверсера его створки перекрывают этот путь, отклоняя газовые струи к направляющим решеткам в хвостовой части фюзеляжа или гондолы. Отдельно такое устройство с реверсером 1 в выключенном (а) и включенном 16) положении показано на рис. 9,10, а, 6. В реверсерах второго типа его створки при нормальной работе двигателя располагаются над соплом, образуя наружные обводы гондолы двигателя, а при включении реверсера его створки разворачиваются, заграждают путь газовой струе из выхлопного сопла н отклоняют ее для создания реверсивной тяги.
команд"ого (управляющего) трубопровода у4 со специальным поплаакоВым 16 и дренажными 16 клапанами (рис. 9.11,6), предназначенными для автоматического управления Выработкой топлива из баков в заданной последовательности, обеспечивающей требуемую центровку самолета в полете; системы кОнтролЯ выработки топлиВЗ и работы нзсОсоа; отсека отрицательных перегрузок в баке № 3 (расходном), обеспечивающего работу двигателя в полете с отрицательной перегрузкой (такие о~секи нужны толькО для маневренных сзмОлетОВ) ° В приведенной на рис.
9.11 топливной системе заправка топливом баков (за исключением подвесного) производится под давлением централизованно через одну общую горловину 2 а баке № 1. Подвесной бак заполняется отдельно. Масса топлива может достигать 40...50% от взлетной массы самолета, а относительная масса элементов и агрегатов топливной системы (без топлн3о 9.8.2. Конструкция топливных баков (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
