Silniki KAMAZ do pracy wymagają dużej ilości powietrza, dlatego wyposażone są w wysokowydajny układ zasilania, w którym za doprowadzenie powietrza odpowiada specjalny element, wlot powietrza. Przeczytaj o układzie zasilania diesla i wlocie powietrza, jego roli, budowie i działaniu w tym artykule.

Rola układu zasilania powietrzem silnika wysokoprężnego

Spalanie dowolnego paliwa jest możliwe tylko w obecności powietrza, które służy jako źródło tlenu niezbędnego do spalania. Dlatego silnik zawiera system zasilania powietrzem, który rozwiązuje kilka problemów:

Dobór powietrza z atmosfery;
. Oczyszczanie powietrza z zanieczyszczeń;
. Dopływ i dystrybucja powietrza do butli.

Należy zauważyć, że często układ zasilania powietrzem nie jest rozdzielany na osobny układ, ale traktowany jest jako jeden z elementów układu zasilania silnika, do którego zalicza się również układ paliwowy. Układ wydechowy współdziała również z układem elektroenergetycznym, który działa jako źródło podciśnienia dla pracy niektórych jednostek. Ale tutaj wygodniej będzie osobno rozważyć układ zasilania powietrzem silnika.

Urządzenie i działanie układu nawiewu

Układ zasilania powietrzem silników KAMAZ ma proste urządzenie, zawiera kilka głównych elementów:

Wlot powietrza i rura wlotu powietrza (w niektórych modelach);
. foka;
. Filtr powietrza z wlotem i wylotem powietrza;
. Wlot powietrza do silnika;
. Rura ssąca kurz z filtra powietrza;
. W niektórych modelach - turbosprężarka (a dokładniej tylko jej część kompresorowa).

System działa w następujący sposób: powietrze atmosferyczne dostaje się do filtra przez wlot powietrza przez kanał powietrzny, gdzie jest oczyszczane z kurzu, a następnie kierowane albo bezpośrednio do cylindrów silnika, albo najpierw do turbosprężarki, a następnie pod ciśnieniem do cylindrów. Jednocześnie układ zasilania powietrzem współdziała z układem wydechowym w dwóch miejscach: po pierwsze filtr powietrza jest podłączony do rury wydechowej, a po drugie spaliny zapewniają obrót turbosprężarki.

Należy pamiętać, że pojazdy KAMAZ wykorzystują trzy schematy budowy układu zasilania powietrzem silnika:

Z pionowym filtrem powietrza - taki schemat był stosowany w starszych modelach ciężarówek, wymagał zastosowania zaawansowanego systemu kanałów powietrza, ponieważ filtr był zwykle montowany dość nisko w stosunku do silnika;
. Z poziomym filtrem powietrza i wysokim wlotem powietrza (na długim kanale powietrznym) - obecnie najpopularniejszy schemat, w którym filtr znajduje się tuż nad silnikiem, a wlot powietrza jest zainstalowany z tyłu kabiny;
. Z poziomym filtrem powietrza i nisko położonym wlotem powietrza - ten schemat jest stosowany w wywrotkach, wlot powietrza jest instalowany bezpośrednio na filtrze powietrza i znajduje się w przestrzeni między kabiną a przodem platformy zrzutu.

Niektóre szczegóły dotyczące systemu doprowadzania powietrza wymagają bardziej szczegółowego opisu.

Szpachlówka. Konieczność i znaczenie tej części jest podyktowane cechami konstrukcyjnymi kabiny pojazdów KAMAZ. Zazwyczaj wlot powietrza montowany jest bezpośrednio na kabinie, w jej tylnej części, a filtr powietrza i jego kanał wlotowy na ramie. Ale kabina w KAMAZ pochyla się do przodu, co uniemożliwia sztywne połączenie wlotu powietrza z kanałem wlotowym filtra. Dlatego pomiędzy wlotem powietrza a kanałem wlotu powietrza do filtra przewidziano uszczelkę, która zapewnia szczelność połączenia w pozycji transportowej (opuszczonej) kabiny. W niektórych modelach ciężarówek Kama (na przykład w wywrotkach KAMAZ-55111) wlot powietrza ma niewielką wysokość i jest instalowany bezpośrednio na filtrze, więc nie ma w nich uszczelnienia.

Filtr powietrza. W pojazdach KAMAZ, a także w większości innych ciężarówek krajowych stosowany jest dwustopniowy filtr suchego powietrza. Pierwszy stopień jest odśrodkowy, pył jest oddzielany dzięki siłom odśrodkowym, które występują podczas obrotu bębna (wprawiany jest w ruch obrotowy przez nadchodzący strumień powietrza). Pył gromadzony jest w leju zasypowym, usuwany jest rurociągiem o małym przekroju połączonym z rurą wydechową - w rurze wydechowej powstaje rozrzedzenie powietrza (spaliny), dzięki któremu pył ​​jest odsysany z filtra. Drugi stopień filtra to standardowy papierowy wkład filtracyjny, który w przypadku zabrudzenia można szybko wymienić.

Kanał wlotowy silnika. Jest to system kanałów powietrznych, które doprowadzają oczyszczone powietrze do każdego z cylindrów. Zazwyczaj kanały powietrzne znajdują się w zawaleniu silnika, z boku cylindrów.

Osobno opowiem o wlotach powietrza używanych w pojeździe KAMAZ.

Przeznaczenie i rola wlotu powietrza w układzie zasilania silnika KAMAZ

Jak nazwa wskazuje, czerpnia powietrza odpowiada za pobranie powietrza z atmosfery i dostarczenie go do filtra powietrza. Tu jednak pojawia się pytanie – dlaczego ciężarówka potrzebuje specjalnego wlotu powietrza, skoro tak wiele samochodów, zwłaszcza samochodów, działa dobrze bez tej części? W rzeczywistości wlot powietrza w pojazdach KAMAZ odgrywa ważną rolę, a jego konieczność wynika z konstrukcji i eksploatacji pojazdu.

Zazwyczaj ciężarówki jeżdżą w trudnych warunkach – przy dużym zapyleniu, błocie itp. Dlatego doprowadzenie powietrza do silnika należy przeprowadzić w taki sposób, aby jak najmniej kurzu, brudu, owadów itp. dostało się do filtra i do układu zasilania. Właśnie ten problem rozwiązuje wlot powietrza, zwykle znajduje się on w „najczystszym” miejscu - za kabiną. Tutaj dzięki turbulencji powietrze zawiera mniej zanieczyszczeń, a jego ilość jest wystarczająca do normalnej pracy silnika, w tym z turbosprężarką.

Dzięki obecności wlotu powietrza łatwo rozwiązana jest również kwestia umiejscowienia filtra i innych elementów doprowadzenia powietrza do silnika - można je zamontować w dowolnym dogodnym miejscu, co nie wpływa negatywnie na ich działanie. Tak więc obecność wlotu powietrza rozwiązuje jednocześnie kilka problemów o różnym charakterze, od tego zależy normalna praca silnika, a także stan filtra i innych części układu zasilania.

Rodzaje, rozmieszczenie i działanie czerpni KAMAZ

Do chwili obecnej istnieją trzy główne typy wlotów powietrza KAMAZ:

Klasyczne okrągłe wloty powietrza montowane na kabinie;
. Nowoczesne wloty powietrza o przekroju prostokątnym („płaskie”), montowane na kabinie;
. Krótkie wloty powietrza montowane bezpośrednio na filtrze.

Wloty powietrza wszystkich typów są bardzo prosto rozmieszczone i zawierają minimum części.

Okrągłe czerpnie składają się z rurki (kanału powietrznego), w której górnej części montowany jest właściwy czerpnia - zaślepka lub daszek zwiększający powierzchnię wlotu. Wlot jest koniecznie zamknięty siatką, która zapobiega przedostawaniu się do systemu dużych zanieczyszczeń, kamieni, owadów, liści itp.

Oprócz zwykłych wlotów powietrza cylindryczne, obrotowe, wykonane w formie bębna zamontowanego na kanale powietrznym. Obracając się, taki bęben działa jak filtr odśrodkowy, który usuwa mniej lub bardziej duże zanieczyszczenia, zapobiegając ich utknięciu w filtrze siatkowym. Obrót bębna zapewnia nadchodzący strumień powietrza.

Obecnie jednak coraz częściej stosuje się nowoczesne płaskie wloty powietrza, które zajmują minimalną przestrzeń za kabiną, a jednocześnie zapewniają efektywny wyciąg powietrza z atmosfery. Istnieją dwa rodzaje takich wlotów powietrza:

Do montażu poziomego;
. Do montażu pionowego.

Różnica między tymi częściami polega na położeniu wlotu, który znajduje się tak, że po zamontowaniu wlotu powietrza „wygląda” w bok, czyli powietrze jest pobierane z prawej lub lewej strony kabiny. Niezależnie od lokalizacji wlot zamknięty jest kratką ochronną (plastikową lub metalową) lub roletami.

Obecnie coraz częściej stosowane są wloty powietrza wykonane z tworzywa sztucznego – są niezwykle tanie, niezawodne i wydajne. A w przypadku awarii można je szybko i bez dodatkowych kosztów wymienić.

Modułowe metody projektowania

Na ryc. 1.12 pokazuje sposób na podzielenie silnika na kilka modułów.

Ryż. 1.12. Modułowe elementy konstrukcyjne

Korzystanie z coraz większych samolotów oznacza tańsze podróże lotnicze. Ta koncepcja sprawdza się, gdy samoloty działają wydajnie. Jeśli jednak jeden z ograniczonych elementów dużego statku powietrznego, taki jak silnik, przestanie działać, koszt przewozu trzystu lub czterystu pasażerów na pokładzie staje się zaporowy.

Producenci silników, aby zminimalizować koszty finansowe ponoszone przez konsumentów swojego sprzętu w przypadku awarii, przyjęli techniki projektowania modułowego, które umożliwiają wymianę modułów silnika zamiast wymiany całego silnika.

ROZDZIAŁ 2 - WLOT POWIETRZA

· Ustawienie najważniejszych zadań wlotu powietrza do silnika.

· Opis geometrii poddźwiękowego wlotu powietrza głowicy prędkości.

· Opis zmiany parametrów gazu w wlocie powietrza pod ciśnieniem prędkości przy różnych prędkościach.

· Uzasadnienie przeznaczenia klap wtórnych czerpni.

· Opis celu i zasady działania wieloskokowych wlotów powietrza przy prędkościach lotu naddźwiękowych.

· Wyliczenie różnych typów wieloskokowych wlotów powietrza i ich definicja dla różnych statków powietrznych.

Opis przyczyn i zagrożeń następujących problemów eksploatacyjnych związanych z wlotami powietrza do silnika:

Oddzielenie przepływu, zwłaszcza przy bocznym wietrze na ziemi;

Oblodzenie wlotu powietrza;

Uszkodzenie wlotu powietrza;

Absorpcja ciał obcych;

Silne turbulencje w locie.

· Opis działań pilota w celu sparowania wymienionych problemów.

· Opisać warunki i okoliczności podczas prac naziemnych, w których istnieje niebezpieczeństwo zassania ciał obcych lub ludzi do wlotu powietrza.

2.1. WLOT POWIETRZA

Wlot powietrza do silnika jest wbudowany w konstrukcję płatowca lub jest częścią gondoli. Został zaprojektowany w taki sposób, aby zapewnić względną ochronę przed dopływem turbulentnego powietrza do płaszczyzny czołowej LPC lub wentylatora. Konstrukcja kanału wlotowego powietrza ma duży wpływ na osiągi silnika przy wszystkich prędkościach powietrza i pod każdym kątem natarcia, aby zapobiec gwałtownemu wzrostowi ciśnienia w sprężarce.

Najprostszą formą czerpni jest kanał z pojedynczym wlotem i zaokrąglonym przekrojem typu „pito” (głowica prędkości). Zwykle jest prosty w silnikach montowanych na skrzydle, ale może mieć kształt litery S w silnikach montowanych na ogonie (np. 727, TriStar). Kanał S charakteryzuje się niestabilnością przepływu powietrza, szczególnie podczas startów z bocznym wiatrem.

Wlot powietrza Pitota optymalizuje wykorzystanie głowicy dynamicznej i podlega minimalnej utracie ciśnienia głowicy dynamicznej wraz ze wzrostem wysokości. Sprawność tego typu wlotu powietrza jest zmniejszona ze względu na powstawanie fal uderzeniowych na krawędzi, gdy prędkość samolotu zbliża się do prędkości dźwięku.

Poddźwiękowy wlot powietrza zwykle ma poszerzony kanał, aby umożliwić zmniejszenie prędkości i zwiększenie ciśnienia wlotowego sprężarki wraz ze wzrostem prędkości powietrza.

Ciśnienie wewnątrz wlotu powietrza GTE podczas pracy silnika na parkingu jest poniżej atmosferycznego. Wynika to z dużego natężenia przepływu przez kanał wlotowy. Gdy samolot się porusza, ciśnienie w wlocie powietrza zaczyna rosnąć. Wywoływany jest moment, w którym ciśnienie we wlocie powietrza jest równe ciśnieniu atmosferycznemu odzyskiwanie ciśnienia w głowicy prędkości. Ten moment zwykle występuje przy około 0,1 Macha do 0,2 Macha. Wraz ze wzrostem prędkości samolotu wlot powietrza wytwarza coraz większe ciśnienie z głowicy prędkości, a od tego zwiększa się stosunek ciśnienia w sprężarce. Skutkuje to zwiększoną przyczepnością bez zwiększania zużycia paliwa. Jest to pokazane poniżej. Klapy wlotu powietrza wtórnego umożliwiają dostarczanie dodatkowego powietrza do sprężarki podczas pracy z dużą mocą, gdy samolot jest zaparkowany lub przy niskich prędkościach lotu/pod dużymi kątami natarcia (wykres Harriera).

Ryż. 2.1. Odzyskiwanie ciśnienia prędkości

2.2. WLOT POWIETRZA NADDŹWIĘKOWEGO

Samoloty naddźwiękowe muszą mieć bowiem odpowiedni rodzaj wlotów powietrza, bo. przedni koniec sprężarki nie jest w stanie poradzić sobie z przepływem naddźwiękowym. Przy prędkościach poddźwiękowych wlot powietrza musi mieć właściwości odzyskiwania ciśnienia jak wlot powietrza poddźwiękowego, ale przy prędkościach naddźwiękowych musi zmniejszać przepływ powietrza poniżej prędkości dźwięku i kontrolować powstawanie fal uderzeniowych.

Powierzchnia przekroju naddźwiękowego dyfuzor od przodu do tyłu stopniowo maleje, co pomaga zmniejszyć natężenie przepływu poniżej wartości 1M. Dalszą redukcję prędkości osiąga się w dyfuzorze poddźwiękowym, którego pole przekroju zwiększa się w miarę zbliżania się do wlotu sprężarki. Aby odpowiednio wyhamować przepływ w falach uderzeniowych, bardzo ważne jest kontrolowanie ich powstawania we wlocie powietrza. Zastosowanie wlotów powietrza o zmiennej geometrii pozwala na odpowiednią kontrolę fal uderzeniowych; mogą też mieć ominąć drzwi aby uwolnić powietrze z wlotu powietrza bez zmiany jego prędkości.

Ryż. 2.2. Zmienny wlot powietrza w gardzieli (na podstawie oryginalnego rysunku Rolls-Royce'a)

Ryż. 2.3. Wlot powietrza z kompresją zewnętrzną/wewnętrzną (na podstawie oryginalnego rysunku Rolls-Royce'a)

2.3. RUCHOMY WLOT POWIETRZA

W przypadku ruchomych wlotów powietrza pole przekroju wlotu (Concorde) zmienia się za pomocą ruchomego stożka centralnego (SR 71). Umożliwia to kontrolę wstrząsów kompresyjnych na wlocie sprężarki.

2.4. OBLICZENIA OPERACYJNE

Odlecieć. Wlot powietrza do silnika ma na celu utrzymanie stabilnego przepływu powietrza na wlocie sprężarki; wszelkie zakłócenia przepływu, które powodują turbulencje przepływu, mogą spowodować zatrzymanie lub gwałtowny wzrost sprężarki.

Wlot powietrza nie radzi sobie z dużymi kątami natarcia i utrzymuje stabilny przepływ powietrza. Jeden z najbardziej krytycznych momentów występuje podczas przyspieszania silnika do ciągu startowego. Na przepływ powietrza dolotowego może mieć wpływ każdy wiatr boczny, zwłaszcza silniki montowane na ogonie z wlotami w kształcie litery S (TriStar, 727). Aby zapobiec możliwemu przeciągnięciu i przepięciom, w instrukcjach obsługi znajduje się procedura, której należy przestrzegać. Polega ona zwykle na progresywnym ruchu samolotu przed płynnym wzrostem trybu pracy do startu około 60 – 80 węzłów (start bez zatrzymywania).

Lukier. W pewnych warunkach może wystąpić oblodzenie wlotu powietrza. Zwykle dzieje się tak, gdy temperatura na zewnątrz jest niższa niż +10°C, widoczna jest wilgotność, na pasie nadal znajduje się woda lub zasięg widzenia wzdłuż drogi startowej jest mniejszy niż 1000 m. Jeżeli takie warunki występują, pilot musi włączyć system przeciwoblodzeniowy silnika.

Szkoda. Uszkodzenie wlotu powietrza lub wszelkie nierówności w jego kanale mogą powodować turbulencje w przepływie powietrza wlotowego i zakłócać przepływ w sprężarce, powodując utknięcie lub gwałtowny wzrost. Podczas kontroli wlotu powietrza należy zwracać uwagę na uszkodzenia i nierówną chropowatość powierzchni paneli okładzinowych.

Odsysanie ciał obcych. Zasysanie ciał obcych, gdy samolot znajduje się na lub blisko ziemi, nieuchronnie powoduje uszkodzenie łopatek sprężarki. Zwróć odpowiednią uwagę na obszar na ziemi przed wlotami powietrza silnika przed ich uruchomieniem, aby upewnić się, że nie ma luźnych kamieni ani innych zanieczyszczeń. Nie dotyczy to silników montowanych na ogonie, których wloty powietrza znajdują się nad kadłubem; są znacznie mniej podatne na wchłanianie ciał obcych.

Turbulencje w locie. Silne turbulencje podczas lotu mogą nie tylko rozlać kawę, ale także zakłócić przepływ powietrza w silnikach. Użycie prędkości mechanicznej do przejścia przez turbulencje określone w instrukcji obsługi i prawidłowe obroty/RPM pomogą zmniejszyć ryzyko awarii sprężarki. Może być również wskazane lub konieczne włączenie ciągłego zapłonu w celu zmniejszenia prawdopodobieństwa wybuchu płomienia w silniku.

Operacje naziemne. Większość uszkodzeń sprężarki jest spowodowana zasysaniem ciał obcych. Uszkodzenie łopatek sprężarki prowadzi do zmiany geometrii układu, co może prowadzić do pogorszenia wydajności, zgaśnięcia sprężarki, a nawet przepięcia silnika. Aby zapobiec takim uszkodzeniom, ważne jest podjęcie wstępnych działań w celu usunięcia gruzu (gruzu) z parkingu. Ponadto pilot podczas kontroli przed lotem musi upewnić się, że we wlotach powietrza silnika nie ma ciał obcych. Na tym odpowiedzialność się nie kończy, po locie konieczne jest zamontowanie zaślepek na kanałach dolotowych i wydechowych, aby zapobiec gromadzeniu się zanieczyszczeń i autorotacji.

Podczas ruszania, kołowania i zmiany ciągu ciała obce mogą zostać zassane do wlotu powietrza i należy zastosować minimalny ciąg, aby zapobiec potencjalnym uszkodzeniom.

Podczas pracy silnika turbogazowego doszło do poważnych uszkodzeń i kilku ofiar śmiertelnych w wyniku zasysania personelu do wlotów powietrza. Jeżeli konieczne jest prowadzenie prac w bezpośrednim sąsiedztwie pracującego silnika, należy zachować szczególną ostrożność.

ROZDZIAŁ 3 - SPRĘŻARKI

transkrypcja

1 MINISTERSTWO EDUKACJI I NAUKI ROSYJSKIEGO FEDERALNEGO PAŃSTWA BUDŻET INSTYTUCJA EDUKACYJNA SZKOLNICTWA WYŻSZEGO "PAŃSTWOWY POLITECHNIKA WORONEZ" Kiriakidi PROJEKT WLOTU POWIETRZA DO STATKU POWIETRZNEGO Zatwierdzony przez Radę Redakcyjno-Wydawniczą Uniwersytetu jako podręcznik Woroneż 2013

2 UDC Kiriakidi S.K. Projekt wlotu powietrza do samolotu: tutorial / S.K. Kiriakidi. Woroneż: Woroneż Państwowy Uniwersytet Techniczny, Woroneż Państwowy Uniwersytet Techniczny, c Podręcznik omawia projektowanie, zastosowanie projektu wlotu powietrza do różnych typów samolotów, zarówno poddźwiękowych, jak i naddźwiękowych. Uwzględniono zagadnienia oceny optymalnych form aerodynamicznych obrysu wewnętrznego i zewnętrznego. Publikacja jest zgodna z wymaganiami Państwowego Standardu Edukacyjnego Wyższego Kształcenia Zawodowego na kierunku „Inżynieria Samolotów i Śmigłowców”, dyscyplina „Projektowanie Samolotów”. Podręcznik przeznaczony jest dla uczniów IV roku studiów stacjonarnych. Patka. 18 Zł. 23 Bibliografia: 9 Redaktor naukowy dr tech. nauk ścisłych, prof. W I. Korolkov Recenzenci: wydział głównego projektanta JSC "Woroneż Akcyjne Przedsiębiorstwo Budowy Samolotów", zastępca. główny projektant Nazarow V.P. Kiriakidi SK, 2013 Projekt. FGBOU VO „Państwowy Uniwersytet Techniczny w Woroneżu”,

3 Spis treści Wstęp 5 1 Nowoczesne wloty powietrza Cel i cechy konstrukcyjne 9 wlotów powietrza Opis konstrukcji gondoli silnikowej Tu Opis konstrukcji gondoli silnikowej Il Proces technologiczny wytwarzania 29 konstrukcji wlotów powietrza na przykładzie samolotu Tu Materiały i urządzenia do produkcja czerpni Tu Zastosowanie polimerowych materiałów kompozytowych w projektowaniu czerpni 38 2 Obliczanie siły 2.3 Rozkład obciążeń wzdłuż długości i na odcinkach czerpni Rozkład obciążeń aerodynamicznych wzdłuż wewnętrznej powierzchni czerpni Wyznaczanie obciążeń wypadkowych ponad 56 odcinków wlotu powietrza od zewnętrznych i wewnętrznych obciążeń aerodynamicznych 2.6 Obciążenia śrub mocujących wlot powietrza Test wytrzymałości wlotu powietrza 63 Samolot 3 Przykłady konstrukcyjne 79 wloty powietrza 3.1 wloty powietrza 79 naddźwiękowe samoloty Tu wloty powietrza IL

4 3.3 Konstrukcja czerpni Tu Wnioski 99 Literatura 100 4

5 WPROWADZENIE W samolotach z silnikami odrzutowymi stosowane są różne urządzenia wejściowe. Służą do spowolnienia przepływu powietrza przed wejściem do silnika. Główne wymagania dla urządzeń wlotowych to: zapewnienie wysokich wartości całkowitego współczynnika zachowania ciśnienia; tworzenie równomiernego przepływu na wlocie do silnika lub pożądana (dopuszczalna) niejednorodność; minimalny opór aerodynamiczny; zapewnienie stabilnej i wydajnej pracy w całym wymaganym zakresie trybów lotu i trybów pracy silnika. Wybór urządzenia wejściowego w dużej mierze zależy od szacowanej liczby M lotu samolotu, wymaganego zakresu odchyleń liczby M od obliczonej, lokalizacji elektrowni na samolocie, rodzaju zastosowanych silników, oraz szereg innych czynników. W zależności od szacowanej prędkości lotu urządzenia wejściowe można podzielić na dwa typy: 1) poddźwiękowe dla poddźwiękowych statków powietrznych; 2) naddźwiękowy dla samolotów naddźwiękowych. Dyfuzor poddźwiękowy silnika turboodrzutowego obejmuje nie tylko sam kanał wewnętrzny, przez który powietrze dostaje się do silnika, ale także sąsiadującą z nim część wlotową wlotu powietrza. Wlot musi mieć gładki obrys krawędzi wlotu, co jest konieczne, aby zapobiec rozdzielaniu się przepływu na wlocie. Kanał wewnętrzny takich dyfuzorów rozszerza się. Kiedy poddźwiękowy przepływ powietrza przepływa przez rozszerzający się kanał, jego prędkość spada, a ciśnienie wzrasta. Intensywność procesu 5

6 hamowanie zależy od stopnia zmiany w obszarze kanału. Im bardziej zwiększa się powierzchnia kanału, tym intensywniejszy powinien być proces hamowania. Jednym z pilnych zadań przy tworzeniu nowoczesnych samolotów jest zmniejszenie hałasu silnika. Podczas gdy samoloty dalekiego zasięgu są najgłośniejsze ze względu na dużą moc ich silników, samoloty średniego i krótkiego zasięgu są liczniejsze, a wszelkie środki mające na celu zmniejszenie hałasu tych samolotów mają również ogromne znaczenie. Istnieją trzy główne sposoby osiągnięcia tego celu: zastosowanie cichych silników, ulepszona praca samolotów i silników oraz racjonalna instalacja silników w samolocie. W silnikach lotniczych hałas generowany jest przez wentylator DTRD (sprężarka turbinowa), strumień i źródła wewnętrzne (przede wszystkim turbina). Głównym źródłem hałasu silników wysokoprężnych o niskim, a zwłaszcza o dużym współczynniku obejścia, jest wentylator, a ogólny poziom hałasu silnika wysokoprężnego jest niższy niż silnika turboodrzutowego. Największy wpływ na poziom hałasu ma natężenie przepływu gazu, dlatego skutecznym sposobem redukcji hałasu jest przejście w lotnictwie pasażerskim z silników turboodrzutowych na silniki z obejściem, których hałas odrzutowy jest mniejszy ze względu na znacznie mniejszą prędkość. Jednak głównym źródłem hałasu w DTRD był wentylator. Obecnie opracowano następujące główne metody redukcji hałasu wentylatora jednostopniowego: odrzucenie wentylatora VHA, zmniejszoną prędkość obwodową wirnika, optymalny stosunek liczby łopatek łopatki wylotowej i wirnik i zwiększona odległość między tymi rzędami łopatek. Zastosowanie turbowentylatorów o dużej prędkości obrotowej pozwala na zmniejszenie masy silnika i wymagania 6

7 pod względem poziomu hałasu powoduje konieczność ograniczenia prędkości obrotowej do wartości odpowiadających obwodowym prędkościom wentylatorów m/s. Ponadto rozważane są inne propozycje zmniejszenia hałasu wentylatora, z których jednym jest sposób na ograniczenie hałasu podczas jego propagacji z urządzenia wlotowego i wylotowego powietrza. Metoda ta obejmuje wyłożenie ścian ścieżki przepływu konstrukcjami dźwiękochłonnymi (SAC), Rysunek 1. Rysunek 1 Gondola silnika samolotu pasażerskiego z panelami dźwiękochłonnymi oraz gondola silnika z SAC; 7

8b wielowarstwowa konstrukcja dźwiękochłonna; 1 perforowana muszla; 2 plaster miodu; 3 powierzchnia odniesienia. osiem

9 1 Czerpnia współczesnego statku powietrznego 1.1 Przeznaczenie i cechy konstrukcyjne czerpni Elementem funkcjonalnym niezbędnym do zorganizowania przepływu na wlocie silnika i zapewnienia niezbędnych trybów pracy silnika jest wykonany konstrukcyjnie w postaci czerpni. Wlot powietrza (A) to element samolotu przeznaczony do dostarczania powietrza z atmosfery do silnika o parametrach zapewniających wysoką sprawność zespołu napędowego w zakresie ciągu i zużycia paliwa przy minimalnych oporach aerodynamicznych oraz niezawodny (bez silnika i wlot powietrza). Wloty powietrza dzielą się w zależności od zakresu prędkości lotu samolotu na poddźwiękowe i naddźwiękowe oraz w zależności od konfiguracji na osiowosymetryczne, płaskie (o przekroju prostokątnym) i inne. Poddźwiękowy wlot powietrza zawiera kolektor i dyfuzor. Kolektor czasami wykonany jest z automatycznie otwieranymi okienkami wlotu powietrza, ma na celu zapewnienie ciągłego przepływu powietrza do kanału podczas startu i manewrowania samolotem. Dyfuzor o małym kącie otwarcia poprawia sprzężenie kolektora z gondolą silnika, zmniejszając opór aerodynamiczny. Za dyfuzorem wlotu powietrza do silnika odrzutowego może znajdować się kanał o prawie stałym przekroju wzdłuż długości i często krzywoliniowy. Starty śmigłowców są często wykonywane z urządzeniem przeciwpyłowym. Oczyszczanie powietrza odbywa się na zakrzywionym odcinku kanału dzięki efektowi odśrodkowemu. 9

10 Naddźwiękowy wlot powietrza zawiera sekcję dyfuzora naddźwiękowego do zwalniania i kompresji przepływu naddźwiękowego oraz dyfuzor poddźwiękowy umieszczony za „gardłem” (najwęższy odcinek kanału). Powłoka jest cienka, aby zmniejszyć opór gondoli na fale. Sprężanie przepływu w dyfuzorze naddźwiękowym odbywa się w układzie fal uderzeniowych tworzonych przez specjalnie wyprofilowaną powłokę i korpus w kształcie klina dla czerpni płaskich lub korpus centralny w kształcie stożka dla czerpni symetrycznych osiowo. Wlot powietrza (VZ) i kanał powietrzny, które zwykle są częścią płatowca, bardziej niż inne elementy wpływają na ciąg generowany przez układ napędowy. Zapewniają dopływ powietrza niezbędnego do normalnej pracy silnika, w wymaganej ilości oraz przy określonej prędkości i ciśnieniu. Przy niskich prędkościach lotu powietrze przed komorą spalania jest sprężane głównie w sprężarce. Wraz ze wzrostem prędkości lotu, a zwłaszcza po osiągnięciu prędkości ponaddźwiękowych, stało się możliwe wykorzystanie energii kinetycznej przepływu do zwiększenia ciśnienia powietrza dostarczanego do silnika. Przy takich prędkościach znacznie wzrasta rola wlotu powietrza, gdyż wykorzystanie energii kinetycznej nadchodzącego strumienia powietrza prowadzi do zmniejszenia zużycia energii na napęd sprężarki. Takie urządzenie wlotowe jest w rzeczywistości bezturbinową sprężarką wstępną. W samolotach transsonicznych wlot powietrza o stałej geometrii z zaokrągloną krawędzią natarcia spełnia swoją funkcję całkiem dobrze. Staranne profilowanie wlotu powietrza zapewnia niskie straty oraz równomierne pole prędkości przepływu przed sprężarką. Jednak przy prędkości naddźwiękowej 10

11 jest nieprzyłączoną bezpośrednią falą uderzeniową, po której prędkość spada do wartości poddźwiękowej. Takiemu skokowi towarzyszy duży opór fal. Dla samolotów naddźwiękowych konieczne było opracowanie wlotów powietrza o innym kształcie i innej zasadzie działania. Ze względu na szeroki zakres prędkości roboczych tych samolotów, ich wloty i kanały powietrza muszą zachowywać się równie dobrze w różnych warunkach, zapewniając zarówno prosty wlot powietrza podczas startu, jak i stworzenie optymalnego systemu fali uderzeniowej w locie z maksymalną prędkością. Tak więc konstrukcja wlotu powietrza zależy od prędkości lotu i usytuowania silnika na płatowcu, a także od kształtu i zasady działania wlotu silnika. W dotychczas budowanych samolotach naddźwiękowych wloty powietrza znalazły zastosowanie: 1) centralne (czołowe), tj. umieszczone wzdłuż osi symetrii samolotu (lub osi gondoli) lub bocznej (po bokach kadłuba); 2) nieuregulowane lub regulowane, tj. wloty powietrza, których wewnętrzna geometria jest stała lub może się różnić w zależności od warunków lotu; 3) z kompresją zewnętrzną, wewnętrzną lub kombinowaną, tj. wloty powietrza, w których powietrze jest sprężane poprzez zamianę energii kinetycznej przepływu na ciśnienie statyczne odpowiednio przed wlotem powietrza lub w kanale powietrznym; 4) płaskie lub trójwymiarowe, tj. wloty powietrza, których kształt przekroju jest zbliżony do prostokątnego lub okrągłego (półokrągłe, eliptyczne itp.) Wiele samolotów wykorzystuje wloty z przodu (w tym nieregulowane), podczas gdy w innych wloty boczne są stosowane. Boczne wloty powietrza są zwykle umieszczone z przodu z przodu 11

12 krawędzi skrzydła w jego płaszczyźnie, nad skrzydłem lub pod nim, w zależności od przyjętej konfiguracji aerodynamicznej samolotu. Centralne wloty powietrza w kadłubie lub poszczególnych gondolach są prawie wyłącznie okrągłe w kształcie przekroju poprzecznego i tylko w rzadkich przypadkach stosuje się kształt owalny (F-100 itp.). Zaletą wlotów powietrza do silników umieszczonych w gondoli jest ich bezpośrednie połączenie ze sprężarką, dzięki czemu charakteryzują się niską masą, niskimi stratami ciśnienia oraz równomiernym polem prędkości przepływu. W locie przelotowym przy prędkościach ponaddźwiękowych kołowe wloty powietrza charakteryzują się również stałym układem fal uderzeniowych odpowiadającym projektowym warunkom eksploatacji. Wady okrągłych wlotów powietrza obejmują spadek ich wydajności wraz ze wzrostem kąta natarcia, ze względu na zmianę systemu fali uderzeniowej. W przypadku centralnych wlotów powietrza w kadłubie kanał powietrzny ma długi i skomplikowany kształt, co wymaga znacznej objętości kadłuba i utrudnia zmieszczenie paliwa, wyposażenia itp. Dodatkowo taki wlot powietrza eliminuje możliwość zastosowania anteny radarowej o dużej średnicy, której wielkość jest ograniczona wymiarami korpusu centralnego znajdującego się wewnątrz wlotu. Wadą tylnych i brzusznych wlotów powietrza jest zmniejszenie ich skuteczności przy dużych kątach natarcia (odpowiednio dodatnim lub ujemnym) ze względu na to, że wlot powietrza jest zasłonięty kadłubem i skrzydłem. Boczne wloty powietrza charakteryzują się znacznie większą różnorodnością kształtów przekroju. W początkowym okresie rozwoju samolotów naddźwiękowych najczęściej stosowano wloty powietrza półeliptyczne, półkoliste lub ćwierćkołowe. Ostatnie 12

13 razy, płaskie boczne naddźwiękowe wloty powietrza o prostokątnym kształcie z zaokrąglonymi narożnikami są prawie powszechnie stosowane. Odrzucenie półkolistych wlotów powietrza tłumaczy się chęcią nie zniekształcania profilu nasadowych części skrzydła i płaskiego kształtu kadłuba nośnego. Umieszczenie wlotów powietrza po bokach kadłuba pozwala nie tylko na znaczne skrócenie kanałów powietrznych, ale również na zajęcie całej przedniej części kadłuba wyposażeniem, w tym wyposażeniem stacji radiolokacyjnej. Płaskie boczne wloty powietrza działają bardzo wydajnie w całym zakresie prędkości roboczych i kątów natarcia. Główne wady bocznych wlotów powietrza to zacienianie jednego z nich przez kadłub podczas manewrów poślizgu przy prędkościach lotu ponaddźwiękowego oraz wpływ warstwy przyściennej na ich pracę, która jest głównym źródłem nierównego pola prędkości w wlocie powietrza oraz Kanał powietrzny. W zakresie niskich prędkości naddźwiękowych nadal mają zastosowanie nieregulowane wloty powietrza, które są wykonane ze spiczastych krawędzi wejściowych, na których występuje lokalny, bezpośredni wstrząs. Prędkość przepływu za takim skokiem spada do poddźwiękowej, ale nadal jest tak duża, że ​​konieczne jest dalsze hamowanie przepływu do prędkości wymaganej przez sprężarkę. Dzieje się tak w rozszerzającym się dyfuzorze. Zastosowanie ostrych krawędzi wlotu zapobiega tworzeniu się grubej warstwy granicznej na wlocie powietrza i późniejszemu oddzielaniu się tej warstwy, co pogarsza osiągi silnika. Za lokalnie dołączonym uderzeniem prędkość powietrza spada do wartości poddźwiękowej tak samo gwałtownie, jak za nieprzyczepionym uderzeniem głową, jednak ze względu na jego lokalizację większość energii kinetycznej jest zamieniana na ciśnienie statyczne 13

14 (reszta jest zamieniana na energię cieplną). Jednak wraz ze wzrostem prędkości lotu wzrasta intensywność skoku i odpowiednio straty w procesie kompresji dynamicznej, w wyniku czego zmniejsza się ciąg układu napędowego. Dlatego też wloty powietrza tego typu są stosowane w samolotach o maksymalnej prędkości nieprzekraczającej M=1,5. Przy wyższych prędkościach dobrą skuteczność kompresji dynamicznej nadchodzącego przepływu można osiągnąć tylko w układzie ukośnych fal uderzeniowych, które charakteryzują się mniejszą intensywnością, mniejszym spadkiem prędkości i mniejszymi stratami ciśnienia. Prędkość przepływu za wstrząsem skośnym nadal pozostaje ponaddźwiękowa, a jeśli odpowiada liczbie Macha nieprzekraczającej 1,5–1,7, to przy wstrząsie bezpośrednim może nastąpić dalsze spowolnienie przepływu. Straty przy tak słabym wstrząsie są niewielkie, a prędkość poddźwiękowa za nim jest już akceptowalna dla kanału powietrznego. Wlot powietrza z podwójnym skokiem działa skutecznie do prędkości lotu M = 2,2. Wraz z dalszym wzrostem nadchodzącej prędkości przepływu wzrasta również liczba Macha za ukośnym uderzeniem. Jeżeli przekroczy 1,5-1,7, wówczas przepływ powietrza należy dodatkowo sprężyć w jeszcze jednym uderzeniu skośnym, aby jego prędkość przed uderzeniem bezpośrednim zamknięcia miała dopuszczalną wartość. Wlot powietrza z takim systemem skoku nazywa się systemem trójskokowym i może być używany do M~3. Wymagany system skoku można stworzyć przesuwając element z ostrym wierzchołkiem do przodu od wlotu powietrza (niezależnie od stopnia kompresji zasady) lub za pomocą wlotu powietrza o ostrych krawędziach wlotu i odpowiednio wyprofilowanego dyfuzora (w urządzeniach wejściowych z kompresją wewnętrzną lub kombinowaną). Elementy konstrukcyjne wewnątrz wlotu powietrza służące do tworzenia ukośnych fal uderzeniowych, 14

15 to generatory skoku. W praktyce znalazły zastosowanie generatory w postaci stożków, półstożków, ćwierćstożków i klinów. Na ich wierzchołkach, podczas lotu naddźwiękowego, powstaje dołączony amortyzator o kącie nachylenia zależnym zarówno od kąta na szczycie ciała, jak i od liczby Macha. Ponieważ w szoku ukośnym zmiana parametrów przepływu, jak wspomniano powyżej, zachodzi mniej gwałtownie niż w przypadku uderzenia bezpośredniego, straty są znacznie mniejsze, a co za tym idzie wytworzone ciśnienie statyczne jest większe. Ciśnienie statyczne przepływu stojącego jest tym większe, im większa jest prędkość lotu i liczba ukośnych fal uderzeniowych, w których energia jest przekształcana. W praktyce stosuje się układy dwu-, trzy-, a nawet czterowstrząsowe.Drugie i kolejne udary skośne mogą być tworzone przez generator z przerwaną tworzącą lub w wyniku odbicia fal perturbacyjnych od wewnętrznych ścianek dyfuzora . Pierwszy sposób tworzenia skoków jest typowy dla wlotów powietrza z kompresją zewnętrzną, a drugi dla kombinowanych. W czerpniach ze sprężaniem wewnętrznym wstrząsy wzbudzane są wewnątrz niesymetrycznego osiowo kanału powietrznego dzięki odpowiedniemu profilowi ​​przekroju dyfuzora. Opisane powyżej sposoby wytwarzania fal uderzeniowych różnią się od siebie miejscem powstawania uderzeń względem płaszczyzny wlotu do wlotu powietrza. Ich wspólną cechą jest wielostopniowy proces zwalniania przepływu, który zapewnia maksymalne wykorzystanie kompresji dynamicznej, minimalne straty oraz równomierny rozkład prędkości. Pierwszy naddźwiękowy samolot z wlotami powietrza wyposażonymi w ukośne generatory wstrząsów wykorzystywał wloty sprężone zewnętrznie. W porównaniu do innych mają 15

16 są dość łatwe w regulacji i mają niewielką masę. Generator jest umieszczony względem wlotu powietrza w taki sposób, aby w obliczonych warunkach lotu pierwotny wstrząs generowany przez niego dotykał krawędzi wlotu powietrza, co pozwala na uzyskanie maksymalnego wychwytu powietrza, minimalnych strat sprężenia oraz minimalnych oporów wewnętrznych wlotu urządzenie. Jednak istotnymi wadami tego typu urządzeń wlotowych w porównaniu z innymi są duże (największe) opory zewnętrzne związane ze zmianą kierunku przepływu, a także najmniejszy wzrost ciśnienia statycznego oraz duża powierzchnia czołowa ze względu na fakt że konieczne jest umieszczenie generatora wstrząsów wewnątrz wlotu powietrza. Teoretycznie najbardziej racjonalne jest stosowanie urządzeń wejściowych z kompresją wewnętrzną, które są najbardziej wydajne i mają minimalny opór zewnętrzny. Jednak takie urządzenia wejściowe nie znalazły jeszcze praktycznego zastosowania ze względu na złożoność konstrukcji profilowanego kanału powietrznego i potrzebę płynnej zmiany jego wewnętrznej geometrii zgodnie ze zmieniającymi się warunkami lotu i pracy silnika. Obecnie coraz częściej stosowane są urządzenia wejściowe z kompresją kombinowaną, które przy stosunkowo prostej konstrukcji charakteryzują się dość wysoką wydajnością. Różnica w szczegółach naddźwiękowych wlotów powietrza jest zwykle związana z przyjętymi przesłankami teoretycznymi, wynikami eksperymentów i gustami projektantów. Na przykład brytyjski eksperymentalny samolot F.D.2, na którym w 1956 roku ustanowiono światowy rekord prędkości (1322 km/h), miał bardzo specyficzny wlot powietrza. Jego górna krawędź natarcia jest spiczasta i wysunięta do przodu w stosunku do zaokrąglonej dolnej krawędzi. szesnaście

17 Z jednej strony prowadzi to do pojawienia się przytwierdzonego ukośnego wstrząsu na górnej krawędzi, który przechodzi w pewnej odległości przed dolną krawędzią, zapobiegając powstawaniu w jej pobliżu niezamocowanego bezpośredniego wstrząsu. Natomiast przesunięcie górnej krawędzi do przodu umożliwia zwiększenie przedniego przekroju wlotu powietrza w lotach pod dużymi kątami natarcia, gdy prędkość lotu jest niska, a wymagany przepływ powietrza w silniku wysoki. Ponadto rozpowszechniły się urządzenia do dodatkowego nawiewu lub wywiewu powietrza, które są częścią układu dolotowego powietrza, takie jak klapy wlotowe (wylotowe) i obejściowe, które zwykle znajdują się albo w pobliżu elementu sterującego (stożek, rampa). , klin) lub wzdłuż kanału powietrza i otwierać lub zamykać w zależności od przepływu powietrza wymaganego przez silnik. Podczas startu i lotu z małą prędkością przednia i tylna część ruchomej rampy wlotu powietrza są podnoszone, klapa startu i bypassu jest otwarta, co zapewnia dostarczenie wymaganej ilości powietrza do silnika pomimo niskiej prędkość nadchodzącego przepływu. Wraz ze wzrostem prędkości lotu i ciśnienia powietrza na wlocie do sprężarki kierunek przepływu powietrza przepływającego przez klapę startową zmienia się na przeciwny, a nadmiar powietrza z kanału powietrznego jest omijany do atmosfery. Podczas lotu z prędkością transsoniczną przepustowość klapy jest niewystarczająca, a aby ograniczyć dopływ powietrza do sprężarki, tylna część rampy odchyla się w dół, w wyniku czego przekrój wlotu powietrza zmniejsza się, a wymiary wzrost kanału wylotowego powietrza. Podczas lotu z dużą prędkością ponaddźwiękową przednie i tylne części rampy odchylają się jeszcze bardziej w dół, zapewniając, że silnik otrzymuje optymalną 17

18 ilość powietrza. Szczelina między przednią i tylną częścią rampy służy do odwodnienia warstwy przyściennej. Dlatego naddźwiękowe wloty powietrza z generatorem wstrząsów skośnych muszą być wyprofilowane w taki sposób, aby przy projektowanej prędkości lotu wstrząs pierwotny dotykał krawędzi natarcia. Takie położenie skoku zapewnia największą wydajność urządzenia dolotowego, ponieważ przepływ powietrza jest maksymalny, straty w procesie sprężania i opory wejściowe są minimalne, a silnik pracuje najbardziej stabilnie. Jest oczywiste, że takie warunki istnieją tylko przy określonej liczbie Macha. Oznacza to, że dana liczba Macha odpowiada pewnemu położeniu generatora skoku względem przedniej krawędzi wlotu, a w innych trybach pracy właściwości wlotu ulegają pogorszeniu. Tym samym w szerokim zakresie prędkości naddźwiękowych nadchodzącego przepływu nie można zapewnić zadowalających osiągów silnika z nieregulowanym wlotem powietrza. Ta wada jest konsekwencją rozbieżności między stałą geometrią wlotu powietrza, obliczoną dla określonych warunków przepływu, a optymalnymi parametrami przepływów wewnętrznych i zewnętrznych w warunkach nieprojektowych. Wadę tę można częściowo lub całkowicie wyeliminować, zmieniając geometrię wlotu powietrza (sekcja wlotowa, krytyczna i/lub wylotowa) zgodnie ze zmieniającą się prędkością i wysokością lotu. Odbywa się to zazwyczaj poprzez płynny, automatyczny ruch elementu sterującego, który zapewnia wymagany przepływ powietrza przy niskich oporach zewnętrznych w szerokim zakresie prędkości lotu, dopasowując pojemność wlotu do wydajności sprężarki i dopasowując układ skokowy do konfiguracji Wlot powietrza. Wyklucza to 18

19 również możliwość niezałączonego bezpośredniego wyrzutu do przodu, co jest główną przyczyną niezadowalającej pracy wlotu powietrza i kanału powietrznego jako całości. Rysunek Schemat gondoli naddźwiękowego silnika lotniczego Rysunek przedstawia schemat gondoli naddźwiękowego silnika lotniczego. Szczelina 1 pomiędzy kadłubem a gondolą służy do odwodnienia warstwy przyściennej. Nagromadzona wzdłuż kadłuba turbulentna warstwa przyścienna nie wchodzi więc do kanału silnika, co poprawia pracę łopatek sprężarki. Zapewnienie we wszystkich trybach lotu optymalnych parametrów przepływu powietrza odpowiednich dla silnika odbywa się poprzez automatyczne sterowanie geometrią wlotu powietrza z ruchomą rampą 2 (ze szczelinami 19

20 3 do odwodnienia warstwy przyściennej z płaszczyzny rampy) oraz klapy obejścia powietrza 4 i 5. Wraz ze zmianą położenia rampy zmienia się nie tylko obszar wejścia strumienia powietrza do toru silnika, ale również układ fal uderzeniowych które występują przy prędkościach ponaddźwiękowych na krawędziach natarcia wlotu powietrza oraz na poszczególnych odcinkach rampy ruchomej Opis konstrukcji gondoli silnikowej Tu-334 W samolocie Tu-334 silniki umieszczone są na tylnej części kadłuba, co umożliwia : a) zapewnienie aerodynamicznie „czystego” skrzydła przy maksymalnym wykorzystaniu jego rozpiętości do umieszczenia środków mechanizacji (klapy, listwy itp.) w celu uzyskania wysokiej jakości aerodynamicznej skrzydła i wysokich wartości C y podczas startu i lądowania; b) stworzyć warunki niezbędne do pracy wlotów powietrza, zapewniające odprowadzanie warstwy przyściennej z powierzchni kadłuba, z zachowaniem odpowiedniej odległości wlotu powietrza od kadłuba. Zmiana kąta natarcia strumienia powietrza do wlotu powietrza silnika umieszczonego na tylnej części kadłuba jest w przybliżeniu o połowę mniejsza od zmiany kąta natarcia skrzydła (lub zmiany kąta pochylenia samolotu), natomiast dla wlotów umieszczonych pod skrzydłem lub na krawędzi natarcia skrzydła ta zmiana kąta natarcia powietrza jest większa niż zmiana kąta natarcia skrzydła; c) poprawić charakterystykę stateczności wzdłużnej kierunkowej i poprzecznej dzięki: 20

21 praca gondoli silnikowych i ich pylonów jako dodatkowego usterzenia poziomego; mały moment obrotowy silników przy zatrzymaniu jednego z nich; d) poprawić komfort i bezpieczeństwo pasażerów poprzez zmniejszenie hałasu w kabinie (niska częstotliwość z wydechu odrzutowego i wysoka z wlotów powietrza i kanałów powietrznych) oraz poprzez umieszczenie silników za kabiną ciśnieniową; które: e) poprawiają bezpieczeństwo przeciwpożarowe, w wyniku czego silniki są usuwane z kabiny pasażerskiej oraz ze zbiorników paliwa; g) poprawić osiągi zespołu napędowego i całego statku powietrznego jako całości poprzez: zapewnienie możliwości wymiany całej gondoli wraz z silnikiem; stworzenie dostatecznie dobrych warunków do zbliżania się do silników; h) chronić silniki przed dostaniem się do nich wody i ciał obcych podczas pracy silników na ziemi ze względu na odpowiednio wysokie położenie wlotów od ziemi oraz przed dostaniem się kamieni spod podwozia poprzez zakrycie wlotów skrzydło i klapy; 21

22i) zapewnić możliwość zamontowania silników o większym ciągu (przy zachowaniu lub nieznacznym zwiększeniu ich masy) ze względu na małe ramię ciągu względem środka ciężkości statku powietrznego; j) poprawić działanie urządzeń odwracania ciągu silników w porównaniu z silnikami umieszczonymi w nasadzie skrzydła. Na samolocie Tu-334 zainstalowano gondole silnikowe, wykorzystując w projekcie materiały kompozytowe (dźwiękochłonne panele wlotu powietrza). Gondola silnika składa się z: przedniej części wlotu powietrza; część tylna (drzwi do gondoli silnika); panele do mocowania skrzydeł gondoli silnika. Przednia część gondoli silnika składa się z nosa, kanału i skorupy. Skarpeta jest przymocowana wzdłuż obrysu wewnętrznego do kanału wlotowego powietrza i wzdłuż obrysu zewnętrznego do skorupy. Kanał jest trójwarstwową osłoną. Poszycie wewnętrzne (perforowane) wykonane jest ze stopu aluminium D19chATV o grubości 1,8 mm, poszycie obciążone ze stopu D19chAT = 1,2 mm. Wypełniacz: TSSP-F-10P, plaster miodu, z komórką sześciokątną, a = 10 mm. Grubość panelu 20 mm. Zewnętrzna powierzchnia płaszcza wlotu powietrza to nitowana skorupa z poszyciem z materiału D16-ATV (trawionego) o grubości poszycia 1,8 mm. Obudowa w powłoce w przedniej płaszczyźnie jest przymocowana do ramy ściennej przedniej wargi wlotu powietrza, a z tyłu do końcowej ramy ściennej w rejonie kołnierza silnika. 22

23 Wlot powietrza jest zamocowany na przednim kołnierzu silnika za pomocą dwunastu szybkozłączy (śrub z łbem walcowym M10), które odbierają siły osiowe, a także momenty osi pionowej i poziomej. Działanie siły w płaszczyźnie wyznaczonej przez wskazane osie jest odbierane przez cylindryczny pas na kołnierzu silnika, wzdłuż którego również znajduje się wlot powietrza. W konstrukcję wlotu powietrza wbudowany jest system przeciwoblodzeniowy (POS) z wyciągiem gorącego powietrza z trzeciego stopnia sprężarki wysokociśnieniowej silnika. Zewnętrzna powłoka i panele są połączone pierwszą i czwartą ramą mocy. Czwarta rama czerpni pełni funkcję poprzecznej przegrody ogniowej. Stopka wlotu powietrza wytłoczona ze stali nierdzewnej składa się z czterech spawanych doczołowo części. Stopka czerpni składa się z obudowy, poprzecznej membrany, na której osadzony jest kolektor z częścią rury POS i ramą 1. Rama 1 konstrukcji prefabrykowanej ma kształt pierścieniowy i składa się ze ściany wzmocnionej z akordami i przeponami. Kolektor jest uwzględniony w projekcie systemu przeciwoblodzeniowego czerpni powietrza (POS). Panel dźwiękochłonny (SPC) strukturalnie 23

24 wykonany jest w postaci dwóch warstw duraluminium, pomiędzy którymi wklejony jest rdzeń o strukturze plastra miodu. Od strony części przepływowej obudowa jest perforowana. Na końcach panelu naklejone są profile do dokowania z noskiem wzdłuż ramy 1 i ramy wlotu powietrza 4. Opis konstrukcji gondoli silnikowej samolotu Il Cztery silniki są zainstalowane pod skrzydłem na dwóch wewnętrznych i dwa zewnętrzne pylony. Aby zapewnić normalną aerodynamikę przepływu, każdy silnik jest zamknięty w gondoli, która składa się z wlotu powietrza i maski zakrywającej przód silnika. Gondole wszystkich czterech silników mają tę samą konstrukcję i są wymienne. Elementy gondoli wyposażone są w klapy, włazy serwisowe i pokrywy zapewniające dostęp do silnika i jego jednostek. Aby zmniejszyć poziom hałasu na ziemi, osłonę wlotu powietrza i maskę wykonano z materiałów kompozytowych z tłumiącym dźwięki rdzeniem o strukturze plastra miodu. Kanał powietrzny to trójwarstwowa struktura plastra miodu z perforowaną metalową wyściółką wewnętrzną (rysunek). Aby zapewnić możliwość naprawy, wlot powietrza i maska ​​silnika są składane. Stopka wlotu powietrza jest chroniona przed oblodzeniem pierścieniowym kanałem, przez który krąży gorące powietrze z silnika. Dostarczony system 24

25 sygnalizacji przegrzania i pożaru oraz gaszenia pożaru w komorze silnika. Konstrukcję nośną maski stanowi rama główna, która odbiera i przenosi na korpus silnika obciążenia aerodynamiczne występujące na elementach maski w locie. Wzór Wielowarstwowa struktura dźwiękochłonna; 1 perforowana muszla; 2 plaster miodu; 3 powierzchnia odniesienia. Podszewka kaptura wykonana jest z kompozytowego materiału węglowego KMU z wypełnieniem plastra miodu z litego włókna szklanego SSP. Takie poszycie nie pozwala na wstrząsy i skręcanie obciążeń podczas pracy. Po uderzeniu na materiale kompozytowym pojawiają się pęknięcia i dziury. W miejscu otworu wycinany jest materiał. Głębokie zadrapania to koncentratory naprężeń w skórze, które mogą prowadzić do głębokich pęknięć lub uszkodzenia liści. Wycięcia na włazy są wzmocnione metalowymi płytkami i obrzeżami. Części metalowe na poszyciu kompozytowym mocuje się tylko 25

26 połączeń śrubowych. Pokrywy włazów i żaluzje do odprowadzania powietrza wykonane są ze stopów aluminium. Od tylnej ściany wlotu powietrza do urządzenia cofania z boków i dołu silnik zamykają dwie łatwo zdejmowane klapy, prawa i lewa. Przesłony zapewniają aerodynamiczny przepływ wokół silnika, chronią komunikację silnika przed przypadkowym uszkodzeniem i zapewniają dostęp do silnika podczas konserwacji. Żaluzje mocowane są do silnika za pomocą szybkozłączek. Klapy posiadają wloty powietrza i żaluzje do przedmuchiwania komory silnika, a także włazy do odprowadzania gorącego powietrza wylotowego z jednostek zainstalowanych na silniku. Na całym obwodzie lamówki skrzydeł wzmocnione są metalowymi profilami. W górnej części skrzydła zamocowane są cztery wsporniki do zawieszenia go na ramie okapu. Skrzydła w płaszczyznach przedniej i tylnej mocowane są za pomocą łatwo zdejmowanych klamer z klamką sprężynową z blokadą. Uszczelnienie wzdłuż przedniej krawędzi skrzydła zapewnia gumowy profil zamontowany na tylnej ścianie wlotu powietrza, wzdłuż tylnej krawędzi skrzydła uszczelka z fluoroplastu zamocowana na powierzchni nośnej przedniej ściany urządzenia cofania silnika. Uszczelnienie górnych i dolnych skrzydeł ma na celu zapobieganie przedostawaniu się opadów atmosferycznych do komory silnika i odbywa się za pomocą pustych profili gumowych. Aby uzyskać dostęp do jednostek i łączności elektrowni, gondola ma włazy konserwacyjne. Włazy zamykane są łatwo zdejmowanymi pokrywami i otwierane ręcznie. Wycięcia włazu w poszyciu kompozytowym są wzmocnione metalową ramą, która jest przykręcana do poszycia gondoli. 26

27 Nos gondoli jest zamontowany na przednim kołnierzu silnika. W palcach zastosowano powietrzno-termiczny system przeciwoblodzeniowy. Wlot powietrza do silnika składa się z następujących głównych części: podgrzewany nos, rama 1 (tylna ściana wlotu), obudowa z owiewką, kanał wlotu powietrza. Podgrzewany nosek o konstrukcji nitowanej i spawanej. Składa się z poszycia stopki wzmocnionego spawaną falistą oraz membrany. Wzdłuż zewnętrznej krawędzi membrany znajduje się profil do mocowania noska do obudowy wlotu powietrza. Membrana i wyściółka palca tworzą pierścieniowy kanał, do którego przez dyszę wpływa gorące powietrze. Z kanału pierścieniowego gorące powietrze dostaje się do wnęki między skórą nosa a pofałdowaniem, ogrzewając skórę nosa. Powietrze wylotowe jest wyrzucane do szczeliny wzdłuż tylnej krawędzi skóry nosa. Skóra nosa to toroidalny profil wykonany z materiału 12X18H10T o grubości 1,5 mm. Z tego materiału wykonane jest również ryflowanie wzmacniające o grubości 0,3 mm. 27

28 Widok zewnętrzny noska w przekroju pokazano na rysunku Taśma kanału wydechowego Ściana membrany Rama 1 Wykładzina noska Pofałdowanie Rysunek Nos gondoli silnika 28

29 1.2 Proces technologiczny wykonania konstrukcji czerpni na przykładzie samolotu Tu-334 Poniżej przy rozpatrywaniu procesu technologicznego montażu czerpni nie jest uwzględniana kwestia kształtowania poszycia zewnętrznego i perforowanego, kształtowania profili. Są uważane za gotowe produkty do dalszego procesu produkcyjnego kanału wlotowego powietrza. Wstępny montaż skór i elementów ram Nazwa operacji Wyposażenie Narzędzie Dopasuj i wykonaj końcowe przycinanie skór perforowanych Zamontuj 3 sekcje perforacji na belkach kontrolnych. Skórki. Tolerancja nieprzylegania perforatorów. okładzin zgodnie z mocowaniem po dokręceniu śrub kontrolnych ± 0,1 mm Wywiercić otwory pod nity w perforowanej skórze wzdłuż otworów prowadzących okładziny. Zewnętrzny kontur urządzenia do montażu Urządzenie do montażu perforowanej skóry Urządzenie do montażu bez perforacji Nożyczki ręczne, wałek rzeźbiący

30 nieperforowanych powłok musi odpowiadać zewnętrznemu obrysowi wlotu powietrza, biorąc pod uwagę grubość nieperforowanej powłoki. profil perforacji. poszycie skór do montażu i klejenia wlotów powietrza. płyta kanałowa b) zainstalować ogranicznik do mocowania rdzenia o strukturze plastra miodu i nieperforowanej skóry; c) odsłonić rdzeń o strukturze plastra miodu i odcinki nieperforowanej skóry; d) dokręcić zespół gumką i zdemontować ogranicznik; e) założyć i zamocować na śrubach kontrolnych profil i profil techniczny zapewniający zachowanie wymiarów geometrycznych podczas klejenia (rys. 29). Tolerancja nieprzywierania profilu do obudowy po dokręceniu śrubami kontrolnymi ± 0,1 mm; f) sprawdzenie jakości dopasowania skór przed ich anodowaniem do wypełniacza o strukturze plastra miodu za pomocą nadruków typu plastra miodu na folii polietylenowej uzyskanej przez sprasowanie produktu w autoklawie przy nadciśnieniu 0,6? 0,7 atm. w t=165±5 30

31 C przez min. g) zdemontować zespół Wykonać anodowanie naskórka profili kwasem chromowym (det. 015, 027, 017, 029, 023, 025) Nałożyć podkład EP-0234 na powierzchnię świeżo anodowanych, suchych części. Przerwa między operacjami anodowania i gruntowania nie może przekraczać dwóch godzin. Przepuszczać grunt w t=125 C przez 1 godzinę Zmontować 3 sekcje powłok perforowanych przez podkładki na śrubach kontrolnych Nitowanie szwów wzdłużnych powłoki perforowanej Kąpiel do anodowania kwasem chromowym Klasa materiału: podkład EP-0234; urządzenie termopiecowe do montażu perforatorów. prasa do obudowy typ KPK-406 pistolet natryskowy NRU Przygotowanie rdzenia plastra miodu do klejenia Nazwa i szkic operacji 1. Wytnij (jeśli to konieczne) bloki plastra miodu na wysokość do rysunku z tolerancją ± 0,1 mm oraz spoiny poprzeczne i ich kształtowanie według następujących technologii a) nałożyć folię klejącą VK-31 na jedną z sklejonych powierzchni rdzenia o strukturze plastra miodu; b) ułożyć panele o strukturze plastra miodu na trzpieniu przez folię fluoroplastyczną i odkleić taśmą szklaną; c) zainstalować dwie termopary na urządzeniu o strukturze plastra miodu Klasa materiału: wypełniacz o strukturze plastra miodu TSSP-F-10P; taśma drobnozębna piła marka: folia samoprzylepna VK-31 trzpień do formowania plastrów miodu 31

32 wypełniacz w pobliżu linii kleju; d) ułożyć warstwy drenażowe 2 3 warstwy juty i włókna szklanego przez folię fluoroplastyczną; e) założyć złączki na worek próżniowy: jedną, aby wytworzyć podciśnienie z szybkością 1 złączki na 1 mm 2; juta, włókno szklane T-13 jedna pośrodku do kontrolowania ciśnienia pod torbą; f) przykleić zestaw workiem próżniowym; marka: folia PPI-T wiązka uszczelniająca 51G-27 g) podłączyć przewód próżniowy i wytworzyć próżnię pompy próżniowej 0,1 kgf/cm 2. Odciąć przewód próżniowy i sprawdzić geometrię worka próżniowego. Dopuszczalne jest obniżenie ciśnienia pod workiem do 0 w czasie nie krótszym niż 10 minut. Wyeliminuj wykryte wycieki. h) załadować oprzyrządowanie wraz z zestawem do autoklawu. autoklaw typu „Scholz” Podłącz worek próżniowy do systemu kontroli ciśnienia próżni. Podłącz termopary ShR; Wytworzyć pod workiem próżnię o wartości 0,1 kgf/cm 2. Wyłączyć przewód próżniowy autoklawu i sprawdzić geometrię worka. Dopuszczalne jest obniżenie ciśnienia pod workiem do 0 w czasie nie krótszym niż 10 minut; i) utrzymując pod workiem próżnię 0,1 kgf/cm2, wytworzyć ciśnienie 0,8 kgf/cm2, następnie wyłączyć pompę próżniową i płynnie połączyć worek z atmosferą; j) włączyć ogrzewanie i doprowadzić ciśnienie w autoklawie do 1,3-1,5 kgf/cm2 Szybkość nagrzewania spoiny klejowej nie powinna przekraczać 1 C/min l) gdy temperatura spoiny klejowej osiągnie 175 ± 5

33 ciśnienie 1,3 1,5 kgf / cm 2 przez 1,5 godziny; l) schłodzić zespół pod ciśnieniem 1,3 1,5 kgf / cm 2 do temperatury 40 C; m) Rozhermetyzować autoklaw i rozładować zespół. Wyczyść wypełniacz o strukturze plastra miodu z smug kleju; 3. Wytnij szczeliny drenażowe w plastrze miodu zgodnie z rysunkiem. 4. Przyciąć folię samoprzylepną VK-31 bez usuwania warstw ochronnych. 5. Usuń ochronną warstwę papieru i nawiń samoprzylepną folię VK-31 niezabezpieczoną stroną na końce rdzenia o strukturze plastra miodu. 6. Perforować folię samoprzylepną VK-31 bez usuwania folii polietylenowej w oparciu o: jeden otwór w środku każdej komórki z odchyleniem ±12 mm. 7. Usunąć drugą warstwę ochronną (folię polietylenową) z folii samoprzylepnej VK Folię samoprzylepną VK-31 obkurczamy nagrzewając promiennikiem podczerwieni zgodnie z następującym trybem: Instalacja do wycinania rowków odwadniających Folia samoprzylepna VK-31 Temperatura lamp na podczerwień 75± 5 С; wytrzymać sek. 9. Zabezpiecz końce rdzenia o strukturze plastra miodu termokurczliwą folią samoprzylepną z folią polietylenową. 10. Rozłóż folię samoprzylepną VK-31, jej perforację i skurcz termiczny na drugiej stronie plastra miodu, powtarzając kroki tego wypadku. 33

34 1.3 Materiały i urządzenia do produkcji czerpni Tu-334 Poniżej podano zakres materiałów podstawowych i pomocniczych, wyposażenia, oprzyrządowania i narzędzi niezbędnych do wykonania czerpni Tu-334. Podstawowe materiały użyte do wykonania konstrukcji czerpni Artykuł TU OST I OST I OST I OST I Grunt EP-0234 PI Folia klejąca VKV-3 PI Folia klejąca VK-31 TU

35 Materiały pomocnicze użyte do wykonania konstrukcji wlotu powietrza Materiały pomocnicze Skład odtłuszczający: nefras; Artykuł GOST Dodatek antystatyczny „Selbol” TU Aceton GOST Folia poliamidowa najwyższej jakości kategorii PPN-T i wiązka uszczelniająca 51G-27 TU Włókno szklane T-13 GOST Burlap art Folia TUP fluoroplastik Gaza GOST Serwetki techniczne GOST Lavsan taśma LLT TU17-RSFSR

36 1.3a Wyposażenie, osprzęt, narzędzia stosowane przy produkcji czerpni Tu-334 Materiały pomocnicze Wyposażenie 1.3.a.1 Autoklaw typu Scholz 1.3.a.2 Piec termiczny typu PAP 1.3.a.3 typu SEP przebijarka elektroerozyjne a.4 prasa typu KPK a.5 prasa FEKD-550/ lub FEKD 0550/ a.6 nożyce rolkowe lub wibracyjne 1.3.a.7 prasa do gięcia 1.3.a.8 typ "Pels", giętarka do profili Cincinatti 1.3 .a.9 Piec PG a.10 Kąpiel do odtłuszczania typu ETA (ETA-6) 1.3.a.11 Lampy podczerwone 1.3.a.12 Folie typu maszynowego 4K 1.3.a.15 Narzędzie montażowe 36

37 okładzina wewnętrzna 1.3.a.16 Urządzenie do montażu okładziny zewnętrznej 1.3.a.17 Urządzenie do montażu i klejenia kanału wlotu powietrza 1.3.a.18 Instalacja do wycinania rowków odwadniających w rdzeniu o strukturze plastra miodu 1.3.a.19 Urządzenia do monitorowania klejów perforowanych 1.3.a .20 Przemysłowy defektoskop do lodówek 4AD-3 typ BC

38 1.4 Wykorzystanie materiałów kompozytowych w projektowaniu wlotu powietrza Duże możliwości tworzenia wydajnych projektów elektrowni pozwalają na dostarczanie materiałów kompozytowych (CM) o różnorodnych i unikalnych właściwościach. CM to sztucznie wytworzony materiał składający się z dwóch lub więcej niejednorodnych i wzajemnie nierozpuszczalnych składników (faz), połączonych wiązaniami fizycznymi i chemicznymi oraz posiadający właściwości przekraczające średnie wartości jego składników składowych. Fundamentalne znaczenie zastąpienia metali jako tradycyjnych materiałów konstrukcyjnych dla CM polega na tym, że zamiast ograniczonej liczby materiałów o stałych i praktycznie równych właściwościach we wszystkich kierunkach, możliwe staje się zastosowanie dużej liczby nowych materiałów o właściwościach, które różnią się w różnych kierunkach w zależności od na kierunku orientacji wypełniacza w materiale (anizotropia właściwości CM). Co więcej, ta różnica we właściwościach CM jest regulowana, a projektant ma możliwość celowego stworzenia CM dla konkretnego projektu zgodnie z bieżącymi obciążeniami i cechami jego działania. Dlatego właściwie zaprojektowana i dobrze wykonana konstrukcja CM może być lepsza od konstrukcji wykonanej z metali. Samo tworzenie produktów z CM jest przykładem jedności wzornictwa i technologii, ponieważ materiał zaprojektowany przez projektanta powstaje równolegle z produktem podczas jego wytwarzania, a właściwości CM w dużej mierze zależą od parametrów procesu technologicznego. 38

39 Jednocześnie specyfika CM, w szczególności ich niska wytrzymałość i sztywność na ścinanie, wymaga starannego zwrócenia uwagi na konstrukcyjną i technologiczną obróbkę konstrukcji: obliczenia złożonych układów wielowarstwowych, zachowanie wysokich właściwości wytrzymałościowych włókien wzmacniających w produkcie i uzyskiwanie stabilnych właściwości CM Metody wytwarzania PCM Cechą charakterystyczną wytwarzania części z PCM jest to, że materiał i produkt w większości przypadków są tworzone jednocześnie. W takim przypadku produktowi od razu nadaje się określone wymiary geometryczne i kształt, co może znacząco obniżyć jego koszt i uczynić go konkurencyjnym w stosunku do produktów wykonanych z tradycyjnych materiałów, pomimo stosunkowo wysokiego kosztu spoiw polimerowych i wypełniaczy włóknistych. Technologia wytwarzania części z PCM obejmuje następujące główne operacje. 1 przygotowanie wypełniacza wzmacniającego i przygotowanie spoiwa, 2 połączenie zbrojenia i matrycy, 3 kształtowanie części, 4 utwardzanie spoiwa w CM, 5 obróbka skrawaniem części, 6 kontrola jakości części. Przygotowanie składników wyjściowych polega na sprawdzeniu ich właściwości pod kątem zgodności ze specyfikacjami, a także obróbce powierzchni włókien w celu poprawy ich zwilżalności, zwiększenia siły adhezji pomiędzy wypełniaczem a osnową w gotowym PCM (usunięcie smaru , 39

40 klejenie, aktywacja powierzchni, chemiczne czyszczenie powierzchni, usuwanie wilgoci itp.). Połączenie włókien wzmacniających i spoiwa można przeprowadzić metodami bezpośrednimi lub pośrednimi. Metody bezpośrednie obejmują te, w których produkt formowany jest bezpośrednio z początkowych elementów CM, z pominięciem operacji wytwarzania z nich półproduktów. Pośrednie metody wytwarzania to takie, w których elementy konstrukcyjne są formowane z półproduktów. W tym przypadku impregnacja włókien wzmacniających spoiwem jest samodzielną operacją, w wyniku której uzyskuje się wstępnie zaimpregnowane materiały (prepregi) nici, kabli, taśm i tkanin, które następnie są suszone i częściowo utwardzane. Prepregi są przygotowywane w specjalnych instalacjach typu pionowego lub poziomego. Kształtowanie części nowoczesnej technologii z PCM odbywa się wieloma metodami technologicznymi, z których najszerzej stosowane są nawijanie, prasowanie, formowanie próżniowe i autoklawowe oraz pultruzja. 40

41 Metoda nawijania. Nawijanie to proces formowania struktur z CM, w którym półwyroby uzyskuje się poprzez automatyczne nakładanie wypełniacza wzmacniającego (nici, taśmy, tkaniny), zwykle impregnowanego spoiwem polimerowym, wzdłuż z góry określonych trajektorii, na obracające się formy konstrukcyjne lub trzpienie technologiczne. Trzpienie lub formy mają konfigurację i wymiary odpowiadające wewnętrznym wymiarom produkowanej części. Formowanie części przez nawijanie kończy się utwardzaniem nawiniętego przedmiotu obrabianego. Obecnie nawijanie odbywa się na automatycznych nawijarkach ze sterowaniem programowym, które umożliwiają uzyskanie wyrobów o różnych kształtach i rozmiarach. Metoda nawijania jest najszerzej stosowana do wytwarzania konstrukcji o kształcie korpusów obrotowych lub zbliżonych do niego. Nawijanie produkuje rury, zbiorniki, zbiorniki ciśnieniowe o różnych kształtach, stożkowe skorupy, pręty, pudła itp. 41

42 2 Obliczenia siły wlotu powietrza samolotu Tu-334 W konstrukcjach współczesnych samolotów można zaobserwować dużą różnorodność typów, kształtów i rozmieszczenia wlotów powietrza. Wynika to z faktu, że muszą zapewniać jak najefektywniejsze wykorzystanie energii kinetycznej nadchodzącego przepływu, a jednocześnie mieć minimalny opór. Kształt kanału wewnętrznego powinien zapewniać jak najmniejsze straty energii na skutek tarcia, ale jednocześnie spełniać warunki najlepszego rozplanowania samolotu. W przypadku braku przedmuchów aerodynamicznych przez wloty powietrza, ich obciążenia można w przybliżeniu określić na podstawie dwóch trybów lotu samolotu. Wynikowe obciążenia będą nieco zawyżone w porównaniu z rzeczywistymi i pójdą na margines bezpieczeństwa. Ponieważ profile gondoli i osłon są podobne do profilu skrzydła i są opływane przez strumień powietrza w modach odpowiadających dużym kątom natarcia skrzydła, powstają na nich znaczne obciążenia aerodynamiczne. W eksploatacji występują różne przypadki ładowania gondoli. Najciekawsze są dwa przypadki, które uwzględniają lot z maksymalnymi prędkościami i manewrami samolotu. 2.1 Dane wyjściowe do obliczenia siły Obciążenia rozkładają się na powierzchni zewnętrznej w następujący sposób: nadciśnienie na powierzchni określa wzór 42

43 P e = pq, gdzie P e jest nadciśnieniem na powierzchni; q głowica prędkości; p oblicza się ze wzoru: p = p 1 + p y + p z Wartość p 1 wyznacza się z wykresu na ryc. 4 Wartość py dla przypadku D" podana jest na załączonym wykresie (rys. 5). Dla pozostałych postaci wartość py przelicza się proporcjonalnie do Y mg. Wartość pz określa wzór: pz = pz + p z. Rozkład pz wzdłuż obrysu i długości wlotu powietrza przedstawiono na wykresie (rys. 6) W tym przypadku pz określa się wzorem: pz = (z() mg /q)kz 43

44 W przypadkach A „i D” z() mg = z mg, w innych przypadkach obliczonych należy przyjąć z() mg = 180 kg. Zakłada się, że rozkład p z wzdłuż konturu jest taki sam jak dla p z. W tym przypadku: pz = ((z mg 180)/q)K z gdzie z mg jest wzięte z tabel; 2.2. Rozkład obliczeniowych obciążeń aerodynamicznych na długości czerpni Poniżej przedstawiono obciążenia na wewnętrznej powierzchni czerpni. Wartości obliczeniowe obciążeń w przypadku A "x,

45 Obliczone wartości obciążeń w przypadku D "x,

46 2.3. Rozkład obciążeń wzdłuż długości i przekrojów czerpni Asymetryczny rozkład obciążeń Zmiana obciążeń maksymalnych w przekroju czerpni Rysunek Zmiana obciążeń maksymalnych w przekroju czerpni według wzoru: Obciążenia obliczeniowe w przypadek A „i D” jest określony przez p = fq (z / q) K z 46

47 Obciążenia na całej długości gondoli silnika określa się przez podstawienie wartości dla przypadku A: p = (±190/2000) K z = ±380K z. W przypadku D: p = (±160/2000) Kz = ±320Kz. Obciążenia wzdłuż konturu gondoli silnika określamy, podstawiając wartości dla przypadku A: p = ((±)/2000) K z = (20;-740)K z. W przypadku D: p = (( ±)/2000) Kz = (-40;-680)Kz. Całkowite obciążenia: W przypadku A ”: p \u003d ± 380 K z K z (+20; 740). 47

48 W przypadku D ”: p = ±320 K z K z (-40; 680) Równomierny rozkład obciążenia Rysunek Charakter rozkładu obciążenia p 1 na przekroje wlotu powietrza 48

49 Kąt A" Dla wszystkich kątów Przypadek obliczeniowy D" Prędkość podnoszenia q, kg/m 2 x D", 05 1,1 0,153 0 93p y * Rysunek Charakter rozkładu obciążenia py Wartości py * przedstawiono w tabeli 49 poniżej

50 Wartość obciążenia py * Przekrój x * py 0 0 0,05 0,1 0,153 0,1716 0 = ±380 Kz (+20;-740) Kz 50

51 Rozkład obciążenia wzdłuż długości i wzdłuż konturu od siły pz x K z K z,55 0,0 5 0,51 0,1-0,42 0,1 53-0,27 0, Całkowite obciążenia aerodynamiczne na czerpni podano w poniższych tabelach. Całkowite obciążenia aerodynamiczne wlotu powietrza w przypadku A ”i L \u003d 3,8 m (P p, kg / m 2), stopień x.15 3 0,

52 Całkowite obciążenia aerodynamiczne wlotu powietrza w przypadku D „(K \u003d -1,3812, py \u003d py * (kg / m 2) x, Tabela 9 Całkowite obliczone obciążenia aerodynamiczne wlotu powietrza w przypadku D” x,

53 2.4. Rozkład obciążeń aerodynamicznych na wewnętrznej powierzchni czerpni Obciążenia w kanale od py w przypadku A": q = 2000 kg/m2, D in = 1,6 m, f = 2,0, = -10; S in = r 2 = 2,01 m 2, " \u003d 0,1745; Y \u003d S w q \u003d 2,1745 \u003d 1403 kg. Obciążenia w kanale od py w przypadku D”: q = 2000 kg/m2, D in = 1,6 m, f = 2,0, = -4; S in = r 2 = 2,01 m 2, „= 0,0698; Y \u003d S w q \u003d -2,0698 \u003d -561 kg. W przypadku A ”: pz \u003d (20; -740) K z; py \u003d (1403/2210) py * \u003d 2539,3 py * (kg / m 2) W przypadku D: pz \u003d (-40; -680)Kz; 53

54 py \u003d (-561/2210) py * \u003d -1015 p y * (kg / m 2) Wartości obciążenia \u200b\u200b\u200b\u200bw przypadku A „i D” przy \u003d 0 Przypadek projektowy A „D” p \ u003d (-40; -680), kg / m 2 x K zpz \u003d (20; -740), kg / m 2 z 0 0,05 0,1 0,153 0, Wartości obciążenia w przypadku A i D przy \u003d 90 p \u003d -1015, Przypadek projektowy AD x py * py \u003d 2539,2 kg / m2 y kg / m2 0-0,05-0,1-0,153-0,

55 Obciążenia na wewnętrznej powierzchni wlotu powietrza w przypadku A p = p y cos + p z sin x ,

56 2.5. Wyznaczanie obciążeń wypadkowych nad sekcjami czerpni od obciążeń aerodynamicznych zewnętrznych i wewnętrznych Rysunek Całkowity rozkład obciążeń w przekroju czerpni Obliczenie obciążeń od zewnętrznych sił aerodynamicznych (dla niższych wartości pz wykonuje się według wzorów : q 2 p cos cos rds = - pryyy 0, q 2 p cos cos rds = -p r.zzz 0 56

57 Przyjmujemy wartość r = 2,826 m; Obliczone wartości obciążeń przedstawiono poniżej. Całkowite wartości obciążeń w przypadku A „x py cos pz sin qyqzq, kg/m, deg ,1; -1589,5 = kg / m; x = 0,153; 0,5 = kg / m. Całkowite wartości obciążeń w przypadek D "x py cos pz sin qyqzq, deg kg / m cos -93sin, 06 0, cos - 58sin 0,25 0,1 1220 cos -42sin 0,98 1,75 0, cos -53sin 0,84 57

58x=0,1; 0, = 3893 kg/m; x = 0,153; 0, = 3024 kg/m Obciążenia na śruby wlotu powietrza do przekładki wlotu powietrza do przekładki przyjmujemy: ilość śrub n = 12;D otaczające śruby = 1440 mm;Rozkład sumaryczny obciążenie liniowe w punktach D, C, B, A określa się jako: q D = = 7607 kg/m q C = = 6203 kg /m q B = = 4951 kg/m q A = = 3977 kg/m 58

59 Rysunek Rozkład całkowitego obciążenia liniowego wzdłuż długości Wartość całkowitego zredukowanego obciążenia R w środku ciśnienia jest zdefiniowana jako: R = (()/2 + ()/2) 0,19 + (()/2) 0,202 = 3274 (kg). 59

60 Aby wyznaczyć współrzędną środka nacisku, wyznaczmy całkowity moment zginający М А: М А = 0,19 0,19 0,202 0,19 0,5 0,202 0,5 0,135 = 1056 kg m. \u003d 1056/3274 \u003d 0,3225 m. Obliczone obciążenia śrub są określone wzorami P max \u003d 4M / nD okr.b., P max \u003d (40,) / (12 1,44) \u003d 245 kg. Obciążenie ścinające barku (zęba) podkładki: P cf p = 3274 kg. Masa wlotu powietrza G in-ka = 93 kg, x c.t. = 350 mm do przodu od płaszczyzny montażowej do elementu dystansowego. Obciążenia śrub mocujących wlot powietrza od obciążeń bezwładnościowych pokazano na rysunku

61 Rysunek Obciążenia śrub mocujących wlot powietrza od obciążeń bezwładności Ustawiamy współczynnik przeciążenia n = 1,5, następnie Р inrts = G powietrze n = 93 1,5 = 140 (kg). M = 0, = 49 (kg m). Rb \u003d (4 43) / (12 1,44) \u003d 11,34 (kg). Razem M izg \u003d cos92,50 \u003d 1059,271 (kg m). 61

62 Maksymalne obciążenie rozciągające śruby Śruba P = 245,2 kg. Rysunek Rozmieszczenie śrub mocujących wzdłuż konturu i całkowite obciążenia działające 62

63 Określenie obciążeń śrub mocujących w przypadku D „Obliczone obciążenia wlotu powietrza wzdłuż przekrojów i wzdłuż, punkty przyłożenia wypadkowej, obliczone wartości momentów i sił ścinających podano dla Maksymalna siła rozciągająca na śrubę: P max p = 4M / 4d = (40, )/(12 1.440) = 218 kg Obciążenie ścinające jest odbierane przez ramię dystansowe P av p = 2400 kg 2.7 Sprawdzenie wlotu powietrza samolotu wytrzymałość Dane wyjściowe do obliczeń Powłoka wewnętrzna: = 1,8 mm, materiał: stop D19, perforacja o średnicy 2 mm Kruszywo: TSSP-F-10P (TU), kruszywo właściwe = 35 ± 5 kg/m3, szh = 15 kg / cm 2. 63

64 Rysunek Parametry wypełniacza i powłoki perforowanej Powłoka zewnętrzna: = 1,2 mm, materiał: stop D19. Powłoka wykonana jest z D16T, = 1,8 mm, trawiona od = 1,8 mm do = 1,2 mm. Maksymalny rozmiar komórki to 101 na 120 mm. 64

65 Rysunek Typowy przekrój skorupy Obliczanie przekroju w obszarze przekładki w przypadku obliczeniowym A „Znajdź moment bezwładności przekroju: I \u003d (0,4D 3) \u003d 0,4 142,5 3 0,12 + 0,12 + 0,4 138,5 3 inc \u003d. 84 cm 4,65

66 Podana grubość poszycia wewnętrznego: pr. wew. obsz. = [((138,5)/12,0208) 0,2 0,18 138,5 0,18]/(138,5). Normalne naprężenia spowodowane zginaniem wlotu powietrza: \u003d (M d) / j 2 \u003d (0,2) / (638037,84 2) \u003d 22,69 (kg / cm 2), Nadmierna wytrzymałość \u003d 2750 / 22,69 1 \u003e\u003e 1. M = R1; P = 3948 kg; l = 38,2 cm q = 22,69 0,12 = 2,72 kg/cm Sprawdzamy stabilność celi trawiącej od q = 2,72 kg/cm. Akceptujemy podtrzymanie długich krawędzi komórek skóry 66

67 Rysunek Schemat obciążenia komórki skóry Wartość a/b = 101/120 = 0,841; K = 3,6. cr = 2750 kg / cm2, = 2750/355 1 = 6,746, >> Sprawdzanie wytrzymałości kanału wewnętrznego na ściskanie osiowe Sprawdźmy wytrzymałość kanału wewnętrznego na ściskanie osiowe: działanie T. = /2J = [ 0,2 2 (138,5) 2 (0,15) 3,14/(638037,94 4) = 3958 (kg) 67

68 Efektywne obciążenie ściskające od q p,5 = 3000 (kg / m 2). równy T \u003d (/4) () 0,3 \u003d 4198,74 (kg). Całkowite obciążenie: T = 8157 kg. Wypełniacz jest miękki. Wzory obliczeniowe dla paneli trójwarstwowych: zap< 1,21qE пр, L i = E 1 H/E 1 B = 1, = C + 1/, q = n(1- C) B D 2 R(n + H) b = 1,21qE пр /G зап С 1 = D 1рас /D 1 D 1 = 4(z 0 h н) 3 + 4(H z 0) 3 + 4l i , 68

69 z 0 \u003d [ w w (n + h) + l w n 2 ] /. Obliczenie zgodnie z powyższymi wzorami daje: z 0 \u003d / \u003d 1,246, D 1 \u003d 4 (1,246 2,8 0,12) 3 + 4 (2,27 1,246) (1,246 3 (1,246 1,12 3) \u003d \u003d 3,652, B 2 \u003d 0,15 + 0,12 \u003d 0,27 (mm) E pr \u003d 6, wypełniacz K \u003d 0,2 kg / cm 2. Przyjmujemy dla niskiej sztywności D 1rac \u003d in 3 + li n 3 \u003d 0, 12 3 \u003d 0, C 1 \u003d 0,005103 / 3,652 \u003d 0, q \u003d / \u003d 0,

70 Zredukowany moduł sprężystości poprzecznej: G zap = G xz = 1,5 (c / t) G m, G zap = G yz = (c / t) G m, Moduł sprężystości poprzecznej kruszywa: G m = E m /, G m = 6000 / = 2400 (kg/cm2). G zap = G xz = 1,5 (0,025/1,732) 2400 = 52 (kg/cm2), G zap = G yz = (0,025/1,732) 2400 = 35 (ì/ńì 2), G zap = = 42,7 ( kg/cm2) 42,7< 1,21 0,8 105; т.е. заполнитель маложесткий. 42,7 < 1273,7 b = 1273,7/42,7 = 29,83 = 0, = 0,

71 Krytyczna siła osiowa T cr: T cr = 2 K E pr B z D 1 = 2 0,2 ​​6,27 3,652 0, = kg. Nadmiar siły = 45842 / = 4,62. Obliczmy naprężenia w wewnętrznej i zewnętrznej warstwie panelu trójwarstwowego: q n \u003d q (q / (1 +)); \u003d l (n / in), l \u003d E 1n / E 1v \u003d 6,/6, \u003d 1, 71

72 q \u003d 8157 / (140,5) \u003d 18,48 (kg / cm 2), \u003d 1 (1,2/1,5) \u003d 0,8, q w \u003d 18,48 (1 / (1 + 0,8)) \u003d 10,27 (kg / cm) [02] \u003d 27,5 (kg / mm 2). q n \u003d 18,48 (0,8/1,8) \u003d 8,21 (kg / cm), ext \u003d 1027 / 0,15 \u003d 68,5 (kg / cm 2), n \u003d 8,21 / 0,12 \u003d 68,42 (kg / cm 2 ). Nadwyżka wytrzymałości: = 27,5 / 0,685-1 = >> 39, Sprawdzenie wytrzymałości kanału wewnętrznego na ciśnienie zewnętrzne Obciążenia projektowe: 1. Tryb ustalony Н = 0; M = 0; Podciśnienie na wlocie do wlotu rozciąga się na całą długość kanału: p \u003d -0,645 kg / cm 2; komórka st. \u003d 0,04; m = 2400 kg / cm2; xz \u003d 83 kg / cm 2; G yz \u003d 55,42 kg / cm 2; G zap \u003d 35,4 83 \u003d 67,8 kg / cm 2,72

73 Wyznacz P cr dla asymetrycznej powłoki trójwarstwowej z miękką warstwą środkową P cr pr 0,92K E 4 1,5 R B D 1 2 l i = 1 = E n / E in; K = 0,8. Wypełniacz nie jest sztywny: g \u003d h B 1 / l R 0,5, EE 1p 2p 4 BD 1 2 a \u003d 5g E pr / G zap, s 1 \u003d D 2rac / D 2, D 2rac \u003d w 3 + li n 3 \u003d 0,12 3 \u003d 0,00513 (cm 3). D2 = 4(z 0 h n) 3 + 4 (H z 1) 3 + 4 l i, z 0 = [ w (n + h) + l i n 2 ]/. 73

74 z 0 = / = 1.2461. D 2 \u003d 4 (1,246 2,8 0,12) 3 + 4 (2,27 1,246) (1,246 3 (1,246 1,12 3) \u003d \u003d 3,6515, przy 1 \u003d 0,005103 / 3,6515 \u003d 0 , g \u003d 2 0,27 50,7 70,25 0,5 4 0,27 3, 6515 \u003d 6, G zap \u003d 67,8 kg / cm 2. a \u003d 5 6, /67,8 \u003d 33,22 .Wypełniacz nie jest sztywny: G zap<<5g E пр. 67,8 << 5 6,8 10 5, 67,8 << 2233,18 lga = lg33,22 = 1,52 При l 1 = 0, определяем = 0,

75 5 6, 8 10 P cr \u003d 0,92 0,8 50, 7 70, 25 1, 27 3,027 0,864 kg/cm2. \u003d 0,864 / 0,34 Siły działające w warstwie wewnętrznej i zewnętrznej: S w PR w E nn 2 ER zn E z \u003d 6000 kg / cm 2,5 6, 2, 0 2 0,005358, 29 () S 0, 0, 8 0, n 20,5 (kg / cm ), 1 0, 8 0, S cal = 0,645 69,25/1, = 24,741 (kg/cm). n \u003d 20,5 / 0,12 \u003d 170,8 (kg / cm 2), 75

76 Nadmiar siły: = 2750/170,8-1 = 15,1. Nadmiar wytrzymałości: c \u003d 24,74 / 0,15 \u003d 165 (kg / cm 2). = 2750/165-1 = 15,7. Ciśnienie przekazywane do wypełniacza: P zap \u003d P / (1 + +) \u003d 0,357 (kg / cm 2). Sprawdzamy system ogniwa wypełniającego pod kątem stabilności. Rysunek Schemat obciążenia krawędzi komórki wypełniacza i jej parametry 76

77 P \u003d 0,357 kg / cm. a / b = 20/10 = 2,0, K = 3,6 cr 2 K E b, 04 3, = 34,56 kg / cm 2, f = 0,866 1 = 0,866 cm 2. cm = (0,357 0,866) / (1 0,04) \u003d 8,12 (kg / cm 2), \u003d 34,56 / 8,11 1 \u003d 3,26 0, p = 1,009 kg / cm 2). Ciśnienie przekazywane do wypełniacza: P zap \u003d P / (1 + +) \u003d 1,009 / 1,80536 \u003d 0,559 (kg / cm 2). cm \u003d (0,559 0,866) / (1 0,04) \u003d 12,1 (kg / cm 2), \u003d 34,56 / 12,1 1 \u003d 1,

78 Określ dopuszczalną średnicę miejsca bez kleju na zewnętrznej skórze. Rozważ pracę kwadratowej płyty na stabilności (krawędzie są podparte). a/b = 1, K = 3,6. D \u003d KE 2 n 3, 6 6, 170, \u003d 14,366 cm F cont \u003d 162,1 cm 2. Akceptujemy współczynnik bezpieczeństwa wzdłuż promienia f \u003d 2,5, a następnie non-cont = 5,746 cm F cont \ u003d 25,93 cm 2,78

79 3 Przykłady konstrukcji wlotu powietrza 3.1 Konstrukcja wlotu powietrza naddźwiękowego w samolocie Tu-144 Przednia część wlotu powietrza Przednia część wlotu powietrza składa się z dwóch sparowanych kanałów z zestawem ram, których zewnętrzne pasy są otwarte na zewnętrzną powłokę, a wewnętrzne pasy wesprzeć skórę kanału falistą. Krok ramek wynosi do 8v ramy mm, a od 8v do 16v ramy mm. Długość przedziału to około 5,4m. Przednia część wlotu powietrza wykonana jest z tytanu i wysokotemperaturowych stopów aluminium. Okładzina kanału wykonana jest z cienkiej blachy tytanowej 0T4-1 i wzmocniona karbami. Profile przylegające do kanału - tłoczone, tytanowe. Konstrukcja kanałów jest spawana (na zgrzewanie punktowe). Profile ramy przylegające do obrysu zewnętrznego oraz poszycie obrysu zewnętrznego wykonane są ze stopu VT5-L. Wszystkie części aluminiowe połączone są nitami i śrubami. Części odlewane z tytanu wykonane są z V15-L. Wlot powietrza jest regulowany za pomocą trzech ruchomych paneli (przedniego, środkowego i tylnego), które są sterowane przez jednostkę STs.02-2 za pomocą wahaczy i paneli trakcyjnych sterujących kinematykami. Przednia część czerpni przymocowana jest do błotnika, jej połączenia ze skrzydłem wzdłuż owiewek oraz środkową częścią czerpni uszczelnione są profilami gumowymi. Kanał składa się z ośmiu paneli. Panele łączone są na długości 8 w ramie. 79

80 Wykładzina kanału o grubości 0,6 mm jest wzmocniona karbem o wysokości 10 mm i odstępie 25 mm. Kształt koryta przy wejściu przechodzi na końcu przedniej części, przy 17. wręgu, w narożach do krzywoliniowego, z kilkoma odcinkami prostymi. Zewnętrzna powłoka wykonana jest z wysokotemperaturowego AK4-1 a w obszarze kołnierza ramy ma grubość 4 mm. Okładzina jest wytrawiona do grubości 1,2 mm z sekcją przejściową o grubości 2,5 mm. Część wlotowa czerpni składa się z poziomego klina, górnego poziomego panelu, płaszcza wlotowego oraz trzech pionowych paneli: zewnętrznego, środkowego i wewnętrznego. Cała część wejściowa jest przykręcona do ramy 1c. Strukturalnie rama paneli składa się z poprzecznych przesłon (prasowane profile tytanowe) z obustronnie nitowaną okładziną. Wyjątkiem jest środkowy panel pionowy, którego rama jest kratą laną. Kratka ta jest pokryta blachą tytanową o grubości 4,0 mm, trawioną do 1,0 mm. Krawędzie wlotu na całym obwodzie mają elementy grzejne. Na górnej powierzchni wlotu znajdują się owiewki do odwodnienia warstwy przyściennej. Wszystkie ramy są nitowane, składają się głównie z dwóch pasów: wewnętrznego trójnika i zewnętrznego - narożnego. Pas wewnętrzny wykonany jest z prasowanych profili tytanowych, które w górnych narożach są łączone odlewanymi okuciami. Rama 1v to rama zasilająca front. Na tej ramie znajdują się węzły przedniego pasa do mocowania wlotu powietrza do skrzydła. Na ramie łączy się część wlotową czerpni i panel kanału. Wykonany jest z odlewanych części. 80

81 Pomiędzy ościeżnicami 1c i 4c w górnym panelu poziomym znajdują się okna do odwodnienia warstwy przyściennej. W ramach 2v i 3v w obszarze okien zainstalowany jest opływowy kolektor. Rama 4-calowa. Pętle do zasłon przymocowane są do górnej części ramy, oddzielając przestrzeń podpanelową środkowego i tylnego panelu ruchomego. Pomiędzy ramkami 4v i 6v znajduje się jednostka sterująca panelami ruchomymi. Rama 5v nie ma zamkniętego kształtu, ale opiera się na belkach przenoszących obciążenie na sąsiednie węże 4v i 6v. Ramki 6v i 7v. Na ramach 6v i 7v zamontowana jest jednostka i mechanizm dźwigni do sterowania ruchomymi panelami. Mocowanie odbywa się w górnej części ramy, która jest monolityczną częścią spawaną z kilku części z platformami do punktów mocowania panelu sterowania ruchomymi panelami. Rama IX wiek Ze względu na swoją konstrukcję jest typowy dla ramek od 9v do 15v. Pas wewnętrzny wykonany jest z profilu T i jest nitowany ze ścianką narożnika pasa zewnętrznego. Ramki 16v i 17v. Ramy 16v i 17v to tylny pas do mocowania wlotu powietrza. Na nim znajdują się wsporniki punktów mocowania, które odbierają siły pionowe, boczne i podłużne. Pętle tylnego ruchomego panelu są przymocowane do górnej części ramy 16v. Na ramie 17c od strony kanału znajduje się rowek na gumową rurkę uszczelniającą połączenie kanału ze środkową częścią wlotu powietrza. Ruchomymi elementami czerpni są: - trzy ruchome panele - przedni, środkowy i tylny; - przesłona bezpieczeństwa, będąca kinematycznym połączeniem pomiędzy panelem środkowym i tylnym; 81

82 - zasłony oddzielające przestrzeń podpłytową środkowego i tylnego ruchomego panelu. a) Przedni ruchomy panel: Przedni ruchomy panel jest konstrukcyjnie wykonany z podłużnych belek tytanowych i poprzecznych membran; obustronnie osłonięty wytrawionym tytanem, poszycie o grubości 1,2 mm. Belki podłużne składają się z dwóch trójników. Przedni panel jest przymocowany pętlami do tylnej membrany i 2 prętami do środkowego ruchomego panelu. Panel jest uszczelniony wzdłuż ścian kanału. Uszczelnienie to sprężynująca wkładka wykonana z fluoroplastiku. b) Ruchomy panel środkowy Środkowy panel ruchomy jest konstrukcyjnie wykonany z podłużnych belek tytanowych i poprzecznej przesłony osłoniętej z boku kanału powłoką tytanową o grubości 1,2 mm. Belki podłużne składają się z dwóch trójników. Panel jest uszczelniony wzdłuż ścian kanału. Uszczelnienie: jest to wkładka z fluoroplastu, dociskana sprężyną do ściany, kanały X środkowego panelu ruchomego, na belkach podłużnych znajdują się: dwa wsporniki, do których przymocowany jest ruchomy panel przedni za pomocą regulowanych prętów. Panel z jednej strony jest przymocowany do ramy na zawiasach za pomocą wyciora. Wycior jest wkładany z zewnętrznej powierzchni bocznej, dla której w obudowie znajduje się specjalny właz. Z drugiej strony środkowy panel jest zawiasowo przymocowany do kurtyny bezpieczeństwa, która jest kinematycznym połączeniem z tylnym panelem. Przy maksymalnie obniżonym położeniu ruchomych paneli wycior połączenia panelu środkowego z przesłoną bezpieczeństwa pokrywa się z włazem i zatyczką 13 zewnętrznej 82

83 panele pionowe, co umożliwia oddokowanie paneli bez wyjmowania ich z wlotu powietrza. Ramiona i zawiasy pokryte są specjalnym smarem stałym VAP-2. c) Ruchomy panel tylny Konstrukcję tylnego panelu ruchomego stanowi rama wykonana z tytanowych belek podłużnych i poprzecznych przesłon. Belki mają dwuteownik, a membrany ceownik składający się z 1 narożnika i arkusza. Od strony kanału rama jest osłonięta powłoką z wytrawionego tytanu. Panel jest przymocowany do środkowego ruchomego panelu za pomocą przesłony bezpieczeństwa oraz do ramy 16v za pomocą pętli i wyciorów. Istnieją specjalne włazy z osłonami do montażu wyciora na ramie 16V. Pręty (10) przymocowane są do dwóch wsporników zamontowanych na panelu, łączących panel z mechanizmem kinematycznym do sterowania ruchomymi panelami. W celu zamocowania tych prętów i dojścia do mechanizmu kinematycznego w celu sterowania ruchomymi panelami, na tylnym ruchomym panelu z boku kanału znajdują się włazy z osłonami. Osłony (2) montowane są na zawiasach i łatwo zdejmowanych zamkach. W celu wyrównania ciśnień w kanale i przestrzeni pod panelem, okładzina panelu pomiędzy 5 i 8 membraną jest perforowana. Średnica perforacji 4 mm. Przednia krawędź panelu jest podgrzewana. Panel wzdłuż ścian kanału jest uszczelniony w postaci dociskanej sprężyną wkładki z PTFE. Przed tylną ścianą znajdują się okienka do odwodnienia warstwy przyściennej. W obszarze okien wsporniki mają opływowy kształt. 83

84 d) Zasłony 3,8 i dolne (31) zasłony, połączone wyciorem. Kurtyna to frezowany panel tytanowy i poszycie nitowane zawiasami. Kurtyny mocowane są do ramy (4-calowej ramy) oraz do belki poprzecznej tylnego panelu. Do montażu i demontażu zasłon rama 4v posiada właz. Wyciory i zawiasy pokryte są specjalnym smarem stałym VAP-2. Żaluzje są uszczelnione wzdłuż ścian kanału i stanowią wkład z fluoroplastu dociskany sprężyną do ściany Środkowa część czerpni Środkowa część czerpni składa się z dwóch kanałów z zestawem ramek, których pasy zewnętrzne biegną do zewnętrznej skóry. Typowy rozstaw ramek 108 mm; w niektórych przypadkach skok sięga 130 mm. Kanały są połączone ramami 66a i 70, jak również dolnymi panelami w obszarze 80-82b ram. Długość przedziału wynosi około 7,5 m. Noga podwozia głównego znajduje się w przestrzeni między kanałami. Zawieszenie środkowej części wlotu powietrza do skrzydła i korpusu środkowego odbywa się wzdłuż wręg N2 66a i 82b, co odpowiada ciasno rozmieszczonym płaszczyznom wręg 66 i 83 kadłuba. Zawieszenie wykonano 84

85 za pomocą regulowanych prętów (rozpórek) typu tokarka. W obszarze 72a ramy zainstalowane są dwie podpory do przenoszenia obciążeń równolegle do osi kadłuba. Teleskopowe połączenia kanałów z sąsiednimi częściami czerpni uszczelnione są rurowymi profilami gumowymi. Pomiędzy ramami 66v-69a w każdym kanale znajdują się cztery „pływające” klapy do makijażu (trzy boczne i jedna dolna) poprawiające zasysanie powietrza na starcie oraz jedna sterowana klapa obejściowa do odprowadzania nadmiaru powietrza w locie. W każdym oknie do makijażu zainstalowane są dwie żaluzje (jedna wzdłuż obrysu kanału, druga - uszczelniona - wzdłuż obrysu obejścia zewnętrznego), połączone ze sobą przetargami. Klapa zewnętrzna wyposażona jest w amortyzatory, które zapewniają płynną pracę, tłumią drgania oraz służą jako ogranicznik ograniczający kąt otwarcia klap o wartość.Otwieranie i zamykanie klap odbywa się ze względu na różnicę ciśnień pomiędzy kanałem a atmosfera na zewnątrz. Materiał poszycia, ramy, większość pozostałych elementów konstrukcyjnych urządzenia - stop aluminium AK4-IT, klapki do makijażu - stop magnezu ML 10; Wsporniki zawieszenia pióra, rozpórki zawieszenia wlotu powietrza oraz części mechanizmu sterowania piórem bypassu wykonane są ze stali. Kanał składa się z siedmiu odcinków, z których każda stanowi zamknięty przedział technologiczny. Sekcje są dokowane na ramach 69c, 71, 736, 76, 78b i 80c. W górnej części konturu, gdzie następuje ściskanie od ogólnego zgięcia kanału, znajdują się lokalne zgrubienia w postaci pasków, wzdłuż których w razie potrzeby (zgodnie z wynikami 85

86 stat. badania) można układać elementy podłużne (podłużnice). Połączenia wzdłużne arkuszy łączy się taśmą o grubości 1,5 mm na dwurzędowym szwie nitowym. W sześciu tylnych odcinkach, gdzie połączenia poszycia pokrywają się z połączeniami pasów ramy, taśma znajduje się poza obrysem kanału. W przedniej części, gdzie ze względu na duże kołnierze pasów i złożoność kształtu korytka, złącza poszycia nie pokrywają się ze złączami pasów, taśmę dokującą umieszcza się wewnątrz korytka. Połączenia poprzeczne blach wykonuje się na poszerzonych pasach ram o przekroju teowym. Średnica nitów wynosi zwykle 4 mm. Poszycie zewnętrzne ma grubość 2 mm w strefie przedniej i 1,8 mm w pozostałej części. Blachy trawione chemicznie do grubości 1,1 mm między ramami. Skóra mocowana jest do zewnętrznych pasów ram za pomocą nitów. W miejscach niedostępnych dla konwencjonalnego nitowania zastosowano nitowanie jednostronne nitami rdzeniowymi 6044a. W obszarze, w którym znajdują się klapki do makijażu, poszycie zewnętrzne mocuje się za pomocą śrub mocujących z nakrętkami kotwiącymi. Dostęp do czerpni zapewnia włazy w poszyciu zewnętrznym oraz właz w strefie odpływu warstwy przyściennej. Wszystkie ramy są nitowane, z reguły składają się z dwóch pasów bezpośrednio ze sobą połączonych: wewnętrznego - trójnik i zewnętrznego - kątownika. W strefie wysokich wysokości budynków pasy są połączone ścianą. Ze względu na to, że temperatura w kanale dochodzi w marszu do 150 C, odcinki pasów dobierane są z uwzględnieniem spadku wytrzymałości materiału AK4--1T1 w tej temperaturze. Pasy wszystkich ram, znajdujące się za ramą 69v, mają dwa przeguby, których położenie wynosi 86

87 pokrywa się z połączeniami poszycia kanału. Rama 66a w swojej konstrukcji jest odsłonięta od reszty ze względu na duże obciążenia przykładane do jej węzłów. Rama 73a w swojej konstrukcji jest typowa. Pas wewnętrzny wykonany z profilu teowego o grubości 1,5 mm jest przynitowany do pasa zewnętrznego kątownika o zmiennej grubości. Przejścia grubości na pasie zewnętrznym są stopniowane, wykonane metodą trawienia chemicznego. W strefie owiewki zamontowana jest membrana. Na ramach 70a, .71v, 73a, 736, 74v, 75, 76v, wzdłuż których usytuowane są punkty mocowania skrzydła podwozia, montuje się okucia do mocowania zespołów zawieszenia skrzydła. Rama 66a składa się z wytłoczonych odcinków ceownika, połączonych ze sobą śrubami - (patrz rozdział B-B). Wzdłuż górnego pasa ramy znajdują się trzy węzły do ​​zawieszenia środkowej części wlotu powietrza do I dźwigara SChK: węzeł centralny to list przewozowy, a węzły boczne (I) wykonane są w jednym kawałku z sekcja ramy. Wszystkie węzły są podparte przyporami. Środkowa część ramy jest nitowana. Na przedniej płaszczyźnie ramy montowany jest profil nośny do gumowej rury, który uszczelnia połączenie kanału z przednią częścią wlotu powietrza. Profil jest podtrzymywany przez wsporniki iw razie potrzeby można go zdemontować razem z nimi. W celu uniknięcia zużycia zewnętrznej powierzchni ramy w wyniku tarcia taśmy podczas wzajemnych ruchów komór wlotu powietrza, sekcje ramy są wyłożone taśmą ze stali nierdzewnej o grubości 0,3 mm. Rama 70 posiada okładzinę międzykanałową z blachy i kompletu profili, oddzielających wnękę podwozia od przedniej strefy przedziału. Wnęka podwozia jest napompowana zimnym powietrzem, aby schłodzić koła podczas marszu, w związku z tym szczelina między ramą 70 a skrzydłem jest uszczelniona profilem. W niszy po prawej 87

88 wlot powietrza jest wyposażony w scentralizowaną osłonę do tankowania, a po lewej stronie w osłonę do tankowania azotu. Rysunek Wlot powietrza przedni Tu

89 Rysunek Środkowa część czerpni Tu

90 Rysunek Przekroje przedniej części czerpni 90

91 Rysunek Widok ogólny przodu wlotu powietrza 91

92 Rysunek Typowa rama 9v 92

93 Rysunek Środkowy wlot powietrza 1 tylny panel; 2 włazy umożliwiające dostęp do rozpórki wlotu powietrza; 3 rama 70; 4 klapki do makijażu; 5 strefa zrzutu warstwy granicznej powietrza; zespół hydrauliczny z napędem na 6 boczników; 7 panel przedni; 8 ramka 66v; rozpórki wlotu powietrza; 15 rama 82v. 93

Regionalny etap Ogólnorosyjskiej Olimpiady Umiejętności Zawodowych dla uczniów specjalności Czas 40 min. Szacowana na 20 punktów 24.02.01 Produkcja samolotów Teoretyczna

22 UKD 629.735.33.02:620.22-49 A.V. dr Klopota technika Nauki, IV Maksimowicz, A.A. dr Vambol technika nauka.

OPRACOWANIE DROGI POWIETRZA SYSTEMU CHŁODZENIA ŚMIGŁOWCA Z WYKORZYSTANIEM FLOWVISION ITP. Głuszkow 1,2,a, W.W. Mitrofowicz 2,b, S.A. Sustin 2, z 1 federalnym państwowym budżetem edukacyjnym

URZĄDZENIA DO PRODUKCJI MATERIAŁÓW KOMPOZYTOWYCH UPST-300/1000M/1200 Instalacje 50 do impregnacji tkanin UPST-1000P Instalacja do. 51 do impregnacji tkanin ULS-3M/3M2 Instalacje do. 52 do impregnacji tkanin

Praca laboratoryjna i praktyczna 1 Określenie sprawności turborozrusznika turbosprężarki TS-21 1. Cel pracy 1.1 Pogłębienie wiedzy z rozdziału "Turbinowa sprężarka silnika" 1.2. Uzyskaj eksperymentalnie główne parametry sprężarki

UDC 621.452.3.(076.5) BADANIE KONTROLI SEPARACJI WARSTWY GRANICZNEJ W KANAŁACH DYFUZOROWYCH Z WYKORZYSTANIEM KOMÓR WORTEXOWYCH 2007 S. A. Smirnov, S. V. Veretennikov Rybiński Państwowy Instytut Techniki Lotniczej

WPŁYW WŁAŚCIWOŚCI FIZYCZNYCH ATMOSFERY NA PRACĘ STATKU POWIETRZNEGO Wpływ fizycznych właściwości atmosfery na lot Stały ruch poziomy samolotu Start Lądowanie Atmosfera

UDC 629.7.023.25 Modelowanie powiększonego włazu wykonanego z materiałów kompozytowych w drzwiach ładunkowych śmigłowca Mi-171 Kurokhtin V.Yu. Wschodniosyberyjski Państwowy Uniwersytet Technologii i Zarządzania Rosja,

MODELOWANIE WŁAZU POWIĘKSZONEJ Z MATERIAŁÓW KOMPOZYTOWYCH V. Yu Kurokhtin Państwowy Uniwersytet Technologii i Kontroli Wschodniosyberyjskiej, Ułan-Ude, Rosja 106

UDC 629.7.01 AN Kutniy Modelowanie przedniej części kadłuba wykonanej z materiałów kompozytowych z wykorzystaniem systemów CAD/CAM/CAE N. E. Żukowski „KhAI”

DZIAŁA MIPT. 2014. Tom 6, 1 A. M. Gaifullin i wsp. N. Sviridenko 1,2, A. S. Petrov 1 1 Central Aerohydrodynamic

Zasada działania turbiny. Turbiny aktywne Cechy turbiny jako silnika cieplnego. Turbina (od łacińskiego słowa „turbo”, czyli trąba powietrzna) to termiczny silnik obrotowy, w którym potencjał

Czasopismo elektroniczne „Proceedings of MAI”. Wydanie 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 678.02 Zmniejszenie energochłonności wyposażenia autoklawów poprzez zmianę technologii wytwarzania części z kompozytu polimerowego

UAB „INSTYTUT NATURALNYCH, SYNTETYCZNYCH DIAMENTÓW I NARZĘDZI” (UAB „VNIIALMAZ”) 107996, Moskwa, I 110, GSP-6, ul. Gilyarovskogo, 65 (495) fax 688-99-42, tel. 681-59-07 e-mail: [e-mail chroniony],

UDC 61.99 GEOMETRIA I WYTRZYMAŁOŚĆ GWINTOWANYCH OTWORÓW UTWORZONA PRZEZ OBROTOWY WYKRAWACZ W CIENKICH BLACHACH P.V. Shalamov Metoda kształtowania otworów gwintowanych w cienkiej blasze

FEDERALNA AGENCJA TRANSPORTU LOTNICZEGO FEDERALNA PAŃSTWOWA INSTYTUCJA EDUKACYJNA PAŃSTWOWA MOSKWA POLITECHNIKA LOTNICTWA CYWILNEGO (MGTU GA) ZATWIERDZAM" Prorektor

Ministerstwo Edukacji i Nauki Ukrainy Narodowy Uniwersytet Lotniczy im. M.Є. Oddział Żukowski Charkowski Instytut Lotniczy 102

E.K. Kondraszow, W.I. Postnov, V.I. Petuchow, N.S. Kavun, PA Abramow, AA Judin, SL Barbotko BADANIE WŁAŚCIWOŚCI PŁYT TRÓJWARSTWOWYCH NA ZMODYFIKOWANYM SPOIWIE FPR-520G Analiza właściwości płyt trójwarstwowych

Wykład 15 SEKCJA 3: PROJEKTOWANIE STATKU POWIETRZNEGO TEMAT 3.1. SKRZYDŁO Plan wykładu: 1. Obciążenia działające na skrzydło. 2. Elementy konstrukcyjne skrzydła samolotu. 3. Schematy strukturalne i energetyczne skrzydła samolotu. Literatura

Wykład 20 SEKCJA 3: PROJEKTOWANIE STATKU POWIETRZNEGO TEMAT 3.6. PROJEKTOWANIE ŚMIGŁOWCA Plan wykładu: 1. 2. 3. 4. 5. Układ konstrukcyjny śmigłowca jednowirnikowego. Konstrukcja ostrza. Konstrukcja rękawa

26 września 03 Oddziaływanie fali uderzeniowej z poddźwiękową podgrzaną warstwą V.N. Instytut Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej im. Zudova, Nowosybirsk E-mail: [e-mail chroniony] Otrzymano 26 kwietnia 2010

POŁĄCZENIA NITOWE POŁĄCZENIA NITOWE Połączenia nitowane tworzy się za pomocą nitów umieszczanych w specjalnie wywierconych lub wytłoczonych otworach w łączonych częściach. Połączenia nitowe są

POŁĄCZENIA CZĘŚCI MASZYN W procesie produkcji maszyny niektóre jej części są ze sobą łączone, tworząc trwałe lub rozłączne połączenia. Połączenia jednoczęściowe to te, których nie można

UKD 541.64 I.V. Malkov, G.V. Syrowa, I.L. Nepran Analiza charakterystyki lokalnego stanu naprężenie-odkształcenie połączenia kołnierza metalowego z korpusem kompozytowym Wschodnioukraiński Uniwersytet Narodowy. Zrecenzowano V. Dalia

FEDERACJA ROSYJSKA (19) RU (11) (1) IPC B61F 1/00 ​​(06.01) 172 927 (13) U1 )(22) Zastosowanie:

Instrukcja naprawy śmigłowca MI-8 *^Iivv- ^^R* ^[R D^U Śmigłowiec NIGA IV INSTRUKCJA NAPRAWY ŚMIGŁOWCÓW MI-8 Book IV TESTY ŚMIGŁOWCÓW PO NAPRAWIE Śmigłowiec Mi-8. Naprawa ręczna. Książka

3. Sprzęt prasujący 73 3.. Obliczanie pras hydraulicznych 3... Siły wytwarzane przez prasy Wyznaczana jest siła nominalna (F n) prasy hydraulicznej dowolnej konstrukcji z jednym cylindrem roboczym

WYKŁAD 25 Ruch z prędkością ponaddźwiękową. Skoki zagęszczania. Fale uderzeniowe Liczba Macha. Silniki odrzutowe. Rakiety wielostopniowe. Jak pokazano powyżej, prędkość przepływu gazu wypływającego z

Czasopismo elektroniczne „Proceedings of MAI”. Wydanie 72 www.mai.ru/science/trudy/UDC 629.734/.735 Metoda obliczania współczynników aerodynamicznych samolotu ze skrzydłami w schemacie „X” o małej rozpiętości Burago

IED do silników bombowców Tu-160.

Dziś porozmawiamy o wlotach powietrza. Ten temat jest dość skomplikowany (jak wiele w lotnictwie). Postaram się jak zawsze uprościć trochę bardziej dla ogólnej znajomości ... Zobaczymy, co z tego wyniknie :-) ...

O tym, co było...

Początek pięknego letniego dnia w 1988 roku nie różnił się od wielu takich samych codziennych dni w 164. orapie (Brzeg, Polska). Była dzienna zmiana lotu. Zwiadowca pogodowy już wrócił, a samoloty wszystkich eskadr zaczęły latać zgodnie z planowanymi tablicami lotów. Ryk dopalaczy startujących samolotów podekscytował otoczenie i nawet na parkingu hangarowym TEC dobrze wyczuwano jego imponującą moc.

Następnie pełniłem funkcję szefa zespołu regulacji silników. Zaraz po formacji generalnej podbiegł do mnie kierownik działu technicznego i zabrał mnie na rozmowę. Wiadomość była, delikatnie mówiąc, nieprzyjemna. Jeden z MiG-25 w trakcie przyspieszania do prędkości ponaddźwiękowej znalazł się w trudnej sytuacji.

Początkowo pilot odczuwał dziwne drgania, potem zgasł dopalacz prawego silnika i niemal natychmiast po tym sam się wyłączył. Próba startu nie powiodła się, pilot przerwał misję i kontynuując lot na jednym silniku, wrócił na lotnisko. Lądowanie przebiegło pomyślnie, bez problemów jednak doszło do poważnego wypadku lotniczego.

My, inżynierowie silnika, wraz ze specjalistami z AO, po przetransportowaniu samolotu do TEC, zaczęliśmy szukać przyczyny tego, co się stało. Podczas wstępnych oględzin stwierdzono, że cały dopalacz, w zasięgu wzroku jego elementów, był mokry od paliwa. nie odparowuje tak szybko, zwłaszcza typ (dość ciężki), który był wtedy używany w MiG-25 (T-6).

Samolot MiG-25RB.

Jednak podczas normalnego wyłączania silnika tak się nie dzieje, ponieważ odbywa się to poprzez zatrzymanie dopływu paliwa do komory spalania (PRZEPUSTNICA na STOP), a pozostałe paliwo z kolektorów paliwowych po zatrzymaniu spalania i rozpylania jest spuścić do zbiornika drenażowego.

Oznacza to, że wyłączenie dopalacza i wyłączenie silnika nastąpiło prawdopodobnie nagle z powodu wygaśnięcia płomienia w FCS i OKS, a paliwo nadal płynęło i było rozpylane przez dysze przez pewien czas, aż przepustnica została ustawiona w pozycji „Stop” . A powodem wyginięcia najwyraźniej były problemy z przepływ powietrza.

Dosłownie natychmiast po rozpoczęciu kontroli wykryto awarię układu sterowania prawym wlotem powietrza. . W rezultacie w procesie przyspieszania przy już wystarczająco dużej prędkości naddźwiękowej, wzrost wlotu powietrza, co spowodowało wygaśnięcie obu komór spalania (OKS i FKS) iw efekcie zatrzymanie silnika.

Potrzebny był dość obszerny opis okoliczności wypadku lotniczego, ponieważ przyczyna jest bezpośrednio związana z tematem dzisiejszego artykułu. W tym przypadku Wlot powietrza To nie tylko rura przepuszczająca powietrze. To poważny, działający element zespołu napędowego samolotu z silnikiem turboodrzutowym (D, F), przy tworzeniu którego należy przestrzegać całego szeregu norm i zasad. Bez nich jego prawidłowe działanie, a docelowo sprawna i bezpieczna praca całego układu napędowego jest niemożliwa. Nieprawidłowa praca wlotu powietrza (AI) silnika turboodrzutowego może spowodować poważny, a nawet w szczególnych przypadkach poważny wypadek lotniczy.

————————

Sama nazwa nie daje jednak w tym względzie żadnych wskazówek. Słowo "Wlot powietrza" oznacza specjalną jednostkę konstrukcyjną, która za pomocą głowicy prędkościowej „pobiera powietrze” z atmosfery i dostarcza je do określonych jednostek samolotu. Nawiasem mówiąc, nie tylko samoloty, ale także np. różne, zwłaszcza wystarczająco szybkie, samochody.

Cel wlotu powietrza może być inny. Zasadniczo można je podzielić na dwie znacząco różne grupy.

Pierwszy. Powietrze zaburtowe w pojazdach szybko poruszających się (przede wszystkim w samolotach) jest wygodne do chłodzenia niektórych zespołów, urządzeń, zespołów i ich części konstrukcyjnych lub specjalnych płynów technicznych (płynów roboczych) stosowanych do pracy układów, które nagrzewają się podczas pracy. W celu usprawnienia, takie układy i zespoły są najczęściej zlokalizowane wewnątrz (a nawet głęboko w) konstrukcji samolotu.

Dostarczyć im powietrze i są specjalne wloty powietrza, w razie potrzeby w połączeniu z kanałami powietrznymi, które tworzą i kierują strumień powietrza we właściwe miejsce. W takim przypadku żebra chłodzące, specjalne chłodnice, zarówno powietrzne jak i cieczowe, lub po prostu części i obudowy urządzeń, mogą być przedmuchiwane w celu chłodzenia.

Na każdym samolocie jest wystarczająco dużo takich jednostek strukturalnych. I generalnie nie przedstawiają niczego szczególnie skomplikowanego. Oczywiście wszystkie kanały powietrzne muszą być odpowiednio wyprofilowane, głównie po to, aby ograniczyć opór do minimum i dostarczać wystarczającą ilość powietrza do wdmuchiwania.

Wloty powietrza do urządzeń chłodniczych na samolocie Su-24MR.

Jednak nieprawidłowe działanie takich EO zwykle nie prowadzi do: natychmiastowy zakłócenia działania jednostek powietrznych nadmuchanych powietrzem, a ponadto wszelkie poważne lub śmiertelne konsekwencje dla statku powietrznego.

Przykładem są wloty powietrza do chłodzenia zespołów samolotu Su-24M.

Drugi. Ale przyczyną tego może być źle funkcjonujące OT należące do drugiej grupy. Ten wloty powietrza silniki odrzutowe. Powietrze, przez które przechodzą, jest podawane do tych silników i służy im jako płyn roboczy (zamieniający się dalej w gaz).

Parametry i ilość napływającego powietrza, jakość i stan przepływu powietrza determinują charakterystykę i sprawność silnika (w tym ciąg i jednostkowe zużycie paliwa), a co za tym idzie, całego samolotu. W końcu silnik, jak wiadomo, jest jego sercem. O stanie tego serca w dużej mierze decyduje poprawna praca najważniejszej jednostki elektrowni – wlotu powietrza, inaczej (i słusznie) nazywanego urządzenie wejściowe silnik turbogazowy (VU GTE).

——————————————

Znaczenie prawidłowej pracy wlotu powietrza zależy bezpośrednio od prędkości lotu. Im wyższe możliwości prędkościowe samolotu, tym bardziej złożona konstrukcja wlotu powietrza do silnika turboodrzutowego i wyższe wymagania dla niego.

Gdy silnik pracuje w warunkach rozruchowych, powietrze dostaje się do wlotu powietrza głównie z powodu rozrzedzenia wytwarzanego przez sprężarkę GTE na wlocie. W takim przypadku głównym zadaniem czerpni jest ukierunkowanie strumienia powietrza przy jak najmniejszych stratach.

A wraz ze wzrostem prędkości, podczas lotu z wysokimi prędkościami poddźwiękowymi, a zwłaszcza naddźwiękowymi, do tego zadania dodawane są jeszcze dwa zadania, z których oba są głównymi. Konieczne jest zmniejszenie prędkości przepływu do poddźwiękowej, a jednocześnie efektywnie użyj głowicy prędkości, aby zwiększyć statyczne ciśnienie powietrza przed wejściem do silnika.

Dokładnie to stosowanie polega na zamianie energii kinetycznej nadchodzącego przepływu (ciśnienia prędkości) podczas jego hamowania na energię potencjalną ciśnienia powietrza. Po prostu można to powiedzieć w następujący sposób.

Ponieważ całkowite ciśnienie przepływu (zgodnie z prawem Bernoulliego) jest wartością stałą i jest równe sumie ciśnień statycznych i dynamicznych (możemy w naszym przypadku pominąć ciśnienie ciężaru), to wraz ze spadkiem ciśnienia dynamicznego wzrasta ciśnienie statyczne. Oznacza to, że przepływ stojący ma wyższe ciśnienie statyczne, które jest podstawą pracy. Wlot powietrza.

Oznacza to, że wlot powietrza zasadniczo działa jak sprężarka. A im wyższa prędkość, tym bardziej imponująca ta praca. Przy prędkościach 2,-2,5 M stopień wzrostu ciśnienia w wlocie powietrza może wynosić 8-12 jednostek. A przy wysokich prędkościach naddźwiękowych (i naddźwiękowych) praca wlotu powietrza jest tak wydajna, że ​​praktycznie wyeliminowano potrzebę stosowania kompresora. Jest nawet coś takiego jak degeneracja sprężarki"na dużej naddźwiękowej. Jest to ten sam proces, w którym silnik turboodrzutowy stopniowo zamienia się w silnik odrzutowy o przepływie bezpośrednim.

Należy zauważyć, że w rzeczywistych wlotach powietrza o takim dynamicznym sprężaniu nie cała energia kinetyczna przepływu jest wykorzystywana do zwiększenia ciśnienia. Nieuchronnie występują straty (tzw. całkowite straty ciśnienia), które zależą od wielu czynników i różnią się w zależności od ujęcia.

Rodzaje nowoczesnych urządzeń wejściowych.

W zależności od prędkości (maksymalnej) statku powietrznego, na którym są używane, przestrzeń powietrzna może być poddźwiękowa, transsoniczna i naddźwiękowa.

Poddźwiękowy…

Obecnie są to najczęściej urządzenia wejściowe silnika turbowentylatorowego o dużym stopniu obejścia. Są typowe dla nowoczesnych poddźwiękowych samolotów pasażerskich lub transportowych. Takie silniki są zwykle umieszczone w oddzielnych gondolach silnikowych, a ich wloty powietrza dość prosty w konstrukcji, ale nie tak prosty pod względem wymagań dla nich i odpowiednio ich wykonania.

Z reguły są one obliczane dla przelotowych prędkości lotu około 0,75…0,85M. Powinny mieć stosunkowo niewielką masę, pod warunkiem zapewnienia niezbędnego przepływu powietrza. Bardzo ważnym dla nich wymogiem jest zapewnienie niskich strat energetycznych przepływu powietrza (straty wewnętrzne), które swoim kanałem kierują do silnika, a także strat na pokonanie oporów zewnętrznych (straty zewnętrzne).

Schemat przepływu i zmiany parametrów przepływu w poddźwiękowym turbinowym silniku gazowym.

Zapewnia to odpowiednie wyprofilowanie kanału wewnętrznego i konturów zewnętrznych, co zmniejsza opór i poprawia przepływ. Ponadto przednie krawędzie urządzenia wlotowego mają najczęściej dość gruby profil, który przyjmuje kształt w podłużnym (południkowym) przekroju kanału.

Pozwala to na zapewnienie ciągłego opływu powierzchni, co minimalizuje straty, a dodatkowo przejawia się innym użytecznym efektem. Podczas opływania grubej krawędzi natarcia pojawia się siła aerodynamiczna podobna do podnoszenia.

A jego rzut poziomy jest skierowany wzdłuż lotu i jest rodzajem dodatku do ciągu. Siła ta nazywana jest „ssaniem” i bardzo wyraźnie kompensuje opór zewnętrzny wlotu powietrza.

Opływaj poddźwiękowy wlot powietrza. Działanie siły ssania.

Przekształcenie ciśnienia dynamicznego w ciśnienie statyczne w tego typu czerpni następuje w następujący sposób. Projekt kanału jest obliczany tak, aby w jego odcinku wlotowym prędkość przepływu była mniejsza od prędkości lotu. W efekcie przepływ przed wejściem do czerpni ma kształt dyfuzora („rozchodzi się” na boki), co nieuchronnie pociąga za sobą wyhamowanie i wzrost ciśnienia (wspomniane prawo Bernoulliego).

Oznacza to, że kompresja z głowicy prędkości występuje głównie przed wejściem do wlotu powietrza (tzw. kompresja zewnętrzna). Dalej ciągnie się na pierwszym odcinku kanału, który również jest wyprofilowany w formie dyfuzora. A przed nim kanał najczęściej ma mały obszar pomieszania (to znaczy odcinek zwężający się). Odbywa się to w celu wyrównania przepływu i pola prędkości.

Poddźwiękowy wlot powietrza z klapami do makijażu i skośną płaszczyzną wlotową.

płaszczyzna wejścia Wlot powietrza często skłonny. Ma to na celu zapewnienie wydajnej pracy wlotu powietrza (i silnika) przy dużych kątach natarcia, gdy wlot jest zasłonięty przez dolną część korpusu gondoli silnika.

W projekcie urządzenie wejściowe tego typu, dla niektórych silników, tzw. Gdy silnik pracuje w podwyższonych trybach w warunkach rozruchowych (tj. nie ma ciśnienia prędkości lub jest wystarczająco mały), nie zawsze jest możliwe zapewnienie wymaganego przepływu powietrza.

Wstępna kompresja zewnętrzna w takich trybach jest praktycznie nieobecna, a sekcja wlotowa wlotu powietrza po prostu nie może przepuścić całego wymaganego powietrza, ponieważ wymiary na to nie pozwalają.

Samolot Jak-38. Tryb startu - klapki do makijażu są otwarte.

Drzwi do doładowania powietrza w warunkach startowych (kołowanie). Samolot Tu-154B-1 silnik NK-8-2U).

Dlatego na powłoce wlotu powietrza można wykonać dodatkowe okna, które otwierają się w pożądanym trybie (zwykle z powodu rozrzedzenia w kanale wlotowym) i zamykają się po zwiększeniu prędkości. Przykładem jest samolot Tu-154B-1. Film wyraźnie pokazuje otwieranie klapek do makijażu na lewym silniku.

Transoniczny.

Taki urządzenia wejściowe rodnik ogólnie rzecz biorąc, istnieje niewielka konstruktywna różnica w porównaniu z poddźwiękowymi. Jednak warunki przepływowe dla nich są już bardziej rygorystyczne, ponieważ znajdują zastosowanie w elektrowniach samolotów o maksymalnych prędkościach lotu do 1,6…1,7M. Do tych prędkości zastosowanie wlotu powietrza o stałej geometrii toru przepływu nie prowadzi jeszcze do dużego wzrostu strat w wyniku kompresji dynamicznej.

Takie wloty powietrza mają ostrzejsze krawędzie w porównaniu z poddźwiękowymi wlotami powietrza, aby zmniejszyć opór fal, który, jak wiadomo, objawia się w obszarach naddźwiękowych i naddźwiękowych przepływu. Aby zmniejszyć straty spowodowane przeciągnięciem podczas opływania ostrych krawędzi i zapewnić zużycie powietrza przy niskich prędkościach i w warunkach startu, na tych wlotach powietrza można również zastosować dodatkowe okna podawania.

Poddźwiękowe i transsoniczne w powietrzu. Pozycja bezpośredniego wstrząsu.

Przed takim wlotem powietrza, podczas lotu naddźwiękowego, bezpośredni szok(Napisałem o powstawaniu fal uderzeniowych). W przypadku ostrych krawędzi jest dołączony. Podczas przechodzenia przez nią wzrasta ciśnienie w strumieniu (sprężanie zewnętrzne). Dalszy wzrost ciśnienia następuje w kanale typu dyfuzora.

Aby zmniejszyć prędkość przepływu przed wstrząsem urządzenie wejściowe korzystna lokalizacja w tzw strefa zastoju przepływu, który powstaje, gdy przepływ opływa elementy konstrukcyjne znajdujące się przed wlotem powietrza (sąsiadujące wloty powietrza - o nich poniżej).

Wlot powietrza Transonic Su-24M. Widoczna jest płaszczyzna drenażu PS i perforacja ssąca PS.

Są to np. boczne (Su-24M, F-5) lub brzuszne urządzenia wejściowe (F-16). Konstrukcyjnie są one zwykle odsuwane od kadłuba, tworząc rodzaj szczelinowego kanału o szerokości 50 - 100 mm. Jest to potrzebne, aby warstwa przyścienna narastająca na przedniej powierzchni kadłuba nie dostała się do kanału wlotowego powietrza i nie zaburzała równomierności przepływu, zwiększając straty. To niejako „wtapia się” dalej w strumień.

Bombowiec Su-24M podczas kołowania. Klapki do makijażu są otwarte.

Brzuszny transoniczny wlot powietrza samolotu F-16.

Urządzenie do odwadniania warstwy przyściennej na wlocie powietrza samolotu F-4 „Fantom”.

Naddźwiękowy.

Główne trudności zaczynają się od urządzenia wejściowe podczas korzystania z wyższych maksymalnych prędkości lotu - 2,0 ... 3,0 M i więcej. Przy tych prędkościach transonic Wlot powietrza nie można zastosować ze względu na duży wzrost intensywności bezpośredniego uderzenia i odpowiednio wzrost całkowitych strat ciśnienia, co negatywnie wpływa na parametry silnika (w szczególności ciąg).

Wysoką wydajność kompresji uzyskuje się tutaj za pomocą naddźwiękowych urządzeń wejściowych (SIA). Są bardziej złożone w konstrukcji i służą do zwiększania ciśnienia. system fali uderzeniowej.

Aby kontrolować proces zwalniania przepływu (a co za tym idzie wzrostu ciśnienia w nim), tzw powierzchnia hamowania o określonym profilu. Powierzchnia ta, oddziałując z przepływem naddźwiękowym (ciśnieniem prędkości), stwarza warunki do powstawania fal uderzeniowych.

Z reguły jest ich kilka, czyli tworzy się system skoków, w skład którego wchodzą dwa, trzy (a nawet cztery) skoki ukośne i jeden skok bezpośredni (tzw. fala głową), czyli skok zamykający. Przy pokonywaniu wstrząsów ukośnych spadek prędkości i całkowity spadek ciśnienia jest mniejszy niż przy pokonywaniu linii prostych, zmiana parametrów jest mniej nagła, a wynikowe ciśnienie statyczne jest wyższe ze względu na mniejsze straty.

Ogólnie rzecz biorąc, im bardziej ukośne wstrząsy, tym mniejsza strata ciśnienia w przepływie. Jednak ich liczba zależy od konstrukcji wlotu powietrza, zaprojektowanego dla określonych prędkości maksymalnych.

Przechodząc przez taki system, przepływ zmniejsza prędkość do około 1,5 ... .1,7 M, czyli do poziomu wlotów transonicznych. Następnie może przejść przez bezpośredni wstrząs ze stosunkowo niewielkimi stratami, co się dzieje, a przepływ staje się poddźwiękowy, osiągając pewną wartość ciśnienia, a następnie przechodzi przez zwężający się kanał do najmniejszej części, zwanej „gardłem”.

Powierzchnia hamująca może mieć różny kształt, jednak najczęściej wykonywana jest w formie klina lub stożka (w zależności od kształtu wlotu powietrza). Klin (stożek) ma zwykle kilka powierzchni (lub stopni) połączonych przegubowo. W miejscach artykulacji (narożniki) powstają fale uderzeniowe ukośne.

Ich nachylenie zależy od liczby M lotu i kątów nachylenia poszczególnych etapów. Te kąty są wybierane tak, aby stworzyć warunki przepływu najbliższe optymalnemu w trybie projektowania.

W zależności od położenia powierzchni stagnacji względem korpusu wlotu powietrza (jego płaszcza), a także jego konfiguracji, fale uderzeniowe mogą być różnie usytuowane względem płaszczyzny wlotu do wlotu powietrza. Wlot powietrza.

Rodzaje IED: a) kompresja zewnętrzna; b) kompresja mieszana; c) kompresja wewnętrzna.

To z kolei określa rodzaj procesu hamowania i odpowiednio rodzaj samego naddźwiękowego urządzenia wejściowego. Pierwszy typ– VCA z kompresją zewnętrzną. Ma wszystkie ukośne skoki znajdujące się przed płaszczyzną wejścia do wlotu powietrza (czyli na zewnątrz), a gardło znajduje się w bliskiej odległości od niego.

Drugi typ – IED z mieszaną kompresją. Tutaj część ukośnych wstrząsów znajduje się na zewnątrz, aż do płaszczyzny wejścia, a część jest wewnątrz, czyli za nią. Gardziel jest odsunięta od krawędzi wejścia, a kanał od wejścia do gardła jest zwężony.

Trzeci typ– Kompresja wewnętrzna urządzenia IED. W nim wszystkie fale uderzeniowe znajdują się w kanale powietrznym za płaszczyzną wlotową.

W praktyce stosuje się głównie IED z kompresją zewnętrzną. Zastosowanie dwóch pozostałych typów, teoretycznie bardziej efektywnych do sprężania przepływu przy dużych prędkościach naddźwiękowych, napotyka w praktyce różne trudności techniczne.

Istnieje również podział czerpni na typy według cech konstrukcyjnych:

Zgodnie z kształtem sekcji wejściowej.

Są to tzw. płaskie i przestrzenne (częściej osiowosymetryczne).

Czerpnie płaskie (czasem mają kształt skrzynkowy lub czerpakowy) mają przekrój wlotowy w kształcie prostokąta, czasami z zaokrągleniami w punktach narożnych. Sam kanał z prostokątnego wlotu stopniowo zmienia swój przekrój na okrągły przed wejściem do silnika.

Kontrolowany wlot powietrza we wczesnych samolotach Su-24. Widoczny zawias obrotu panelu pionowego. Widoczna jest również perforacja do zasysania warstwy przyściennej.

Powierzchnia hamowania płaskiego wlotu powietrza wykonana jest w postaci klina o specjalnym profilu. Jeżeli wlot powietrza jest sterowany (o tym poniżej), to właśnie płaski ma do tego duże możliwości, polegające na możliwości dostatecznie dużej zmiany jego geometrii, co pozwala na stworzenie układu fal uderzeniowych o różnym natężeniu.

Na osiowosymetryczny czerpnia powietrza do stworzenia takiego systemu stosuje się stożek, również specjalnie wyprofilowany (schodkowy). Sekcja wlotowa takiego wlotu powietrza jest okrągła. Stożek jest centralnym korpusem w pierwszej sekcji kanału wewnętrznego, wtedy kanał ma również przekrój kołowy.

Przedni osiowosymetryczny wlot powietrza ze stożkową regulowaną powierzchnią hamowania, w samolocie MiG-21-93

Istnieją również tzw sektorowe wloty powietrza, którego sekcja wejściowa jest częścią (sektorem) okręgu. A ich powierzchnia hamowania jest również częścią (sektorem) stożka. Znajdują się one zwykle na bokach kadłuba na zasadzie bocznej (o tym więcej poniżej) i konkurują z nimi w zakresie zmniejszania całkowitych strat ciśnienia. Przykładem takich struktur jest wloty powietrza Samolot serii Mirage, bombowiec F-111, przechwytujący Tu-128, eksperymentalny MiG-23PD.

Samolot Mirage 2000-5 z tradycyjnymi IED sektora.

Dla nowoczesnych samolotów (piątej generacji) projektuje się wloty przestrzenne z innym kształtem sekcji wlotowej (np. T-50; F-22 - równoległobok) z tzw. kompresja przestrzenna. Tutaj nie tylko powierzchnie stagnacyjne, ale także specjalnie wyprofilowane krawędzie muszli biorą udział w tworzeniu całego kompleksu fal uderzeniowych.

Samolot Tu-128 z sektorowymi IED (muzeum).

Według lokalizacji na kadłubie.

Są to frontalne i przylegające. Przednie wloty powietrza są montowane w przednim kadłubie lub w oddzielnych gondolach silnika. Dzięki temu pracują w niezakłóconym strumieniu powietrza. W kształcie najczęściej są osiowosymetryczne.

Myśliwiec MiG-15 z typowym przednim poddźwiękowym wlotem powietrza.

Sąsiednie wloty powietrza znajdują się (sąsiadując) w pobliżu dowolnej części powierzchni samolotu. W rezultacie przepływ powietrza, który do nich wpada, jest już spowolniony z powodu opływu go przed elementami samolotu. Oznacza to zmniejszenie wymaganego stosunku ciśnień, co pozwala na uproszczenie konstrukcji wlotu powietrza.

Jednak w tym przypadku mamy do czynienia z narastającą warstwą przyścienną, która ma tendencję do dostania się do wlotu powietrza z tych samych przednich elementów (najczęściej z kadłuba). Zwykle warstwa graniczna jest po prostu „opróżniana” przez kanał utworzony, gdy wlot powietrza znajduje się w pewnej odległości od konstrukcji samolotu (50 ... 100 mm - już wspomniano powyżej).

Urządzenie do odwadniania warstwy przyściennej Eurofightera Typhoona.

Niemniej jednak, nadal powstaje pewien stopień nierównomierności przepływu na wlocie do kanału. I nie zawsze da się to produktywnie skorygować ze względu na dość małą długość (zgodnie z warunkami układu samolotu) kanału powietrznego.

przylegający wloty powietrza są boczne, brzuszne i podskrzydłowe. Powierzchnia hamowania prawie zawsze ma postać schodkowego klina (poziomego lub pionowego). Wyjątkiem są wspomniane wloty sektorowe, w których sektor stożkowy służy jako powierzchnia hamowania (samolot Mirage).

Myśliwiec MiG-31 podczas kołowania. sąsiadujące wloty powietrza. Widoczne są otwarte drzwi muszli.

Niektóre cechy VCA z kompresją zewnętrzną.

SVU jest obliczany dla określonych liczb M lotu, zwykle zbliżonych do maksimum. Na tej podstawie wybierane są parametry projektowe dla trybu projektowania. Są to obszary wlotowe, gardzielowe i wylotowe, kąty powierzchni stagnacji paneli (powierzchnie stożkowe), położenie załamań tych paneli, kąty poszycia (w szczególności „kąt podcięcia”).

Kąt podcięcia w przednim wlocie powietrza. 1,2 - powierzchnia hamowania, 3 - krawędź skorupy, 4 - karoseria VZ.

W trybie projektowania istnieją dwa schematy ukośnych fal uderzeniowych. W pierwszym, ukośne fale uderzeniowe skupiają się na przedniej krawędzi muszli. Uderzenie bezpośrednie (fala głowy) znajduje się w kanale za gardłem. Przepływ jest zorganizowany w taki sposób, że wchodzi do kanału z prędkością ponaddźwiękową i może stać się poddźwiękowy tylko po przejściu przez ten skok.

Wadą tego schematu urządzeń wejściowych jest interakcja takiego bezpośredniego wstrząsu z warstwą graniczną w pobliżu ścian kanału. Prowadzi to do separacji warstw i pulsacji ciśnienia, w wyniku czego przepływ wylotowy może nie być wystarczająco równomierny i stacjonarny. Jednocześnie jednak ten typ wlotu powietrza ma mniejszy opór zewnętrzny w porównaniu z drugim typem.

W drugim schemacie uderzenie bezpośrednie (fala czołowa) następuje przed wejściem do wlotu powietrza, będąc częściowo w przepływie wewnętrznym (przed kanałem), częściowo w przepływie zewnętrznym i ma różne natężenia na całej długości. Przed wejściem do kanału wewnętrznego jest to wstrząs prawie prosty, który tylko nieznacznie rozwidla się w pobliżu powierzchni stagnacji, przybierając kształt litery λ. W przepływie zewnętrznym wygina się na bok w stosunku do lotu, zamieniając się w ukośny.

SVU z rozogniskowaniem ukośnych wstrząsów (drugi schemat). Pokazano szczelinę odpływową PS, perforację do jego odsysania, a także zasadę tworzenia oporów rozprzestrzeniania się.

Aby fala czołowa nie zniszczyła systemu wstrząsów ukośnych w bezpośrednim sąsiedztwie wejścia do Wlot powietrza, skoki te są lekko przesunięte i lekko rozogniskowane w stosunku do krawędzi wejściowej powłoki (ze względu na dobór kątów paneli (β) powierzchni hamowania), czyli innymi słowy wszystkie (trzy) robią nie zbiegają się w jednym punkcie tej krawędzi, ale kontynuują dalej w strumień zewnętrzny.

W obliczeniach jednak taki schemat można zastąpić z dostatecznym stopniem dokładności schematem uproszczonym, przy założeniu, że układ wstrząsów ukośnych skupiony jest na krawędzi natarcia i jest zamknięty wstrząsem bezpośrednim, również zlokalizowanym bezpośrednio przy krawędź skorupy.

SVU ze skokami skupionymi na powłoce (pierwszy schemat). β - kąty regulowanych paneli.

To przesunięcie i rozogniskowanie stało się przyczyną najczęstszego stosowania w praktyce drugiego typu urządzeń wejściowych. Faktem jest, że taki układ wstrząsów znacznie zmniejsza możliwość ich zniszczenia przez falę czołową, która może przemieszczać się podczas pracy do wlotu i wylotu wzdłuż kanału, gdy wlot powietrza działa w różnych trybach pozaprojektowych.

Oznacza to, że wzrasta stabilność wlotu powietrza, a tym samym całego silnika. Jednak opór urządzenie wejściowe więcej drugiego typu. Wynika to z pojawienia się tzw rozprzestrzenianie się oporu, który nie istnieje dla pierwszego typu.

Trochę o szerzeniu oporu.

V Wlot powietrza pierwszego typu, przepływ natychmiast wchodzi z prędkością ponaddźwiękową (jak wspomniano powyżej). A w drugim typie, gdzie fala czołowa znajduje się prawie przy wejściu do wlotu powietrza, przepływ wchodzi do kanału już poddźwiękowego. Ze względu na położenie skośnych wstrząsów, przepływ na wlocie, przechodzący wzdłuż powierzchni stagnacji, jest ukształtowany w taki sposób, że jego skrajne warstwy rozchodzą się po bokach, nie wpadając do kanału wlotowego powietrza.

Oznacza to, że rzeczywista powierzchnia wejścia staje się mniejsza niż konstruktywna (na rysunku powyżej F H< Fвх ) поэтому и действительный расход воздуха через Wlot powietrza również staje się mniejszy. Oznacza to, że część powietrza uległa spowolnieniu, które już przeszło przez skoki ukośne, co oznacza, że ​​energia (silnika w końcu) została zużyta na zwiększenie ciśnienia nie wchodzi do samego silnika i nie uczestniczy w tworzeniu pchnięcie.

Istnieje nawet taki parametr charakteryzujący pracę wlotu powietrza, jak natężenie przepływu powietrza, równy stosunkowi rzeczywistego przepływu do maksymalnego możliwego. Jeżeli ten współczynnik jest mniejszy niż jeden, to na wlocie następuje rozpływanie się przepływu, co jest przyczyną rozprzestrzenianie się oporu.

Ogólnie mówiąc jednocześnie, dla wlotu powietrza, oprócz oporów rozprzestrzeniania się, brane są pod uwagę również inne rodzaje zewnętrznych oporów aerodynamicznych, których zmniejszenia należy dążyć. Jest to ważne, ponieważ tak zwany opór zewnętrzny urządzenia wejściowego jest siłą skierowaną przeciw lotowi, co oznacza zmniejszenie ciągu efektywnego całej elektrowni, w skład którego wchodzi w rzeczywistości wlot powietrza.

Oprócz wyżej wymienionych oporów rozprzestrzeniania się w skład oporów zewnętrznych czerpni powietrza wchodzą również: odporność powłoki a różne klapy obejściowe (jeśli występują) to tak zwane siły nadciśnienia, a także siły tarcia w przepływie.

Dodatkowe straty podczas przejścia przepływu w kanale są związane z lepkością gazu, a także z konfiguracją samego kanału. Szkodliwy efekt wyraża się wzrostem grubości warstwy przyściennej i wzrostem prawdopodobieństwa oderwania się przepływu ze względu na dość złożony kształt powierzchni stagnacji.

Kształt kanału i obszar gardła jest dostosowany do celu. zmniejszyć szkodliwe skutki. Wchodząc do kanału wewnętrznego, przepływ robi dość ostry zakręt. Aby uniknąć separacji przepływu, sam kanał najpierw robi się zagmatwany (zwężenie) i po obróceniu dyfuzora (rozszerzenie).

Przepływ (poddźwiękowy) osiąga największą prędkość w gardle. Jeśli chodzi o tłumienie oderwania, najkorzystniejsza prędkość przewężenia staje się . Jeśli prędkość przepływu w gardle jest równa prędkości dźwięku, wówczas gardło nazywamy optymalnym.

Szkodliwe skutki lepkości (warstwy przyściennej) przezwycięża się za pomocą różnych urządzeń technicznych. Należą do nich: zastosowanie perforacji w obszarach powierzchni hamowania do zasysania warstwy przyściennej lub specjalnych szczeliny w pobliżu gardła, aby je osuszyć. Techniki te umożliwiają zmniejszenie wielkości pojawiających się stref separacji, tym samym usprawniając przepływ na wylocie wlotu powietrza.

Do aktywacji warstwy granicznej stosuje się również specjalne turbulatory, instalowane za gardłem. Tworzą małe wiry, które pomagają wymieszać warstwę przyścienną z przepływem głównym i tym samym przyspieszają proces wyrównywania pola prędkości przepływu w kanale.

———————

Wracając do powyższych dwóch typów SCA z kompresją zewnętrzną, można powiedzieć, że pomimo większego oporu zewnętrznego i niższej rzeczywistej przepustowości (przepływ poniżej jedności) w trybie projektowania, wloty powietrza z rozogniskowanymi skokami ukośnymi są ogólnie bardziej preferowane w użyciu niż OT z pierwszego schematu.

Wynika to z faktu, że rozogniskowanie pozwala na znaczne zwiększenie zapas zrównoważonej pracy wlot powietrza, co jest dość ważne dla bezpiecznej pracy w różnych trybach pracy, nawet przy niewielkim spadku wydajności.

W locie zmienia się prędkość, wysokość, temperatura i gęstość powietrza, no i oczywiście tryb pracy samego silnika, do którego wlot powietrza dostarcza powietrze. Czasem to powietrze potrzebuje dużo, czasem za mało, a to (przy stałej prędkości lotu) na pewno wpłynie na zmianę trybu pracy urządzenie wejściowe.

Przy stałej liczbie lotu M (na przykład równej obliczonej) i zmianie trybu pracy silnika można wyróżnić trzy rodzaje trybów pracy wlotu powietrza.

Pierwszy tryb jest nadkrytyczny . W tym przypadku za gardłem znajduje się strefa przepływu naddźwiękowego. Po przejściu na wyższe tryby silnik zwiększa prędkość i potrzebuje dużo powietrza. Oczywiste jest, że intensywnie pobiera powietrze z wlotu powietrza. W tym przypadku zmniejsza się ciśnienie wsteczne, które zawsze występuje w trybie stacjonarnym na końcu kanału wlotowego powietrza (powietrze zastoju o już podwyższonym ciśnieniu, gotowe do wejścia).

Schemat ruchu przepływu i zmiany parametrów w VCA. Tryb nadkrytyczny. Pokazane są klapki do makijażu i obejściowe.

W rezultacie fala czołowa przesuwa się nieco w kierunku wlotu (wzdłuż przepływu), a przepływ w kanale przyspiesza i staje się naddźwiękowy przy przejściu przez gardziel z dalszym przyspieszeniem w rozszerzającym się kanale. Istnieje proces w zasadzie podobny do procesu w .

Ponieważ jednak ciśnienie wsteczne na końcu kanału (przed sprężarką GTE), choć zmniejszone, pozostaje, w pewnej odległości za przewężeniem powstaje fala uderzeniowa (S), podczas której przepływ staje się poddźwiękowy. Skok ten może mieć różną pozycję i intensywność w zależności od trybu pracy silnika, co oznacza jego zapotrzebowanie na powietrze.

Drugi tryb. Gdy silnik jest dławiony i w konsekwencji wymagana ilość powietrza maleje, ciśnienie wsteczne na końcu kanału urządzenia wlotowego wzrasta i przesuwa wstrząs S do gardzieli (wbrew przepływowi). Jeśli gardło jest optymalne (wspomniane powyżej), to po przejściu do niego skok znika. Ten tryb pracy wlotu powietrza nazywa się krytyczny.

Trzeci tryb jest podkrytyczny . Ten tryb jest możliwy przy dalszym dławieniu silnika. Teraz przepływ prawie na całej długości kanału wlotowego powietrza staje się poddźwiękowy. A to oznacza, że ​​efekt przeciwciśnienia z końca kanału rozciąga się na całą jego długość. Skutkiem może być przesunięcie fali czołowej w kierunku przeciwnym do przepływu bliżej wstrząsów ukośnych (czasami mówią, że fala jest odrzucona do przodu – „fala wybita”).

W tym przypadku, ze względu na ogólny spadek prędkości przepływu, spadają straty tarcia, które samo w sobie. na pewno. dobrze. Ale z drugiej strony jest też „zły”, którego szkodliwy wpływ może być znaczny. Wybita fala czołowa może przesunąć się tak bardzo pod prąd, że zaczyna niszczyć system ukośnych wstrząsów. Skutkiem może być wzrost strat, spadek wydajności i co najważniejsze zmniejszenie stabilności dolotu powietrza, co może skutkować tak nieprzyjemnym zjawiskiem jak wzrost wlotu powietrza.

Niestabilne tryby pracy naddźwiękowego urządzenia wejściowego.

1. Falowanie.

Z pojęciem „wzrost” spotykaliśmy się już wcześniej, kiedy zapoznawaliśmy się ze sprężarkami GTE. Samo słowo pochodzi z francuskiego pompowania - "pompa" lub "pompowanie". Dlatego ma zastosowanie nie tylko do sprężarek i pomp lotniczych. Oznacza to zjawisko niestabilności, niestacjonarności przepływu (gazu lub cieczy), któremu towarzyszą niskoczęstotliwościowe oscylacje parametrów, w szczególności ciśnienia i przepływu (dla nas powietrza).

Definicja udaru ma zastosowanie głównie do maszyn wiosłowych. Taka maszyna jest w szczególności osiową sprężarką turboodrzutową. Wlot powietrza, oczywiście nie dotyczy tego typu mechanizmu, ale zasadniczo jest kompresorem i zasadniczo podlega takiemu zjawisku jak przepięcie.

Mechanizm pochodzenia.

Warunki do wystąpienia udaru wlotowego powietrza mogą wystąpić dopiero przy wystarczającym poziomie naddźwiękowym (M > 1,4 ... 1,5). W takim przypadku tryb pracy powinien być podkrytyczny, gdy kanał wlotowy powietrza jest przepełniony nadmiarem powietrza, którego silnik nie jest w stanie przejść, zwykle z powodu gwałtownego dławienia (spadek prędkości).

Z powodu tego przelewu wzrasta przeciwciśnienie od strony wylotu wlotu powietrza do wlotu. Z tego powodu fala czołowa zostaje wyciśnięta (wybita) pod prąd i zaczyna niszczyć wstrząsy skośne, najpierw ich część najbliżej wejścia do wlotu powietrza.

W efekcie w strumieniu powietrza pojawiają się warstwy o niższym ciśnieniu całkowitym. Są to warstwy, które nie przeszły przez wstrząsy (ze względu na ich zniszczenie zwykle są to warstwy zewnętrzne) oraz te, które dotykają powierzchni stagnacji (ze względu na ubytki w przyściennej warstwie przyściennej są to najczęściej warstwy wewnętrzne) . Uzyskuje się tzw. strefy osłabione (na rysunku I, II, III).

Obraz występowania IED udarowych. - b). Zniszczenie systemu uderzeń ukośnych wybitych falą - a).

I teraz przez te strefy, przy dalszym dławieniu silnika, zwiększone przeciwciśnienie wyrywa się z kanału dolotowego powietrza. Oznacza to, że sprężone powietrze trafia do atmosfery, a dokładniej jest intensywnie emitowane. Jednocześnie popycha falę czołową jeszcze dalej, co już całkowicie niszczy system skośnych wstrząsów.

Pozycja ta jest utrzymywana do momentu, gdy ciśnienie w kanale wlotowym powietrza spadnie poniżej ciśnienia wlotowego (z powodu uwolnienia sprężonego powietrza przez osłabione strefy). Wtedy powietrze zaczyna poruszać się w przeciwnym kierunku - do kanału. Ruch jest tak szybki, że urządzenie przechodzi w tryb nadkrytyczny. W tym przypadku w przestrzeni za gardłem pojawia się skok S.

Ponadto, gdy kanał wlotowy powietrza jest wypełniony powietrzem, pojawia się i rośnie przeciwciśnienie, które przesuwa ten skok do gardła i system przechodzi w tryb podkrytyczny. W ten sposób ponownie tworzone są warunki początkowe do powtórzenia cyklu przepięć i wszystko zaczyna się od nowa. Oznacza to, że w naddźwiękowym wlocie powietrza występują wahania przepływu powietrza i ciśnienia.

Oscylacje te mają niską częstotliwość, zwykle od 5 do 15 Hz. Jednocześnie mają wystarczająco dużą amplitudę i są bardzo wrażliwe na samolot i załogę. Objawiają się one w postaci wstrząsów, spowodowanych wahaniami ciągu silnika (zmiana natężenia przepływu), a także trzaskami i drganiami konstrukcji, zwłaszcza w obszarze wlotu powietrza.

Amplituda takich oscylacji zależy od liczby M i może osiągnąć 50% ciśnienia przed skokiem przy M > 2. Oznacza to, że ich intensywność jest dość duża, a konsekwencje dla elektrowni mogą być poważne.

Po pierwsze, sprężarka silnika może zacząć skakać, co może doprowadzić do jej awarii (silnika). Po drugie, z powodu gwałtownego okresowego spadku zużycia powietrza (czyli gwałtownego spadku ilości tlenu - zwłaszcza na dużych wysokościach) zarówno dopalacz, jak i główny mogą zgasnąć, czyli silnik się wyłącza.

Tak właśnie stało się w przypadku wspomnianego na początku artykułu samolotu MiG-25R, gdy przy dużej prędkości ponaddźwiękowej, na skutek awarii układu sterowania wlotem powietrza, klin sterowany nagle całkowicie się wyprostował, otwierając wlot do wlotu powietrza do dużej ilości powietrza.

Ponadto, jeśli wahania ciśnienia są wystarczająco intensywne, wykładzina kanału wlotowego powietrza może ulec deformacji, a nawet zniszczeniu, ze wszystkimi wynikającymi z tego konsekwencjami. A im dłuższy kanał, tym większa bezwładność przepływu i silniejsze zjawiska udarowe.

Zapobieganie (eliminacja) przepięć.

Ze względu na tak poważne możliwe konsekwencje przepięcia jest niedopuszczalny w eksploatacji. Jeśli tak się stanie, głównym i głównym sposobem na powstrzymanie go jest jak najszybsze. zmniejszenie prędkości. Jak wspomniano powyżej, warunki prędkości dla wystąpienia przepięć wynoszą М > 1,4…1,5.

Jeżeli lot odbywa się z mniejszą prędkością, to ukośne fale uderzeniowe są mniej intensywne i znajdują się pod dużym kątem do powierzchni hamowania (czyli są mniej nachylone), co oznacza, że ​​są dalej (relatywnie oczywiście) od płaszczyzna wlotowa i osłona wlotu powietrza. W takim przypadku fala dziobowa pod wpływem przeciwciśnienia może przemieszczać się pod prąd bez ryzyka zniszczenia systemu wstrząsów. Oznacza to, że skok nie występuje nawet przy dużym stopniu dławienia silnika.

Istnieją również konstruktywne i techniczne sposoby zapobiegania temu zjawisku. Najprostszy z nich - zastosowanie tzw. klapy obejściowe. Zasada jest tutaj jasna: przepięciom zapobiega się (lub eliminuje się) przez ominięcie „nadmiaru” powietrza z kanału wlotowego powietrza za gardzielą. Zmniejsza to ciśnienie wsteczne, które wybija falę głowy. Lub, mówiąc prościej, przepełnienie OT jest wykluczone.

Drugi konstruktywny sposób wiąże się ze zmianą przepustowości urządzenia wlotowego, a dokładniej przepustowości systemu fali uderzeniowej na wlocie do wlotu powietrza. Ale o tym poniżej, ale na razie o jeszcze jednym niestabilnym trybie pracy wlotu powietrza.

2. Swędzące urządzenie wejściowe.

Nazwa jest zabawna, ale trafna. Swędzenie jest w pewnym sensie przeciwieństwem fali uderzeniowej, chociaż praktycznie nie wpływa na przepływ powietrza. Reprezentuje wahania ciśnienia o wystarczająco wysokiej częstotliwości (100 ... 250 Hz) i niskiej amplitudzie (5 ... 15% ciśnienia początkowego). Występuje tylko w trybach wlotu powietrza w stanie głębokim nadkrytycznym, kiedy silnik potrzebuje dużo powietrza, a wlot powietrza tych potrzeb nie zaspokaja.

Jak już wspomniano, w tym przypadku za gardzielą powstaje przepływ naddźwiękowy z falą uderzeniową S. Oddziaływanie tego wstrząsu z warstwą brzegową przepływu staje się przyczyną jego niestacjonarności. Im dalej wzdłuż kanału znajduje się wstrząs, tym grubsza jest warstwa graniczna i wyższa intensywność wstrząsu. Pojawiają się i powiększają strefy separacji, zwiększając nierównomierność przepływu.

Schemat występowania swędzenia wlotu powietrza.

W tych strefach okresowe wahania ciśnienia występują z wystarczająco dużą częstotliwością. Do pulsacji tych dołączają oscylacje samego wstrząsu o wysokiej częstotliwości. Te z kolei wpływają na skórę i elementy strukturalne. Te strukturalne wibracje po prostu „swędzą” i raczej nieprzyjemnie.

Swędzący Wlot powietrza w porównaniu do udaru nie jest tak groźny jednak ze względu na niestacjonarność generowanego przez niego przepływu wpływa negatywnie na pracę sprężarki pod względem obniżenia stabilności jej pracy. Ponadto oscylacje o wysokiej częstotliwości mogą zakłócać pracę przyrządów i jednostek znajdujących się w obszarze wlotu powietrza, a także fizjologicznie nieprzyjemnie wpływać na pilota, którego miejsce pracy najczęściej znajduje się blisko ich źródła.

Swędzenie eliminuje się poprzez zdławienie silnika, czyli zmniejszenie jego zapotrzebowania na powietrze i wyeliminowanie przyspieszenia przepływu za gardzielą. Zapobiega się temu przez zastosowanie odwadniania i zasysania warstwy przyściennej oraz jej turbulencji. Urządzenia do tego zostały wymienione powyżej.

Inna skuteczna metoda jest podobna do drugiej metody radzenia sobie z przepięciami. Jest to zmiana przepustowości wlotu powietrza. Czyli korzystanie z tzw. regulowanego urządzenie wejściowe.

Regulowane naddźwiękowe wloty powietrza.

Wszystkie dotychczasowe opisy wlotów powietrza i ich cech sugerowały, że mają nieruchomą, niezmienną geometrię. Oznacza to, że początkowo podczas projektowania urządzenie wlotowe jest obliczane dla określonego trybu pracy, który nazywa się trybem projektowania (wstrząsy ściskające koncentrują się na powłoce). Podczas pracy jego wymiary geometryczne i kształt nie ulegają zmianie.

Jednak w rzeczywistej eksploatacji wlot powietrza nie zawsze działa w trybie projektowania, zwłaszcza w przypadku samolotów manewrowych. Parametry atmosferyczne i parametry lotu, tryby pracy wlotu powietrza i silnika ulegają ciągłym zmianom, a ich połączenie najczęściej nie mieści się w pojęciu „obliczonym”.

A to oznacza, że ​​dla elektrowni jako całości nie zawsze można osiągnąć wystarczająco wysoką wydajność. Dlatego celem projektantów (w naszym przypadku projektantów wlotu powietrza silnika turboodrzutowego) jest osiągnięcie maksymalnej możliwej koordynacji trybów pracy wlotu powietrza i silnika w celu uzyskania najkorzystniejszych charakterystyk eksploatacyjnych całej elektrowni i jednocześnie zapewnić stabilną i bezpieczną pracę urządzenia we wszystkich możliwych kombinacjach trybów pracy silnika, parametrów i warunków lotu.

Warto zauważyć, że użyto tutaj słów „w miarę możliwości”, ponieważ wymagania dotyczące utrzymania wysokiej sprawności (mała strata ciśnienia całkowitego, wysoki stosunek ciśnień, małe opory i wystarczający przepływ) przy jednoczesnym dużym marginesie stabilności są sprzeczny.

Przykładowo, z punktu widzenia utrzymania wysokiej sprawności i braku pulsacji przepływu na skutek oddziaływania warstwy przyściennej z uderzeniem S, korzystniejszy jest podkrytyczny tryb pracy czerpni. Jednak w tym przypadku stabilność jest niska, zakłócenia mogą rozchodzić się w kierunku przeciwnym do przepływu (poddźwiękowe w kanale), a parametry pracy zbliżają się do granic udarowych.

Wręcz przeciwnie, w reżimie nadkrytycznym fala czołowa jest daleka od systemu ukośnych wstrząsów, a stabilność wlotu powietrza jest wysoka. Ale z drugiej strony sprawność spada, w szczególności ze względu na wpływ skoku S na warstwę przyścienną. Przy głębokiej nadkrytyce, ten skok jest tak blisko wyjścia z OT, że prawdopodobieństwo swędzenia znacznie wzrasta.

Dlatego w praktyce trzeba wybierać coś pomiędzy i często dopuszczać do pewnego obniżenia wydajności ze względu na zapewnienie stabilnej pracy czerpni. Ułatwia to w szczególności kształt części przepływowej (podobnie jak dysza Lavala), która w zasadzie bardziej sprzyja pracy w trybie nadkrytycznym.

Dla tradycyjnych wloty powietrza przy stałej geometrii możliwości osiągnięcia w/w dopasowania trybów pracy nie są zbyt duże, zwłaszcza jeśli samoloty są przeznaczone do pracy z dużą prędkością naddźwiękową (M>2). Oznacza to, że zakres prędkości samolotu, na którym są zainstalowane, nie będzie bardzo szeroki.

Dlatego prawie wszystkie nowoczesne naddźwiękowe urządzenia wejściowe wyposażony w system zmiany geometrii w celu zapewnienia skoordynowanej współpracy z silnikiem w całym zakresie prędkości roboczych.

Fizyczne znaczenie regulacji SVU jest zapewnienie, że przepustowość wlotu powietrza odpowiada przepustowości silnika we wszystkich trybach jego pracy i wszystkich numerach roboczych M lotu. Przepustowość wlotu powietrza zależy od przepustowości systemu skoków i gardzieli.

Regulacja następuje poprzez ruch tzw. klina, składającego się z kilku paneli - dla czerpni płaskich (skrzydłowych) lub poprzez ruch osiowy specjalnego stożka stopniowanego (korpus centralny) - dla czerpni symetrycznych osiowo. W tym przypadku zmienia się położenie fal uderzeniowych i obszar przewężenia, co oznacza margines przepustowości i stabilności.

Płaski obraz kontrolny wlotu powietrza. Pokazano obracającą się krawędź skorupy.

Schemat regulacji przedniego osiowosymetrycznego wlotu powietrza. Pokazane są klapki do makijażu i obejściowe.

W uproszczeniu wysuwanie klina wraz ze wzrostem prędkości wygląda jak zablokowanie kanału dolotowego powietrza (lub jego gardzieli), aby nie wpuszczać nadmiaru powietrza.

W rzeczywistości, przy takim wydłużeniu i odpowiadającej mu zmianie położenia amortyzatorów (kątów nachylenia), zmniejsza się pole przekroju strumienia powietrza uchwyconego przez wlot powietrza, ponieważ powietrze, przechodząc przez amortyzatory i poruszające się równolegle do powierzchni hamowania, rozprzestrzenia się na boki. Z tego powodu część strumienia (warstwy zewnętrzne) po prostu nie wchodzi do kanału. W efekcie zmniejsza się ilość powietrza wchodzącego do wlotu powietrza (wspomniane powyżej).

W przypadku osiowosymetrycznego VCA proces sterowania jest podobny. Dopiero gdy stożek jest wysunięty, ukośne fale uderzeniowe nie zmieniają swojego nachylenia i względnego położenia. Jednak w ten sam sposób następuje zmniejszenie pola przekroju strumienia powietrza przechwyconego przez wlot powietrza oraz zmniejszenie obszaru gardła z powodu tak- nazywa " kąt podcięcia»muszle, bo samo gardło, gdy stożek jest wysunięty, przesuwa się w kierunku wejścia.

Fizyczny obraz sterowania SVU (przedstawiony osiowo symetrycznie ze stożkiem). Następuje spadek rzeczywistej przepustowości wlotu powietrza.

Elementami sterującymi mogą być również dodatkowe drzwi na przedniej krawędzi poszycia ( obrotowa muszla) oraz klapy obejściowe, które dla różnych typów wlotów powietrza pomagają rozwiązać problemy z utrzymaniem pożądanego natężenia przepływu i marginesu stabilności.

Na przykład w przypadku IED osiowo-symetrycznych (czołowych), w których wydłużenie stożka zgodnie z warunkami projektowymi kończy się, zanim samolot osiągnie maksymalną liczbę lotów M, otwarcie klap obejściowych znajdujących się za gardzielą pomaga zapobiegać nadmiernej odległości od wejścia fali dziobowej, zmniejszając w ten sposób opór i zwiększając margines stabilności urządzenie wejściowe.

W innych samolotach klapy obejściowe pełnią rolę urządzenia przeciwprzepięciowego i działają tylko w określonych warunkach: głębokie dławienie silnika, wyłączenie dopalacza itp.

W trybie startu oraz w trybie niskoobrotowego lotu poddźwiękowego, aby zapewnić wzrost zużycia powietrza, a także zmniejszyć możliwość oderwania się strumienia od ostrych krawędzi pocisku ważne jest, aby otworzyć gardziel aż możliwy. Dlatego też panele klinowe (lub sterowalny stożek) są ustawione w pozycji całkowicie schowanej.

Dodatkowo, dla warunków początkowych w IED o podobnych celach, można zastosować te już wspomniane powyżej (dla poddźwiękowych i transsonicznych wlotów powietrza). klapy do dopływu powietrza zainstalowany za gardzielą wlotu powietrza.

Klapy te otwierają się do wewnątrz pod wpływem rozrzedzenia powstającego w kanale wlotowym powietrza, gdy silnik pracuje na starcie lub w locie z małą prędkością. Po osiągnięciu wymaganej prędkości i zmniejszeniu podciśnienia drzwi zamykają się. Możliwe jest również automatyczne otwieranie i zamykanie takich drzwi z systemów wodnych (Su-24M) lub elektrycznych.

Samolot Su-24M na kursie lądowania. Transoniczne wloty powietrza. Widoczne otwarte prawe skrzydło makijażu.

Zastosowanie takich klap zapewnia zmniejszenie strat ciągu podczas startu (powietrza jest wystarczająca ilość) oraz umożliwia zwiększenie stabilności sprężarki poprzez zmniejszenie intensywności zjawisk przeciągnięcia na ostrych krawędziach natarcia (dla IED i wlotów transonicznych).

Do mieszkania wloty powietrza dotychczasowe możliwości sterowania przepływem powietrza są znacznie szersze, dzięki czemu często nie wymagają stosowania klap obejściowych (a także klapek do makijażu).

MiG-31BM. Wyraźnie widać zakręconą krawędź skorupy.

Dodatkowo takie wloty powietrza mają możliwość odchylenia krawędzi natarcia płaszcza (zmiana „kąta podcięcia”), co daje możliwość zmiany geometrycznej powierzchni wlotu. Odchylenie do wewnątrz zmniejsza je i umożliwia utrzymanie fali dziobowej w pobliżu krawędzi natarcia pocisku na umiarkowanych poziomach naddźwiękowych, co zwiększa stabilność IED.

IED eksperymentalnego samolotu E-155M. Cofnięty klin i ślady jego ruchu są widoczne (na zewnętrznej ścianie). Jak również perforacja i krawędź obrotowa skorupy (krawędź dolna).

A odchylenie na zewnątrz zapewnia płynne wejście przepływu do kanału i zmniejsza straty związane z jego oddzieleniem. Jest to ważne, jak już wspomniano, w warunkach startu (niska prędkość i duże kąty natarcia), gdy możliwe są duże straty z powodu oddzielenia przepływu od ostrych krawędzi natarcia pocisku IED. W szczególności samoloty MiG-25 i MiG-31 posiadają taki wlot powietrza.

IED samolotu MiG-25 z otwartą klapą pocisku.

Samolot IED MiG-25. Widoczna jest perforacja, krawędź obrotowa skorupy (poniżej) oraz ślad ruchu klina (usunięty w górę).

W układach sterowania wlotem powietrza w zasadzie można zastosować oddzielną regulację mocy udarowej i obszaru gardzieli, gdy każdy panel jest sterowany oddzielnie według własnego programu. To tak zwane sterowanie wielowymiarowe.

Jednak w tym przypadku system staje się zbyt skomplikowany. Dlatego w praktyce jest używany kontrola jednego parametru, gdy wszystkie panele są ze sobą połączone kinematycznie i sterowane ruchem tylko jednego głównego zawiasu. Oznacza to, że wybrano jakiś średni tryb sterowania - jeden parametr.

Sterowanie mechanizacją wlotu powietrza odbywa się automatycznie, jednak przewidziano również sterowanie ręczne, które stosuje się tylko w sytuacjach awaryjnych. Specjalny program sterujący uwzględnia zewnętrzne czynniki lotu (liczba M, temperatura powietrza) oraz prędkość obrotową wirnika silnika. Zazwyczaj program tworzony jest dla już określonych parametrów zużycia silnika.

Wpływ kątów natarcia i poślizgu.

naddźwiękowy urządzenia wejściowe dość wrażliwy na zmiany. kąty natarcia i poślizgu. Ostateczna reakcja różnych typów wlotów powietrza może się różnić, ale generalnie taka zmiana okazuje się szkodliwa. Zwiększanie lub zmniejszanie kątów przepływu zmienia położenie i natężenie fal uderzeniowych, co wpływa na przepustowość, wielkość strat i margines stabilności Wlot powietrza.

Na przykład, dla czołowych osiowosymetrycznych urządzeń wejściowych przy dużych dodatnich lub ujemnych kątach natarcia, symetria przepływu wokół powierzchni hamowania zmienia się znacząco. Po stronie nawietrznej intensywność wstrząsów wzrasta, co oznacza, że ​​wzrasta ciśnienie w przepływie za wstrząsami. Po zawietrznej (zacienionej) proces jest odwrotny, tutaj stopień wzrostu ciśnienia maleje.

Przepływ wokół przedniego wlotu powietrza pod dużymi kątami natarcia.

W efekcie w kanale i na powierzchni zastoju zachodzi przepływ poprzeczny z obszarów o niższym ciśnieniu do obszarów o wyższym ciśnieniu, co powoduje drenaż, zagęszczenie i oderwanie warstwy przyściennej. Rezultatem jest niestabilny przepływ, zmniejszona stabilność i rzeczywisty przepływ powietrza.

W przypadku płaskich wlotów powietrza stopień wpływu zmian kątów natarcia w dużej mierze zależy od położenia wlotu powietrza względem elementów konstrukcyjnych samolotu.

Aby poprawić wydajność wloty powietrza przy dodatnich kątach natarcia (zarówno przednich, jak i płaskich), ich oś geometryczna jest często umieszczona pod pewnym kątem ujemnym do linii poziomej samolotu. Ten róg nazywa się kąt klina”. Zwykle wynosi -2 ... -3 . Taki środek umożliwia zmniejszenie wielkości kątów natarcia strumienia podczas lotu z dużymi kątami natarcia.

Podobny kąt nachylenia powstaje często na wolnych wlotach powietrza. Na przykład w przypadku poddźwiękowych wlotów powietrza (samolot pasażerski) płaszczyzna wlotu może być nachylona górnym sektorem do przodu (wspomniane powyżej).

Podobne miary rotacji osi geometrycznej można również wykorzystać do wygodniejszego przepływu podczas lotu pod kątem poślizgu.

W niektórych czerpniach powietrza w początkowej części kanału wewnętrznego montowane są specjalne przegrody, które wyrównują przepływ i usprawniają pole prędkości.

Urządzenia wejścioweDSI .

W przypadku nowoczesnych myśliwców szybkość ich praktycznego użycia jest zwykle ograniczona do liczby Macha 2 (lub nawet mniejszej). Dotyczy to również ostatnio pojawiających się samolotów piątej generacji. W związku z tym rozważane są pomysły wykorzystania do nich niekontrolowanych wlotów powietrza, które już znajdują praktyczne zastosowanie (F-22, F-35).

Chodzi również o to, że systemy sterowania wlotem powietrza komplikują konstrukcję, zmniejszając w ten sposób niezawodność i zwiększając wagę. Ponadto skomplikowane przestrzenne wloty powietrza w nowych samolotach często utrudniają skuteczne sterowanie powierzchniami o złożonych konfiguracjach.

Jednak dość wysokie wymagania stawiane takim wlotom powietrza, oparte na wysokich specyfikacjach nowo opracowywanego sprzętu, zwłaszcza myśliwców piątej generacji, zmuszają nas do szukania sposobów na ich ulepszenie i poprawienie parametrów, które zawsze posiadały w samolotach tworzonych w poprzednich latach.

Opcje takie jak niska widoczność radaru oraz rejsy naddźwiękowe(choć nie za duże) - normalne wymagania dla samolotu 5. generacji. A to oznacza, że ​​wszystkie cechy konstrukcyjne, które zwiększają widoczność radaru, powinny być maksymalnie wyrównane. Należy również zmniejszyć całkowitą stratę ciśnienia na wlocie powietrza.

Ważnym krokiem na tej ścieżce był stosunkowo nowy urządzenie wejściowe, tak zwane wlot powietrza DSI. W szczególności wykorzystuje dwa pomysły na poprawę dopływu powietrza poprzez zmniejszenie strat ciśnienia.

Pierwszy to wzrost liczby fal uderzeniowych. Im ich więcej, tym mniej strat. Teoretycznie zwiększenie liczby wstrząsów do nieskończoności zmniejsza całkowitą utratę ciśnienia do zera.

Drugi. Fale uderzeniowe generowane przez stożek mają mniejszy kąt nachylenia niż fale uderzeniowe generowane przez klin (kąty na szczycie stożka i klina są równe). Dlatego też, z punktu widzenia całkowitych strat ciśnienia podczas hamowania w czerpni, za korzystniejszy uważa się czerpnię czołową osiowosymetryczną. Jednak nie zawsze może być ułożona w strukturę.

Eksperymentalny MiG-23PD z sektorowymi wlotami powietrza.

Kompromisem w tym sensie był tzw sektorowe wloty powietrza(wspomniane powyżej - samoloty typu Mirage, F-111, MiG-23PD, Tu-128), w których centralny korpus znajduje się w Wlot powietrza wystaje część (sektor) stożka. Sprawność takich wlotów powietrza może być wyższa niż w przypadku konwencjonalnych płaskich wlotów powietrza.

F-111C z sektorowym wlotem powietrza.

W czerpni DSI nowym elementem jest tzw. rampa, która jest powierzchnią hamującą (ściskającą) na wejściu do czerpni i ma kształt zbliżony do kształtu części powierzchni stożka. Oznacza to, że przepływ tutaj jest również stożkowy (optymalny dla wlotu powietrza).

Stożkowa powierzchnia hamowania wlotu powietrza DSI.

Ponadto specjalne zagięte (lub ukośne) krawędzie powłoki takiego wlotu powietrza również wytwarzają wielokrotne fale kompresji (innymi słowy wentylator fal kompresji (lub fal uderzeniowych przy naddźwiękowych)).

W efekcie oprócz tzw kompresja przestrzenna fale te, w interakcji ze stożkowym przepływem na pochylni, w określonych warunkach mają rozwijająca się akcja w kierunku poprzecznym na opływie na nim, czyli na warstwie przyściennej dochodzącej od elementów kadłuba znajdujących się przed wlotem powietrza. Jest odprowadzany na zewnątrz wlotu powietrza, co zmniejsza utratę ciśnienia całkowitego i zwiększa stabilność pracy.

Opływowy wzór warstwy granicznej dla wlotu powietrza DSI.

Przy wystarczającej wartości naddźwiękowej, tj. w trybie projektowania, w zależności od kształtu krawędzi wlotu powietrza, pod działaniem od niej fal sprężania można scalić większą objętość warstwy granicznej poza wlotem powietrza. Dla ukośnej krawędzi przy M1,25 - do 90%, dla skośnej krawędzi w postaci „kieł” - przy M1,4 - do 85%.

Działania mające na celu odwodnienie warstwy przyściennej znajdują odzwierciedlenie w samym skrócie nazwy takiego czerpni – DSI (diverterless naddźwiękowy wlot). W dosłownym tłumaczeniu skrót ten oznacza coś w rodzaju „wlot powietrza bez deflektora”. Słowo „deflektor” jest tutaj oczywiście sztuczne i oznacza tradycyjny kanał do odwadniania warstwy przyściennej, który jest dostępny w samolotach z przyległymi wloty powietrza(wspomniano powyżej).

Ten kanał jest dość szeroki i znacznie się zwiększa widzialność radarowa samolot. Tak więc wloty powietrza DSI zapewniają pod tym względem przewagę, ponieważ nie ma dla nich specjalnego kanału do odprowadzania PS, co, nawiasem mówiąc, ma pozytywny wpływ na zmniejszenie oporu aerodynamicznego. Ponadto występ rampy znacznie blokuje szczelinę wlotową powietrza, zmniejszając bezpośrednią widoczność łopatek sprężarki pierwszego stopnia silnika, co jest również dość istotne z punktu widzenia zmniejszenia widoczności radaru.

Eksperymentalny XF-35. Wyraźnie widoczna rampa i krawędź wlotu powietrza typu „fang” DSI.

Myśliwiec F-35 z wlotami powietrza DSI. Stożkowa powierzchnia hamowania - rampa - jest wyraźnie widoczna.

Przykładem tego typu czerpni może być czerpnia samolotów F-35, XF-35. XF-35 ma wargę wlotu powietrza typu kła.

Aby być uczciwym….

Niemniej jednak warto zauważyć, że obliczenia i projektowanie nowych przestrzennych niezarządzany czerpnie i kanały powietrzne to skomplikowana i kosztowna sprawa. Takich jak na przykład F-22, który również ma kanały powietrzne w kształcie litery S od wlotu powietrza do silników.

Myśliwiec -22 z przestrzennymi nieregulowanymi wlotami powietrza.

W trybie off-design pracy takich wlotów powietrza, pomimo całego ich zaawansowania, będą z konieczności towarzyszyć straty, co oznacza mniejszą sprawność elektrowni. Ale jest wiele takich trybów.

Kontrolowane wloty powietrza można by powiedzieć, że te straty nie mają. W tym przypadku praca układu dolotowo-silnikowego jest zoptymalizowana dla wszystkich trybów, dość przewidywalna, sterowalna i posiada wysokie parametry sprawności.

Dlatego wybór rodzaju czerpni jest swoistym kompromisem, wymuszającym uwzględnienie wielu, często sprzecznych ze sobą czynników. Na przykład myśliwiec T-50 ma regulowane wloty powietrza do sprężania przestrzeni. F-22 ma przestrzenne nieregulowane wloty powietrza.

Samolot T-50. Kontrolowane VCA z kompresją przestrzenną.

Jednocześnie rosyjski myśliwiec jest godnym konkurentem dla amerykańskiego (nawet przewyższając go pod wieloma względami) pomimo mniejszego ciągu silników, a nawet przy znacznie niższych kosztach. Jest prawdopodobne, że sprawność elektrowni F-22 w trybach pozaprojektowych (zwłaszcza podczas szybkiego manewrowania) nie jest tak wysoka, jak podaje się w źródłach otwartych.

————————————-

Na tym być może skończymy. Mam nadzieję, że główne zapisy tego w gruncie rzeczy dość skomplikowanego i obszernego tematu przestały być już niezrozumiałe. Dziękuję za przeczytanie do końca. Do nowych spotkań i artykułów.

Na koniec dodam zdjęcia, które „nie pasowały” do tekstu głównego.

Przedni osiowo-symetryczny wlot powietrza do samolotu Su-17.

Mechanika regulacji wlotów osiowosymetrycznych i płaskich.

Klapki do makijażu na silniku NK-8-2U (samolot Tu-154B-2). Otwarte podczas startu.

Myśliwiec MiG-21-93. Przedni osiowosymetryczny wlot powietrza z regulowanym stożkiem.

Klapki do makijażu na myśliwcu Harier.

Sektorowy samolot IED F-111.

Wloty powietrza F-22.

Samolot F-5 z transonicznym lotem.

Kiedy wykonujesz wieczorne ćwiczenia w samolocie, mimowolnie rozglądasz się w poszukiwaniu czegoś ciekawego do pośmiania.
I oczywiście masz wiele pytań na ten temat.
Cóż, bez wątpienia, co to tam wystaje, albo do czego jednak ta dziura jest potrzebna?

Dlatego dzisiaj porozmawiamy o systemie klimatyzacji.

Muszę powiedzieć, że system klimatyzacji (ACS) w samolotach jest zwykle uważany za dość skomplikowany.
Ale postaram się, aby wszyscy w ogóle zrozumieli, dlaczego tam rośnie i jak to działa. Nie wspominając o ważnej mince do wyjaśnienia współlokatorowi.
Dlatego najpierw poznamy teorię, a potem dojdziemy do zdjęć.

1. Do czego to służy?
Człowiek uwielbia oddychać. Jakoś tego potrzebuje. Cały czas.
Musi oddychać w określonym zakresie ciśnienia i temperatury powietrza, w przeciwnym razie nie wszyscy dotrą do szczęśliwych krewnych. W końcu na wysokości panuje niewielkie ciśnienie powietrza, a do tego jest bardzo zimno.
W salonie jest wiele osób.
A tyle trzeba dostarczyć powietrzem w wymaganej ilości io komfortowej temperaturze (i ciśnieniu).
To właśnie robi SCV.

2. Z czego jest zrobiony i gdzie się znajduje?
W SLE jest wiele różnych rzeczy, ale w zasadzie mamy następujące:
2.1. System odpowietrzania silników i pomocniczego zespołu napędowego (APU).
2.2. System przygotowania powietrza.
2.3. System dystrybucji powietrza do konsumentów.
Dziś interesujące jest dla mnie omówienie większości tego, co jest drugim elementem tego dobrego systemu dla każdego.

3. Jak to wygląda i działa.
Jak od dawna było dla nas jasne, większość pracy nad przygotowaniem powietrza wykonują zestawy klimatyzacyjne, więc teraz pokażę i opowiem trochę o tych samych zestawach (takich jak cherubiny).
Opakowania zazwyczaj znajdują się pod kabiną, w obszarze części środkowej. Tutaj po prostu otwieramy skrzydło:

Widzimy coś takiego:
dwa zdrowe wymienniki ciepła (grzejniki powietrze-powietrze = VVR) w kolorze srebrnym

, po lewej czarne plastikowe obudowy do odsysania powietrza przez VVR oraz sporo rurek.

To jest ta rzecz.
Powietrze do pracy układu pobierane jest ze sprężarki APU lub ze sprężarek silnika (jeśli pracują).
Jest tam bardzo gorąco - setki stopni. Gdybyśmy żyli tylko zimą, to wszystko byłoby prostsze - schłodziliby, a nawet podali do salonu.
Ale przecież mamy też bardzo pozytywne temperatury, przy których chcemy, żeby wnętrze nie tylko się nie nagrzewało, ale bardzo je ochładzało.
Dlatego w systemie twardej waluty musimy mieć lodówkę o tak nie słabej wydajności (salon na 170 gorących facetów - co?), a pożądane jest, aby działała bez angażowania zasobów stron trzecich, takich jak prąd.
Ten problem został dobrze rozwiązany dzięki zaangażowaniu praw fizyki.
Jak wiecie, powietrze, jak każdy gaz, ochładza się, gdy się rozszerza. A jeszcze lepiej, ochładza się, jeśli również odbiera mu energię, zmuszając go do pracy.
Obie te dwie metody są używane w urządzeniu zwanym „turbo cooler” (w języku angielskim używa się terminu Air Cycle Machine = ACM). Tutaj jest szary, trochę na lewo od środka:


W nim dawne gorące powietrze (a teraz lekko schłodzone w VVR), ale wciąż pod ciśnieniem, wykonuje pracę obracania turbiny, a jednocześnie rozpręża się i chłodzi.

Teraz można w uproszczony sposób wyjaśnić działanie SCR jako całości.
Gorące powietrze pobierane jest z APU lub silników,
wstępnie schłodzone w wymiennikach ciepła (VVR),
następnie napędza turbinę turbochłodziarki i tam schładza się do temperatury nieco powyżej zera (aby nie zamarzała para wodna),
a następnie dodawane jest do niego gorące powietrze w ilości niezbędnej do uzyskania ustawionej z kabiny temperatury.
W efekcie w kabinie dostajemy chłodne powietrze latem lub ciepłe zimą.

Jeszcze kilka szczegółów.

Prawie wszystkie samoloty mają tak sprytny wlot powietrza.


Powietrze jest przez niego pobierane w celu oczyszczenia VVR. Dzięki temu charakterystycznemu widokowi możesz od razu zrozumieć, gdzie znajdują się zestawy klimatyzacyjne w pobliżu samolotu.
W przypadku większości samolotów pakiety znajdują się pod środkową sekcją.
Ale An-148 - z góry:


(wlot powietrza - w prawym górnym rogu zdjęcia)
Cóż, niektóre oryginały też mają je w nosie.

Obszar przepływu kanału wlotowego powietrza jest regulowany. Na 737 - ruchoma ściana wlotu kanału od strony kadłuba.
Reguluje to chłodzenie VVR - w końcu na wysokości napływający strumień jest bardzo zimny (-60 stopni) i szybki, więc lepiej zakryć skrzydło.

Charakterystyczne dla 737 jest obecność osłony przed kanałem wlotu powietrza:


Zainstalowano go tak, aby podczas startu spadało mniej błota - w końcu kadłub 737 jest dość nisko, a brud czasami wylatuje spod przednich kół.
Airbusy mają wejścia znacznie wyżej, a takich osłon nie ma.

Pomiędzy pakietem a wnęką podwozia na dole znajduje się wylot powietrza przedmuchowego:


Wieje stamtąd lekko ciepło, a zimą może być tam ciekawiej niż w okolicy.

Nawiasem mówiąc, podczas postoju, gdy nie ma nadchodzącego przepływu do przedmuchu VVR, powietrze jest przez nie zasysane przez wentylator, który jest napędzany przez tę samą turbinę turbochłodnicy.
Oto użyteczna praca, którą wykonuje, gdy powietrze jest schłodzone. Samowystarczalny, że tak powiem :)

W miarę ochładzania powietrza zawarta w nim para wodna kondensuje się w kropelki. Woda ta jest usuwana z zimnego powietrza i wtłaczana do strumienia kierowanego do VVR. W ten sposób odparowując tę ​​wodę, ochładzają się jeszcze bardziej.

Tek-s... my z żalem na pół ochłodziliśmy powietrze.
Teraz jak uregulować i ogólnie ogrzać.

Temperatura powietrza jest kontrolowana przez mieszanie gorącego powietrza z zimnym powietrzem.
W 737-800 cała uszczelniona część kadłuba jest podzielona na trzy strefy warunkowe: kokpit, przód i tył kabiny pasażerskiej. Z trzema zaworami miesza się ciepłą wodę.
W związku z tym w kokpicie na panelu sufitowym znajdują się trzy regulatory temperatury:

(oto zdjęcia poniżej)
Nad nimi znajdują się wskaźniki awarii odpowiednich kanałów urządzeń sterujących.
Jeszcze wyższy jest przełącznik mieszania gorącego powietrza.
U góry po lewej - urządzenie do monitorowania temperatury powietrza w przewodach i w kabinie.
W prawym górnym rogu znajduje się przełącznik do wyboru i dlaczego w rzeczywistości będziemy obserwować temperaturę.

Jeśli regulacja temperatury powietrza zawiedzie, same pakiety przestawią się na wydawanie jakiejś średniej temperatury, na przykład +24 stopnie.

W celu zaoszczędzenia powietrza w kabinie pasażerskiej zwykle pracują wentylatory recyrkulacji powietrza.
Oto ich przełączniki, które właśnie usiadły na następnym panelu od góry:

Wentylatory zasysają powietrze z przedziału pasażerskiego przez boczne panele dolne, następnie jest oczyszczane przez filtry i mieszane ze świeżym powietrzem z opakowań.
Powietrze w kokpicie jest zawsze dostarczane tylko świeże.

Poniżej przełączników, pośrodku, widać urządzenie pokazujące ciśnienie powietrza w przewodach.
Poniżej znajduje się przełącznik dwustabilny zaworu do dzwonienia lewego i prawego przewodu powietrza. Jak widać, powietrze z każdego silnika jest dostarczane do własnego pakietu, a APU jest podłączony do lewej linii.
Po bokach znajdują się przełączniki do włączania paczek.
Poniżej znajdują się komunikaty ostrzegawcze dotyczące usterek różnych części układu przygotowania powietrza.
A na samym dole – włączenie wyciągu powietrza z APU i silników.

Podsumowując, wejdziemy na terytorium systemu regulacji ciśnienia powietrza wewnątrz samolotu.
Powietrze wewnątrz kabiny dostarczane jest przez paczki pod stałym ciśnieniem.
Ciśnienie wewnątrz kabiny jest regulowane przez automatyczny system, który reguluje przepływ powietrza przez zawór wydechowy.
Znajduje się z prawej strony samolotu, mniej więcej pod tylnymi prawymi drzwiami (zakreślone na czerwono):


Zawór składa się z dwóch klap, które mogą być napędzane trzema różnymi silnikami elektrycznymi (jako rezerwa na wypadek awarii).

Na wypadek, gdyby ogólnie wszystko było źle, przewidziane są jeszcze dwa absolutnie awaryjne zawory czysto mechaniczne, które otwierają się, gdy określone ciśnienie wewnątrz kadłuba zostanie przekroczone w stosunku do zewnętrznego.
Oto zawory nad i pod zaworem wydechowym:

Jeśli nagle ciśnienie wewnątrz kadłuba stanie się niższe niż na zewnątrz, wówczas ujemne zawory różnicowe otworzą się i wyrównają tę różnicę, wpuszczając powietrze do samolotu:

Również w przypadku rozhermetyzowania pni na dachu pni znajdują się panele ochronne.
Jeśli nagle pojawi się zbyt duża różnica ciśnień między bagażnikiem a kabiną pasażerską, panele wycisną się i wypuszczą powietrze, aby wyrównać tę różnicę.
Jest to konieczne, aby podłoga kabiny się nie rozwijała.

Być może teraz pokrótce opowiedziałem o paczkach.