![Почему авиастроительные корпорации делают одинаковые самолеты? Проектирование самолета. Промышленная инвестиционная деятельность](https://i0.wp.com/auto-dnevnik.com/tw_refs/3/2792/2792_html_m482f2287.jpg)
В противоположность ПД в газотурбинном двигателе конструкция каждой отдельной его части оптимизирована в соответствии с режимом ее работы и назначением. Такое разделение обеспечивает газотурбинному двигателю и большую гибкость при практическом применении. Добавив ступени турбины к простому реактивному двигателю и уменьшив ускорение выхлопных газов в сопле, можно снизить скорость реактивной струи и получить дополнительную мощность на валу. Эта мощность может быть использована как для приведения в действие обычного воздушного винта, так и.для сжатия дополнительной массы воздуха и получения большей реактивной тяги, как это делается, например, в турбовентиляторном двигателе.
Тяга
Тяга авиационного двигателя - это не что иное, как реакция на силу, потребную для ускорения массы воздуха, проходящего через двигатель. Тяга проявляется как давление, действующее на лопасти винта (если двигатель винтовой) или на все внутренние поверхности (если двигатель реактивный). Основное различие между винтовыми и реактивными двигателями заключается в соотношении между величинами массы и ускорения в уравнении: сила = масса X ускорение.
Ускорение, придаваемое массе воздуха обычным воздушным винтом, сравнительно невелико и его можно увеличивать лишь в небольших пределах. Следовательно, и тягу воздушного винта можно увеличивать лишь путем увеличения массы отбрасываемого воздуха, что связано с применением воздушных винтов очень больших диаметров и со значительными трудностями при их установке на самолете и эксплуатации.
В реактивном двигателе тяга создается путем придания сравнительно небольшой массе воздуха весьма значительного ускорения. Массовый расход воздуха через двигатель, естественно, зависит от его размеров, и это является единственным, что может вызвать затруднения при установке на самолете реактивного двигателя с чрезвычайно большой степенью двухконтурности.
Влияние скорости реактивной струи на тяговый к. п. д. рассматривается ниже.
Влияние скорости полета и размеров двигателя на экономичность эксплуатации самолета
Теперь можно более подробно рассмотреть вопрос о различиях между поршневым и реактивным двигателями с точки зрения удовлетворения требований по летным и экономическим характеристикам транспортного самолета. Для этого лучше всего еще раз обратиться к важнейшим свойствам, которыми должна обладать авиационная силовая установка. О них уже кратко говорилось в гл. 1. Еще раз перечислим эти свойства: высокая выходная мощность силовой установки, высокая выходная мощность каждого двигателя, малый вес, малый мидель, малый расход топлива, высокий общий к. п. д., эффективное охлаждение и надежность. Рассмотрим каждое из этих свойств в отдельности.
На размеры камер сгорания и давление наддува (что связано с проблемой обеспечения устойчивости пламени), и, во-вторых, трудностью увеличения количества цилиндров из-за самой геометрии двигателя, конструкции коленчатого вала и системы охлаждения. В то же время усложнение кинематики блоков цилиндров, расположенных радиально или в ряд, путем использования более одного основного коленчатого вала, в конечном счете уменьшает механический к. п. д. и увеличивает вес двигателя до недопустимой величин.
Что касается воздушного винта, то установка винтов большого диаметра представляет собой известную трудность - возникают чрезмерные потери, вызванные влиянием сжимаемости воздуха из-за очень высокой окружной скорости концов лопастей таких воздушных винтов при скоростях прямолинейного горизонтального полета, соответствующих числу М = 0,5 и выше. Эти ограничения в равной степени относятся и к турбовинтовому двигателю.
Если взять теперь цифры, приведенные в п. 1, и допустить, что можно достигнуть истинного числа М = 0,85 на высоте 12 000 м, применяя воздушный винт с к. п. д., равным 85%, то, как показывает простой расчет, в этом случае понадобится силовая установка из девяти ПД мощностью по 3400 л. с. 2500 кВт на уровне моря. Если же рассмотреть режим полета на малых числах М, когда воздушные винты более эффективны, и снова произвести расчет для взлета, предполагая статическую тягу винта равной 1,2 кгс (11,7 Н) на одну лошадиную силу мощности на валу, то потребное число ПД в силовой установке окажется не меньше шести. Прогнозы показывают, что реактивные транспортные самолеты следующего поколения будут иметь взлетный вес около 320 тс (3140 кН) и будут оснащены четырьмя двигателями общей тягой 82 тс(804 кН), что на режиме взлета соответствует мощности на валу свыше 60 000 л. с. (44000 кВт). Для достижения такой же тяговоору-женности этих самолетов при помощи силовых установок, состоящих из ПД, на каждом самолете потребовалась бы установка восемнадцати двигателей, развивающих мощность на валу по 3500 л. с. (2600 кВт) каждый. Указанные количества ПД далеки от оптимальных, не говоря уже о проблемах их установки на самолете.
Следовательно, для обеспечения высокой общей мощности силовой установки и оптимального количества двигателей для самолета данного назначения необходима высокая выходная мощность на один двигатель, которую ПД обеспечить не может.
С другой стороны, у реактивного двигателя нет каких-либо параметров, которые ограничивали бы дальнейший рост его мощности. Реактивные самолеты первого поколения были оснащены двигателями тягой 2,28 тс (22,2 кН). Современные самолеты имеют двигатели тягой 9,1 тс (89 кН), а на проектируемых реактивных самолетах-гигантах будут установлены двигатели тягой 20,4 тс (200 кН), и это еще не предел.
3. Малый вес. Необходимость создания двигателей, обладающих минимальным весом и максимальной мощностью, не требует доказательств. Металлоемкость корпуса ПД чрезвычайно велика, так как он должен выдерживать высокие нагрузки, возникающие при возратно-поступательном движении больших масс элементов конструкции двигателя, и иметь необходимую для
Этого прочность.
ПД типичной конструкции весит вместе с воздушным винтом 2,05 тс (19,6 кН). Такой двигатель имеет мощность на валу 3400 л. с. (2500 кВт) и при расчетной статической тяге 1,2 кгс (11,7 кН) на одну лошадиную силу мощности на валу создает тягу примерно 2 кгс (19,6Н) на один килограмм веса двигателя. Газотурбинный двигатель может быть легче, потому что его основные узлы представляют собой непрерывно вращающийся единый механизм, который, однако, требует, чтобы при проектировании учитывалась возможность разрушения двигателя и окружающей конструкции. Типичный большой реактивный двигатель весит 2,4 тс (23,5 кН) и создает статическую тягу 9,5 тс (93 кН), что составляет около 4 кгс (39 Н) на один килограмм веса двигателя. Данное сравнение сделано для наиболее благоприятных условий работы ПД и воздушного винта, а если учесть действительные условия крейсерского полета, то это соотношение еще более заметно изменится в пользу реактивного двигателя. Что касается турбовинтового двигателя, то вес винта и редуктора говорит против их использования в сочетании с турбиной, если только не требуется очень высокий к. п. д. и малые удельные расходы топлива на относительно небольших скоростях прямолинейного горизонтального полета.
4. Малый мидель. Все выступающие части двигателя, конечно, очень невыгодны в отношении аэродинамического сопротивления. При оптимальном соотношении внутреннего диаметра цилиндра и хода поршня диаметр ПД с радиальным расположением цилиндров пропорционален его мощности. То же самое можно сказать и о рядном ПД, для которого характерны проблемы, связанные с охлаждением цилиндров и конструкцией коленчатого вала. Мидель типичного ПД (воздушный винт в этом случае исключается из рассмотрения, потому что при работающем двигателе он не создает сопротивления) достигает около 1,85 м 2 с учетом капота. Основываясь на приведенных выше величинах, находим, что на 1 м 2 фронтальной площади ПД приходится тяга 2,2 тс
В реактивном двигателе, мидель которого, грубо говоря, пропорционален массовому расходу воздуха, мощность можно увеличить, повысив рабочую температуру газов, при этом массовый расход воздуха остается постоянным. Расход топлива можно уменьшить путем повышения к. п. д. частей двигателя и увеличения степени повышения давления. На протяжении ряда лет улучшение указанных параметров и уменьшение миделя реак-
тивного двигателя достигались также благодаря использованию и совершенствованию осевого компрессора. Усовершенствование компрессора до настоящего времени велось в основном в направлении увеличения его длины, а не радиуса, так как последнее связано с возрастанием миделя и соответственно - лобового сопротивления. Мидель типичного большого реактивного двигателя, включая и гондолу, составляет около 2,7 м 2 , что значительно превышает мидель рассмотренного выше поршневого двигателя. Однако при этом реактивный двигатель способен создавать гораздо большую тягу - на 1 м 2 его фронтальной площади приходится тяга 3,5 тс (344 кН). Реактивный двигатель показывает себя с еще более выгодной стороны, если проводить сравнение с учетом используемых в настоящее время высот и скоростей, при которых комбинация «ПД - воздушный винт» теряет свою эффективность.
Однако турбовентиляторный двигатель имеет больший мидель, чем простой реактивный двигатель стой же тягой, и по мере увеличения степени двухконтурности для него все большее значение начинает приобретать специальная аэродинамическая профилировка обводов мотогондолы для снижения ее лобового сопротивления.
5. Малый расход топлива. С необходимостью повышения мощности двигателя тесно связаны и поиски способов уменьшения расхода топлива. Если говорить об удельных расходах топлива реактивного двигателя и ПД в условиях крейсерского полета, то отношение расходов, составлявшее в недалеком прошлом 2: 1, в настоящее время все более уменьшается. Сравнивая оба двигателя по величине удельного расхода топлива, надо иметь в виду и то, что реактивный двигатель обеспечивает большую пассажировместимость самолета, позволяет ему достигнуть высоких эксплуатационных скоростей и имеет более низкую стоимость потребляемого топлива (керосин вместо бензина). Все это вместе взятое и ряд других факторов говорит в пользу самолета с реактивным двигателем, который в целом оказывается более экономичным, чем самолет с ПД.
Известно, что истинную воздушную скорость можно значительно увеличить, если совершать полет на наибольших высотах, Доступных реактивному самолету. А расход топлива пропорционален тяге, равной лобовому сопротивлению самолета, которое, в свою очередь, пропорционально приборной скорости полета. Таким образом, при постоянной приборной скорости истинную скорость можно увеличить путем набора большей высоты, где плотность воздуха, а следовательно, и лобовое сопротивление самолета становятся меньше. Соответственно и часовой расход топлива для данного расстояния будет меньшим. Это самый важный и единственный фактор, который может контролироваться пилотом.
Расход топлива не является показательным, если его рассматривать отдельно от других действующих факторов. Нужно сов-
5 Д. Дэвис 65
Мещать экономию топлива с типичным крейсерским режимом полета, который для реактивного самолета предусматривает высокую скорость полета на большой высоте. При своих «скромных» скоростных и высотных характеристиках ПД неплохо справился с задачей экономии топлива за пятьдесят лет своего развития. Однако цели изменились. Теперь необходимо летать высоко и быстро, а ПД уже не способен обеспечивать мощность, потребную для полета на большой скорости и высоте.
6. Общий к. п. д. авиационного двигателя. Это есть произведение термического и тягового к. п. д. Термический к. п. д. как ПД, так и газотурбинного двигателя можно повысить увеличением степени повышения давления. Степень повышения давления у ПД ограничена устойчивостью процесса горения (например, детонацией), но в газотурбинном двигателе предел еще не достигнут.
Тяговый к. п. д. (или к. п. д. движителя) зависит от к. п. д. Фруда (созданная тяговая мощность, деленная на кинетическую энергию, сообщенную массе воздуха) и потерь, связанных с превращением (в турбине, вентиляторе, винтах) энергии газа в скорость реактивной или завинтовой струи. К. п. д. Фруда определяется по формуле
Где V - скорость самолета;
U - скорость истечения реактивной или завинтовой струи
Относительно самолета.
Рис. 3.2. Сравнение к. п. д. различных движителей:
66
Простой реактивный двигатель, способный придавать большое ускорение относительно небольшой массе проходящего через него воздуха, становится сравнительно экономичным только при очень больших скоростях прямолинейного горизонтального полета. В диапазоне чисел М = 0,8-^0,9 он лишь умеренно экономичен, а при увеличении скорости истечения реактивной струи, или, что то же самое, при увеличении температуры газов на входе в турбину его экономичность еще более уменьшается. В этих условиях гораздо более эффективными, имеющими повышенные значения к. п. д. Фруда и лучшую экономичность, являются турбовентиляторные и двухконтурные реактивные двигатели, которые при одинаковой с простыми реактивными двигателями тяге, имеют меньшие скорости истечения реактивной струи, но больший массовый расход воздуха.
В конечном счете из рис. 3.2 становится ясно, что для обеспечения больших скоростей полета, характерных для современных транспортных самолетов, обычный ПД совершенно непригоден и должен уступить место реактивным двигателям, причем при полетах на дозвуковых скоростях предпочтение следует отдать турбовентиляторным и двухконтурным реактивным двигателям.
И, наконец, сравнение по механическому к. п. д. также говорит в пользу газотурбинного двигателя - в нем все основные движущиеся части непрерывно вращаются; при этом механический к. п. д. приближается к 100%. В ПД механические потери сравнительно высоки из-за значительного веса элементов конструкции двигателя, совершающих возвратно-поступательное движение.
7. Эффективность охлаждения. Лобовое аэродинамическое сопротивление ПД зависит и от выбранного типа охлаждения его цилиндров. При воздушном охлаждении ПД со звездообразным расположением цилиндров последние непосредственно обдуваются набегающим воздушным потоком, уносящим их тепло, а при жидкостном охлаждении, чаще всего используемом в двигателе с рядным расположением цилиндров, необходим радиатор, также обдуваемый воздушным потоком. Лобовое сопротивление системы охлаждения особенно увеличивается в режиме работы двигателя на большой мощности, когда возникает необходимость в полном открытии створок для выпуска охлаждающего воздуха. Все это требует весьма тщательного проектирования капота ПД или обтекателя радиатора, иначе часть мощности двигателя будет затрачиваться на преодоление его излишнего аэродинамического сопротивления.
В газотурбинном двигателе потери на охлаждение возникают лишь в том случае, когда для этой цели от компрессора двигателя отбирается часть воздуха, используемого в процессе сгорания и расширения. Такой отбор воздуха, безусловно, отражается на эффективности рабочего цикла двигателя.
8. Надежность. Самолету необходима такая силовая установка, которая могла бы непрерывно обеспечивать высокую мощность. В ПД из-за ограничений, обусловленных свойствами материала выхлопных клапанов и высокими внутренними напряжениями, максимальную крейсерскую мощность ограничивают примерно до 50% максимальной располагаемой мощности, что обеспечивает приемлемый срок службы двигателя. Мощность реактивного двигателя ограничивается подобным же образом свойствами материала лопаток турбины, однако у этого двигателя типичная максимальная крейсерская мощность составляет 75% максимальной располагаемой мощности.
Реактивный двигатель является, как правило, более простым и гораздо более надежным. Отсутствие механизма для изменения шага воздушного винта и редуктора, работающих в условиях высоких напряжений, дает газотурбинному двигателю дополнительные преимущества. У некоторых реактивных двигателей установленный срок службы до капитального ремонта более чем в два раза превысил срок службы самых лучших ПД.
На срок службы реактивного двигателя наиболее сильное влияние оказывает величина температуры газов в турбине. Ее максимально допустимое значение является критическим пределом, и если этот предел превышается сильно, например при запуске двигателя, то последний, несомненно, выйдет из строя. Если же этот предел превышается незначительно, но само превышение сохраняется в течение длительного времени (например, в крейсерском полете), то срок службы двигателя сократится.
В заключение подчеркнем еще раз: ПД и воздушный винт превратились в препятствие на пути увеличения размеров и эксплуатационных скоростей современных транспортных самолетов. Только газотурбинный двигатель может удовлетворить всем требованиям в отношении критических параметров, рассмотренных выше.
РАЗВИТИЕ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Не вдаваясь глубоко в детали данной темы, полезно ознакомиться со схемами различных типов двигателей, представленными на рис. 3.3-3.9, и попытаться охарактеризовать причины, обусловившие их появление. Это нелегкая задача, поскольку наряду с техническим уровнем проектирования двигателей и самолетов в каждый данный момент на развитие газотурбинных двигателей оказывали влияние различные экономические и политические факторы.
Реактивные двигатели в своем развитии видоизменялись много раз, начиная от простого двигателя с центробежным компрессором и кончая большими турбовентиляторными двигателями, предназначенными для самолетов-гигантов.
Двигатель с центробежным компрессором
Rit-«
Двигатель с осевым компрессором
В процессе развития двигателей центробежный компрессор был заменен осевым компрессором в связи с необходимостью повышения экономичности и получения минимального миделя двигателя. Для обеспечения надлежащей экономичности требуются более высокие степени повышения давления и увеличенные к. п. д. Осевой компрессор наиболее успешно справляется с этой задачей (его конструкция позволяет осуществлять продольное размещение нескольких ступеней компрессора без увеличения миделя), но значительное улучшение характеристик такого двигателя стало возможным в результате тщательных газо-и аэродинамических исследований.
Двухвальный (или двухкаскадный) двигатель
Рис. 3.5. Двухвальный (двухкаскадный) двигатель
Двухконтурный турбореактивный двигатель
Двухконтурный турбореактивный двигатель был разработа!
с учетом использования более высоких температур в турбине для
получения большей тяги без соответствующего увеличения ско
рости истечения реактивной струи и уменьшения тягового к. п. д.
двигателя, ведущих к увеличению удельного расхода топлива.
Отличительным признаком такого двигателя является наличие
дополнительного воздушного контура, по которому часть заса-:
сываемого воздуха после сжатия в компрессоре подается в обход
камер сгорания и турбины непосредственно на выхлоп, увеличи
вая массу и снижая скорость истечения реактивной струи. Термин
«двухконтурный» обычно условно относится к схемам двигателей,
в которых предусматривается смешение горячего и холодного
потоков газов. Без этой особенности нет существенной разницы
между двухконтурным и турбовентиляторным (с передним рас
положением вентилятора) двигателями, которые рассматриваются"
ниже. ■
Турбовентиляторный двигатель
Турбовентиляторный двигатель, созданный на основе дальнейшего развития принципа двухконтурности без смешения горячего и холодного потоков газов, можно рассматривать как промежуточную ступень между турбореактивным и турбовинтовым двигателем. Но в отличие от последнего он не подвержен влиянию сжимаемости воздуха благодаря специальной профилировке ка-
Нала и значительно меньшему диаметру вентилятора. Турбовентиляторный двигатель имеет увеличенную по сравнению с двухконтурным турбореактивным двигателем степень двухконтурности, т. е. отношение расхода воздуха через вентилятор к расходу воздуха через газогенераторную часть двигателя, в результате чего еще больше возрастают преимущества, обеспечиваемые двухконтурным двигателем. При большой степени двухконтурности двигателя аэродинамическая форма мотогондолы оказывает повышенное влияние на располагаемую тягу, и могут понадобиться специальные меры для того, чтобы совместить противоречивые требования, относящиеся к крейсерскому и взлетному режимам работы этого двигателя.
Новые тенденции
Как уже было сказано выше, на ход разработки нового двигателя существенное влияние оказывает ряд факторов: существующий уровень развития техники, политика, экономика. Однако цели разработки остаются в основном те же, а именно: уменьшение удельного расхода топлива, уменьшение удельного веса двигателя, повышение надежности, усовершенствование системы управления, снижение уровня шума.
Для обеспечения малых удельных весов и расходов топлива потребовались более высокие к. п. д. соответствующих узлов (например, к. п. д. компрессора), а также увеличение степеней повышения давления, двухконтурности и температуры газа в турбине.
Что касается проблем управляемости, то надо сказать, что хорошо спроектированный двигатель не должен вызывать трудностей при управлении им, по какой бы конструктивной схеме он не был выполнен.
С развитием двухконтурных и турбовентиляторных двигателей от современных со степенями двухконтурности 1:1 и 2: 1 до проектируемых со степенями двухконтурности 8:1, 12: 1 и выше потребуются другие компоновочные схемы. Уже предложен например, трехвальный турбовентиляторный двигатель с трехкас-кадным компрессором. Большая гибкость в управлении и возможность изменения скорости вентилятора для снижения уровня шума в режимах захода на посадку и посадки - таковы основные преимущества, обеспечиваемые двигателями данного типа.
Имеются и другие направления развития двигателей с многокаскадными компрессорами, которые также представляют интерес и могут быть весьма полезными в определенных случаях. Такие Двигатели могут быть более «гибкими» в работе на различных режимах благодаря лучшей аэродинамической «подгонке» при неполной нагрузке и меньшей инерции вращающихся элементов. Двигатели с многокаскадными компрессорами легче запустить, поскольку стартером нужно повернуть лишь один каскад.
ЗАВИСИМОСТЬ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПОЛОЖЕНИЯ РЫЧАГА ГАЗА
Тяга ПД пропорциональна числу оборотов, давлению наддува и углу установки лопастей воздушного винта. Из этих величин самой важной является величина давления наддува. При постоянных оборотах можно путем изменения давления наддува и угла установки лопастей воздушного винта обеспечить более значительное изменение тяги, чем то, которого можно достичь при постоянном давлении наддува путем изменения числа оборотов. Поскольку число оборотов в минуту выбирается в соответствии с давлением наддува, можно в грубом приближении считать, что тяга ПД пропорциональна положению дросселя (рычага управления оборотами). Это значит, что при постоянных оборотах, характерных, например, для режима захода на посадку, тяга
ПД пропорциональна положению рычага управления двигателем на пульте кабины экипажа.
На рис. 3.10 показаны положения рычага газа для соответствующих величин тяги - от «Полного вперед» до «Полного назад», как для ПД, так
Рис. 3.10. Зависимость между поло
жением рычага газа и
тягой для
реактивного двигателя (а)
и
ПД (б):
72
И для реактивного двигателя. Эти схемы не соответствуют каким-то конкретным двигателям, и представленные характеристики намеренно увеличены для того, чтобы подчеркнуть их разницу. Для обеспечения надлежащих характеристик при управлении двигателем важно учесть следующее:
Руля высоты остается неизменной, независимо от того, работают двигатели или нет.
3. У ПД разница между тягой в прямолинейном горизонтальном полете и реверсивной тягой на режиме малого газа очень велика (обратите внимание на крутизну линии графика). Когда лопасти воздушного винта установлены в положение обратной тяги (включен реверс), то уже на малых оборотах ПД создается около 60% максимально возможного лобового сопротивления. Остальное достигается при полном реверсировании на полной мощности двигателя. Вот почему опасно реверсировать тягу ПД прежде, чем самолет совершит уверенную посадку; это связано не только с резким ростом лобового сопротивления, но и с потерей подъемной силы на большей части крыла, а также со значительным уменьшением эффективности руля высоты. У реактивного двигателя разница между прямой и реверсивной тягой в режиме малого газа очень мала. При эффективности реверса тяги 50% чистое изменение тяги будет находиться в диапазоне от 0,45 тс (4,4 кН) в прямолинейном горизонтальном полете до 0,22 тс (2,2 кН) при реверсировании. Следовательно, при чистой конфигурации самолета реверсирование тяги реактивного двигателя в полете вполне безопасно. Этот довод свидетельствует также и о том, что при посадке (режим малого газа) не следует задерживаться с включением реверса дольше, чем это необходимо. Реактивный самолет обладает очень малым лобовым сопротивлением и, чтобы получить полную отдачу от реверса, нужно как можно скорее отклонить рычаг управления двигателем до полной реверсивной тяги, особенно если иметь в виду то, что реверсивная тяга гораздо более эффективна на больших скоростях движения самолета.
Вообще говоря, пилоту может показаться довольно странным, что допускается такое длительное рассогласование между положением рычага управления и тягой газотурбинного двигателя. Системы управления, находящиеся в настоящее время в стадии разработки, можно спроектировать таким образом, чтобы они могли обеспечить любое соотношение между положением рычага управления двигателем и получаемой тягой. Такие системы могут управляться, например, с помощью электрических средств, что весьма облегчает решение этой задачи. Однако на современных газотурбинных двигателях то же самое можно сделать путем применения довольно простого передаточного механизма, который изменил бы существующую зависимость между положением рычага управления и открытием топливного крана в соответствии с величиной получаемой при этом тяги.
ПРИЕМИСТОСТЬ
Способность воздушного винта ПД сохранять постоянную скорость вращения позволяет поддерживать у двигателя такие обороты, которые являются компромиссными между мощностью
На режиме при заходе на посадку и мощностью на режиме ухода на второй круг; при этом мощность меняется путем изменения давления наддува. Чтобы быстро увеличить мощность, увеличивают давление наддува и изменением шага винта быстро создают потребную тягу. «Быстро» в данном случае означает примерно 3-4 секунды, что обусловлено тенденцией воздушного винта к моментальному превышению скорости (раскрутке), и это не может удовлетворить пилота, как бы одобрительно он ни относился к любым механическим приспособлениям. Между прочим, тягу ПД можно уменьшить так же быстро (и до такой степени, что будет даже создаваться лобовое сопротивление), потому что регулятор постоянного числа оборотов больше не сможет уменьшать угол установки лопастей воздушного винта.
Уже объяснялось, что самый высокий к. п. д. реактивного двигателя имеет место на больших оборотах, когда компрессор работает на режимах, близких к оптимальным. На малых оборотах рабочий цикл двигателя обычно неэффективен. Если неожиданно потребуется увеличить тягу при работе двигателя на оборотах, эквивалентных обычным оборотам при заходе на посадку, то двигатель среагирует немедленно, и полная тяга может быть достигнута примерно через 2 секунды. Однако при работе двигателя на более низких оборотах внезапный переход на максимальную тягу может привести к переполнению двигателя топливом и вызвать его перегрев или помпаж. Для предотвращения подобных явлений в регуляторе подачи топлива установлены различные ограничители числа оборотов двигателя, функционирующие до тех пор, пока последний не наберет таких оборотов, на которых он может реагировать на быстрый разгон без всяких осложнений. Этот критический предел оборотов особенно заметен, когда осуществляется резкое увеличение числа оборотов при выходе из режима малого газа. Сначала разгон идет очень медленно, но затем резко возрастает, когда число оборотов превысит эту важную критическую величину. На переход с малой тяги на полную при типичной скорости захода на посадку требуется в среднем около 6 секунд. Некоторые типы двигателей справляются с этим лучше других, но и среди отдельных двигателей одного и того же типа имеется расхождение по времени. Иногда двигателю требуется для этого целых 8 секунд, что не превышает, однако, допустимых пределов.
Обратите внимание, что точка перегиба кривой, определяющей зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, °т числа оборотов, соответствует примерно 78% максимальных оборотов (рис. 3.11). Двигатель «с трудом» набирает тягу до этой точки, но затем реагирует очень быстро. Обратите внимание также и на ограничитель, который вступает в действие как раз перед тем, Как создаются максимальные обороты (в зависимости от того, Какой параметр ограничивается в данный момент). Это небольшое 3ат РУДнение не представляет особого интереса с точки зрения
Рис. 3.11. Зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, от числа оборотов двигателя
Летных характеристик потому, что двигатель уже располагает достаточной тягой, чтобы удовлетворить требова-100% ниям обеспечения набора высоты после од/мин неудачного захода на посадку в соответствии с нормами летной годности.
Время приемистости играет очень важную роль для стадий захода на посадку, посадки и ухода на второй круг. Хотя небольшие изменения тяги можно осуществлять достаточно быстро, например, чтобы подкорректировать последнюю прямую захода на посадку, тем не менее всегда нужно помнить о том, каковы в это время обороты двигателя. Если обороты малы, скажем, после быстрого подъема над нижним концом глиссады (что ведет к уходу на второй круг), то может потребоваться до 8 секунд, чтобы достигнуть полной тяги. Следует подчеркнуть, что в первые 5 секунд после передвижения рычага газа происходит очень небольшое увеличение тяги. В условиях нормального полета эта задержка может быть терпимой, но в аварийной обстановке, когда большую тягу нужно получить мгновенно, такая задержка может оказаться роковой. На реактивном самолете внезапная потребность в быстром увеличении тяги может возникнуть по многим причинам (ниже они будут рассмотрены подробно). Поэтому, до тех пор пока необ-ходимость в быстром и значительном увеличении тяги полностью не отпала, не следует допускать снижения оборотов двигателя ниже той величины, с которой возможен быстрый разгон. Эта величина у разных двигателей различна, но в большинстве случаев она лежит в пределах максимального числа оборотов при заходе на посадку минус 5%, т. е. равна 70-80% максимального числа оборотов.
ОТСУТСТВИЕ ЗАВИНТОВОЙ СТРУИ
Воздушный винт создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, отбрасываемой назад и обтекающей сравнительно большую часть площади крыла. Подъемная сила крыла с установленными на нем винтовыми двигателями создается всей поверхностью крыла: как той ее частью, которая обтекается завин-товой спутной струей, так и той, которую завинтовая струя не обтекает. Поэтому, изменяя скорость спутной струи, можно изменять полную подъемную силу, действующую на крыло при постоянной скорости полета. В прошлом учет этого простого факта позволил предотвратить несколько потенциальных катастроф.
Опасность заходов на посадку на слишком малой высоте и скорости во многих случаях была устранена путем резкого увеличения мощности двигателя. Помимо увеличения подъемной силы при постоянной воздушной скорости, скорость сваливания также снижается в случае обдува крыла струей от воздушных винтов. При мощности, типичной для режима захода на посадку, обычную скорость сваливания порядка 166 км/ч можно уменьшить при неработающих двигателях примерно на 18 км/ч, а при полной тяге двигателей - даже еще больше.
Реактивный двигатель также создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, но этот воздух, как правило, не обтекает крылья. Поэтому на постоянной воздушной скорости нет никакого приращения подъемной силы при увеличенной тяге и тем более не происходит значительного уменьшения скорости сваливания при работе всех двигателей. Практически существует лишь небольшое уменьшение скорости сваливания в пределах 3,7 - 5,5 км/ч, вызванное:
А) влиянием реактивной струи двигателя на обтекание крыла и
Б) появлением вертикальной составляющей тяги на больших
положительных углах тангажа, эффективно снижающей вес
самолета.
Итак, поскольку на реактивном самолете отсутствуют воздушные винты, пилот может попасть в затруднительное положение по двум причинам:
А) невозможно мгновенно увеличить подъемную силу только
путем увеличения тяги двигателей;
Б) невозможно снизить скорость сваливания простым увели
чением тяги двигателей. При этом теряется скрытый запас, равный
примерно 18 км/ч (разница между скоростями сваливания при не
работающих и работающих двигателях для винтового само
лета).
Добавим еще сюда недостаточную приемистость реактивного двигателя, о чем уже говорилось выше, - и перед нами три причины, которые усложняют пилотирование реактивного самолета по сравнению с самолетом, оснащенным винтовыми двигателями. Все эти три причины обусловлены именно наличием на самолете реактивных двигателей и отсутствием воздушных винтов. Ниже сюда будут добавлены еще три фактора, связанные с конструкцией планера самолета.
По этим причинам имеется заметная разница - мы затрагиваем наиболее важную область - между методикой захода на посадку самолета с ПД и реактивного самолета. В первом случае допустимы некоторые ошибки: скорость не является слишком критическим параметром, и увеличение мощности двигателя может предотвратить увеличение скорости снижения. Во втором случае почти нельзя допускать ошибок; если увеличение скорости снижения все же произойдет, то нужно помнить о двух следующих моментах в их должной последовательности: во-первых, увеличе-
Ние подъемной силы возможно только путем ускорения набегающего воздушного потока, обтекающего крыло (что будет освещено в одном из последующих подразделов), а этого можно добиться лишь посредством разгона самого самолета; во-вторых, разгон самолета без потери высоты можно осуществить только быстрым увеличением тяги двигателей, которые, как известно, обладают недостаточной приемистостью на малых оборотах.
Предотвращение увеличения скорости снижения при заходе на посадку может оказаться очень трудным маневром, о чем будет. сказано подробнее при рассмотрении основных вопросов, касающихся самолета. А пока следует довольствоваться теми знаниями о двигателе, которые у нас имеются, и не забывать о трех упомянутых выше факторах. Для того чтобы не попасть в затруднительную ситуацию, следует все время и особенно при заходе на посадку выдерживать скорость захода на посадку, поддерживать повышенные обороты двигателя и принимать соответствующие меры сразу же, как только любой из этих основных параметров начнет приближаться к своему пределу. Нужно не только представлять себе заданную траекторию полета, но и предвидеть пути ее корректирования с помощью средств, имеющихся в вашем распоряжении. Конечно, нужно иметь полное представление о возможностях этих средств и их особенностях.
ОТСУТСТВИЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Когда на самолете с ПД двигатели задросселированы до малого газа, воздушный винт создает лобовое сопротивление, т. е. отрицательную тягу. Нулевой тяге на скорости захода на посадку соответствовало бы примерно 1800 об/мин и давление наддува 305 мм. Величина сопротивления, создаваемого авторотирующим воздушным винтом, зависит также от скорости вращения и угла установки его лопастей. Если воздушный винт зафиксирован в положении малого шага, то чем выше будут обороты, тем больше будет сопротивление. Эта способность воздушного винта создавать сопротивление полезна, потому что бывает необходимо не только быстро увеличить скорость при некоторых условиях полета, но и в равной степени быстро ее снизить.
Реактивный двигатель, наоборот, при задросселировании до малого газа все еще создает в прямолинейном горизонтальном полете тягу - примерно до 0,45 тс (4,4 кН), если его номинальная тяга составляет 9 тс (88 кН). Как и в других случаях, это имеет свои преимущества и недостатки. Основное преимущество состоит в том, что пилот может больше не опасаться лобового сопротивления, создаваемого вышедшим из строя простым или реверсивным воздушным винтом (реверсивный винт в полете можно приравнять к сплошному диску, который при диаметре 4,3 м создает лобовое сопротивление 1,8 тс (17,6 кН). А основным недостатком является
Эффект «свободного хода», который оказывает заметное влияние на характеристики самолета. Хотя это явление можно иногда использовать как преимущество (например, при продолжительном снижении), оно является препятствием, когда необходимо быстро снизить скорость, например при входе в зону аэропорта или при выравнивании перед посадкой.
Этот основной недостаток возмещается путем использования других средств создания лобового сопротивления. Почти на всех самолетах применяются воздушные тормоза, причем в этом качестве довольно часто используются и главные ноги шасси и сравнительно редко - пока только на двух типах самолетов - реверс тяги в полете. Хотя эти средства и установлены для того, чтобы ими пользоваться, применять их нужно с осторожностью. С небольшим упреждением траекторией полета самолета вполне можно управлять так, чтобы уменьшить необходимость их использования до минимума. Применение этих средств почти всегда создает шум или тряску, и более осторожный пилот станет пользоваться ими только в случае действительной необходимости. Эффект свободного, или, как его иногда называют, холостого хода, заключающийся в сохранении значительной положительной тяги на режиме малого газа, осложняет проблему инерции для большого скоростного самолета с убранными шасси и закрылками. Если ранее упоминалось, что из-за плохой приемистости двигателя никогда не следует необдуманно задерживать перемещение рычагов газа, а теперь акцентируется внимание на эффекте свободного хода на режиме малого газа, то читателю можно простить, если он подумает, что контролирование траектории полета реактивного самолета является (в отношении управления скоростью) весьма сложным делом. В действительности это не так уж трудно и описанное является типичным примером того, как прием, который в полете можно продемонстрировать за несколько минут, требует гораздо больше времени для изложения на бумаге.
Самолет с ПД более или менее «привязан» к своей траектории полета в продольной плоскости вследствие действия воздушного винта, подобно тому, как вагон фуникулера «привязан» к своему пути посредством зубчатой рейки и шестерен. Изменение мощности двигателей самолета с ПД ускоряет или замедляет его полет заранее известным образом. У реактивного самолета нет такой «привязанности» ни к чему, и его движение в продольной плоскости должно корректироваться путем точного контролирования задержки реакции самолета на уменьшение или увеличение тяги и оценки тяги, сохраняющейся на режиме малого газа.
При выдерживании скорости во время захода на посадку не следует ждать появления прямого указания на необходимость повышения тяги. Рычаги газа должны быть мгновенно сдвинуты при появлении первого намека на снижение скорости. Подобным же образом, если при быстрой потере скорости требуется сравнительно большое увеличение тяги, не следует создавать большую
тягу на слишком продолжительное время, иначе самолет снова быстро наберет большую скорость. Быстро уменьшите тягу и вы увидите, что скорость хорошо стабилизировалась.
ВЫСОКИЙ РАСХОД ТОПЛИВА НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ ПОЛЕТА
Уже указывалось, что часовой расход топлива изменяется. в соответствии с приборной скоростью, следовательно, чем больше разница между приборной скоростью и истинной воздушной скоростью, тем большее расстояние, отнесенное к килограмму топлива, сможет пролететь самолет. Этим в основном и объясняется название данного подраздела. Остановимся на этом вопросе несколько подробнее. Продолжительность и дальность полета будут рассматриваться отдельно.
Продолжительность полета
В том случае, если нужно продержаться в воздухе как можно дольше при данном количестве топлива, необходим минимальный часовой расход топлива. Поскольку для реактивного двигателя часовой расход топлива приблизительно пропорционален тяге, для его минимального значения необходимо наличие минимальной тяги и минимального лобового сопротивления.
Йа рис. 3.12 показан классический график зависимости полного лобового сопротивления от приборной скорости, из которого следует, что оптимальной скоростью, обеспечивающей наибольшую продолжительность полета, очевидно является та скорость, при которой создается наименьшее лобовое сопротивление. Вообще говоря, эта скорость остается постоянной при изменении высоты, но в действительности: а) ее обычно несколько увеличивают, чтобы улучшить характеристики пилотирования и избежать небольших снижений скорости, вызывающих отклонение кривой лобового сопротивления в нежелательную сторону и б) на больших высотах ее слегка уменьшают во избежание чрезвычайно большого лобового сопротивления, возникающего из-за влияния числа М. Расход топлива остается более или менее постоянным с изменением высоты, потому что лобовое сопротивление и тяга постоянны.
В действительности, опять-таки на большой высоте, расход топлива несколько уменьшается благодаря повышению к. п. д. двигателя, обусловленному более высоким значением истинной
Рис. 3.12. К определению оптимальных скоростей при полете на максимальную продолжительность и дальность:
/ - оптимальная скорость при полете на максимальную продолжительность; 2 - оптимальная скорость при полете на максимальную дальность
Воздушной скорости, а также благодаря и более высоким оборотам, которые требуются для поддержания потребной тяги (что связано в основном с работой реактивного двигателя без «наддува» и падением его тяги при любом заданном режиме с высотой) и почти соответствуют режиму работы с наименьшим удельным расходом топлива. Этот режим с наименьшим удельным расходом топлива определяется внутренней газодинамикой двигателя и отражает стремление оптимизировать конструкцию двигателя для получения наименьшего удельного расхода топлива в условиях, в которых он будет работать большую часть своего срока службы, т. е. в условиях большой высоты и скорости полета при сравнительно большой тяге.
Итак, не пренебрегая другими соображениями эксплуатации, пилот должен помнить о том, что если требуется продержаться в воздухе максимальное время на оставшемся количестве топлива (например, при продолжительном ожидании посадки), то следует совершать полет на возможно большей допустимой высоте. Однако, если пилот вынужден снизиться на несколько меньшие высоты, то нет особых причин для беспокойства, потому что расход топлива увеличится незначительно.
Дальность
Максимальная дальность полета при заданном количестве топлива достигается из условия обеспечения минимального километрового расхода топлива. На рис. 3.12 прямая, проведенная из начала координат, касается кривой, показывающей основную зависимость лобового сопротивления от приборной скорости, в точке, которая определяет наивысшую приборную скорость при наименьших лобовом сопротивлении или тяге, а следовательно, и минимальный километровый расход топлива. Обратите внимание на то, что эта скорость несколько выше скорости, обеспечивающей максимальную продолжительность полета.
Теоретически приборная скорость постоянна на всех высотах, но практически: а) она незначительно увеличивается на малых высотах, что достигается доведением числа оборотов двигателя до такой величины, при которой повышение лобового сопротивления в значительной степени окупается наименьшим удельным расходом топлива и б) она несколько уменьшается на больших высотах во избежание возникновения повышенного лобового сопротивления при больших числах М. Теперь становится очевидным, что чем больше высота, тем больше налет в километрах на килограмм расходуемого топлива. Действительно, приборная скорость, лобовое сопротивление и расход топлива остаются более или менее постоянными, в то время как истинная воздушная скорость, а следовательно, и пройденное расстояние увеличиваются. Это обстоятельство следует рассматривать.как наиболее важное. Например, типичный реактивный транспортный самолет при одном
6 Д. Дэвис 81
И том же количестве топлива имеет на высоте 12 000 м примерно на 65% большую дальность, чем на уровне моря.
Итак, правило для полета на наибольшую дальность таково: чем выше, тем лучше. Конечно, насколько именно выше, зависит от многих других факторов. Два наиболее важных из них - это наличие ветра на различных высотах и длина горизонтального участка полета. Нет нужды объяснять роль, которую играют два этих фактора.
Конечно, при современных методах управления воздушным движением, когда специальные службы тщательно планируют jj полеты реактивных транспортных самолетов с учетом плотности движения на различных эшелонах, не часто случается, чтобы пилоту приходилось самому заботиться об обеспечении надлежащей дальности и продолжительности полета. Но когда необходимость в этом возникает, пилот должен помнить, что он не ошибется, если продержится на большой высоте как можно дольше. Это применимо до тех пор, пока не произойдут заметные изменения! ветра на высоте полета. Полет на слишком малой высоте дорого обходится в отношении расхода топлива и пройденного расстояния. Расход топлива у большого транспортного самолета с реактивными двигателями (например, в течение двух неудачных заходов на посадку в пункте назначения из-за неблагоприятных условий погоды) может оказаться совершенно потрясающим. В этом случае гораздо более разумным может оказаться решение уйти на запасной аэродром.
ПРИЕМЫ ПИЛОТИРОВАНИЯ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ ШУМА НА МЕСТНОСТИ
Реактивные двигатели создают много шума. Шум вызывается эффектом перепада скоростей на границе реактивной струи. Чем больше тяга двигателя и скорость истечения реактивной струи, тем больше эффект перепада и тем сильнее шум. Кроме того, при заходе на посадку шум от компрессора или вентилятора некоторых двигателей распространяется вперед по направлению полета, и этот шум также может оказывать неблагоприятное воздействие. Для снижения шума реактивной струи применяются глушители шума - специальные насадки, устанавливаемые на реактивное сопло двигателя, которые смешивают воздух пограничного слоя на периферии реактивной струи. Это уменьшает перепад скоростей на границе реактивной струи и, следовательно, способствует снижению шума. Установка таких глушителей, конечно, приводит к небольшому ухудшению характеристик двигателя. Учитывая, что высокий уровень шума реактивных самолетов беспокоит проживающих вблизи аэродромов людей, в настоящее время авиакомпании обязаны ввести в практику такие приемы пилотирования, которые позволяют поддерживать приемлемый минимальный уровень шума на местности без ущерба для безо-
Пасности полета. Допустимые значения максимальных уровней шума для дневного и ночного времени устанавливаются национальными нормирующими органами отдельных стран. Уровни шума измеряются постами прослушивания, расположенными на некотором расстоянии от каждой ВПП.
Из многих факторов, определяющих уровень шума, только два имеют действительно преобладающее значение и могут быть использованы практически. Во-первых, уровень шума пропорционален тяге, развиваемой двигателем, и во-вторых, он обратно пропорционален расстоянию между источником шума и его «приемником». Следовательно, возможны только два пути снижения уровня шума. Необходимо уменьшить мощность и уйти как можно быстрее и как можно дальше от зоны, где нежелательно сильное воздействие шума. В то же время отсутствие в большинстве аэропортов свободы выбора направления трассы для взлета обусловливает необходимость проводить все мероприятия по снижению уровня шума только в вертикальной плоскости.
Во всем мире приняты следующие основные приемы пилотирования для снижения уровня шума (причем только этими приемами может воспользоваться пилот, других пока нет). После отрыва от ВПП эти приемы выполняются в два этапа:
На первом этапе снижения шума производится возможно более крутой набор высоты при полной тяге и при обеспечении надлежащей безопасности полета, чтобы достичь как можно большей высоты в пределах или вблизи границ аэропорта.
Второй этап наступает на подходе к постам прослушивания, которые сами находятся около зон сильного воздействия шума; здесь траектория полета изменяется и двигатели дросселируются до тяги, необходимой для сохранения самолета в режиме плавного набора высоты. На этом режиме полет продолжается до достижения заявленной высоты или до выхода из зоны ограничения воздействия шума. Затем тяга двигателя восстанавливается, самолет разгоняется, убираются механизация крыла, шасси и устанавливается нормальный режим набора высоты на маршруте.
Как видим, первый этап удовлетворяет требованию достижения возможно большего расстояния между источником и приемником шума, а второй - удовлетворяет требованию обеспечения возможно меньшей тяги. Конец первого этапа обычно определяется окончанием стандартного промежутка времени, который отсчитывается с момента снятия самолета с тормозов в начале разбега при взлете.
При пилотировании по этой методике становятся очевидными Два очень важных фактора: выбор скорости на первом этапе и величина снижения тяги на втором этапе. На протяжении всего второго этапа закрылки большинства реактивных самолетов находятся во взлетном положении.
Скорость на первом этапе выбирается на основании следующих требований:
А) достижение угла набора высоты при всех работающих дви
гателях должно производиться на такой скорости, которая при
отказе двигателя не скажется отрицательно на высоте прохода
над препятствием, установленной для случая отказа двигателя
при полете на скорости V
z
;
Б) в случае отказа двигателя должна обеспечиваться надле
жащая управляемость самолета;
В) необходимо обеспечить надлежащую спиральную устой
чивость (о чем будет сказано ниже);
Г) угол тангажа должен выдерживаться в диапазоне значений,
на которые рассчитаны пилотажные приборы, включая приемле
мый допуск на ошибки в управлении.
Скорость, удовлетворяющая этим требованиям, обычно постоянна для всех весов самолета вплоть до некоторого достаточно большого веса (как правило, она устанавливается исходя из требования обеспечения нормального угла тангажа); в диапазоне весов от этого достаточно большого веса до максимального скорость равна У 2 + 28 км/ч (для удовлетворения требованию по градиенту набора высоты). Другие требования обычно не накладывают ограничений.
Величина снижения тяги на втором этапе выбирается таким образом, чтобы при самых неблагоприятных сочетаниях веса самолета, высоты и температуры был обеспечен градиент набора высоты 2% (или скороподъемность 120 м/мин). При более благоприятных сочетаниях веса, высоты и температуры скороподъемность на втором этапе будет, конечно, значительно выше. Для максимального упрощения приемов пилотирования в таких условиях для некоторых самолетов устанавливается единое число оборотов на втором этапе. Для тех самолетов, которые не допускают использования единого числа оборотов в таком широком диапазоне условий, число оборотов на втором этапе постепенно изменяется в зависимости от веса и температуры. Минимальный градиент набора высоты 2% был выбран с таким расчетом, чтобы при сочетании таких переменных факторов, как обычная способность пилота управлять самолетом, погодные условия и различия в летных данных самолетов, действительные характеристики набора высоты никогда не выходили за рамки безопасных.
Приемы пилотирования изменяются в зависимости от типа самолета. Например, эти изменения могут касаться использования закрылков и выбора величины скорости на втором этапе, которая обычно бывает такой же, как и на первом, но может быть и немного выше. Специальные приемы пилотирования того или иного самолета оговариваются в руководствах по летной эксплуатации.
На рис. 3.13 показана типичная схема взлета с использованием приемов пилотирования для снижения шума. Последовательность их выполнения состоит в следующем.
воздействия шума
Рис. 3.13. Типичная схема взлета с использованием приемов пилотирования для снижения шума
1. Первый этап - шасси убрано, закрылки находятся
во взлетном положении, полная тяга двигателей, скорость V
2
+
+ 28 км/ч.
A. Переход на второй этап-тяга уменьшается.
2. Второй этап - закрылки во взлетном положении,
тяга уменьшена, скорость V 2 + 28 км/ч.
B.
Отпадает необходимость в снижении шума. Тяга восстанав
ливается до тяги набора высоты.
3. Третий этап - разгон самолета в полетной конфи
гурации (закрылки убраны).
C. Тяга всех двигателей должна обеспечить скорость, необ
ходимую для набора высоты на маршруте.
4. Четвертый этап - набор высоты на маршруте.
Выяснив необходимость применения изложенной методики
Пилотирования для снижения шума и разобрав соответствующие приемы, рассмотрим теперь последовательность их выполнения при управлении самолетом. Необходимо сразу же отметить, что вопреки прежнему мнению в выполнении этих приемов пилотирования нет ничего исключительно сложного или трудного, и пилот средней квалификации, придерживаясь их, способен пилотировать самолет с требуемой степенью точности и справляться с возникающими проблемами. Это, однако, не означает, что все будет проходить очень легко. Описанные приемы пилотирования для снижения шума при взлете, безусловно, сложнее обычных, но при некотором опыте, хорошем знании обстановки и соблюдении определенной точности в выдерживании траектории полета они оказываются не столь трудными, как может показаться с первого взгляда.
Однако все же имеется несколько моментов, которые необходимо особо учитывать при выполнении приемов пилотирования Для снижения шума. Для того чтобы после отрыва от земли плавно, быстро и точно перейти к первому этапу, полезно знать заранее приблизительный угол тангажа на этом этапе, который определяется достигаемым уровнем летних характеристик самолета.
Предположим, известно, что на первом этапе необходим угол тангажа 15°. Тогда сразу же после того, как будет убрано шасси и будет достигнуто нужное приращение воздушной скорости, надо штурвальную колонку плавно и мягко взять на себя для получения угла тангажа 15° и выдерживать ее в этом положении. Когда воздушная скорость приблизится к потребной воздушной скорости, можно последовательно проводить небольшие корректировки по тангажу и скорости. Если же начать сначала выдерживать скорость как основной параметр, то траектория полета будет менее устойчива из-за медленного изменения воздушной скорости, присущего реактивному самолету, что скажется на угле тангажа. Сделав такое утверждение, необходимо отметить, что нельзя лететь, просто управляя по тангажу и исключая все остальное. Хотя угол тангажа рекомендуется принимать за основной параметр, предполагается, что должен проводиться обычный и тщательный контроль за воздушной скоростью, высотой и скороподъемностью на основе информации, получаемой от авиагоризонта.
Переход от первого ко второму этапу необходимо проводить плавно и непрерывно. Нужно знать угол тангажа на втором этапе, достичь его при уменьшении тяги, а затем следить за показаниями вариометра - самолет должен плавно набирать высоту - и контролировать воздушную скорость. Следующая задача - перейти к полетной конфигурации. Тяга двигателей увеличивается, затем на установленной скорости полета убираются закрылки. Необходимо следить за углом тангажа во время уборки закрылков, парируя стремление самолета опустить нос. Держите самолет в положении с поднятой носовой частью, произведите его балансировку на скорости набора высоты на маршруте, и все будет в порядке.
В случае, если возникает тенденция к появлению бафтинга при убирании закрылков, необходимо сразу же после установки рычага управления закрылками в положение на уборку увеличить скорость, необходимую для нормального полета с убранными закрылками, путем легкого отклонения штурвальной колонки на пикирование. В этом маневре можно несколько пожертвовать высотой ради получения необходимого ускорения.
Если, следуя приемам пилотирования для снижения шума, пилот почувствует, что общая безопасность полета каким-либо образом ставится под угрозу, он имеет полное право выполнять полет так, как он считает нужным при сложившихся обстоятельствах. Это следует особенно подчеркнуть.
Появившаяся в последнее время тенденция уменьшения тяги при взлете также связаига с желанием снизить шум. Однако следует иметь в виду, что взлет и набор высоты с пониженной тягой приводят к тому, что полет проходит на меньшей чем обычно высоте. И хотя уменьшение тяги обеспечивает незначительное снижение шума, это преимущество более чем компенсируется уменьшенной высотой полета. Поэтому при возникновении потребности
В снижении шума не прибегайте к уменьшению тяги при взлете, если только возможная степень ослабления шума в результате применения этого метода не оправдывает некоторого отклонения от норм эксплуатации и не создает серьезных трудностей.
В этом подразделе рассматриваются приемы уменьшения шума только при взлете. Проблеме уменьшения шума при заходе на посадку в настоящее время уделяется много внимания, но она оказалась более трудной для решения: использование крутых наклонов глиссады делает полет более опасным и не оправдывается получаемым при этом снижением шума. Подобным же образом метод захода на посадку в два этапа (под углом 6°, скажем, до высоты 450 м, затем переход на стандартную глиссаду 2,5° или 3° до входной кромки ВПП) все еще находится в стадии начальных исследований, и проблемы, возникающие при этом, весьма сложны. До сих пор не разработаны специальные методы уменьшения шума при заходе на посадку, и обычно пилоты стараются избегать пролета над густонаселенными районами в конфигурации, создающей большое лобовое сопротивление. Поэтому снижение по глиссаде следует начинать с высоты 750-900 м, а не с высоты 450 м.
Снижения шума при заходе на посадку, можно, конечно, достигнуть, если поздно выпускать шасси и закрылки и не использовать автодросселирование. К сожалению, это противоречит современным требованиям - производить возможно больше автоматических заходов на посадку в условиях хорошей погоды, чтобы получить необходимые данные, которые будут использованы в будущем для разработки методики автоматической посадки в плохих погодных условиях.
РАСПОЛОЖЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ
Поршневые двигатели значительно ограничивали конструктора самолета, в выборе места для их расположения. Кроме необходимости решения проблем охлаждения, требовалось обеспечить размещение ПД с воздушным винтом на достаточном расстоянии от соседних двигателей, от конструкции самолета и в неменьшей степени - от земли. Хотя в процессе развития схемы самолета с ПД двигатели устанавливались в самых различных местах, в конечном счете, на больших транспортных самолетах их стали располагать вдоль размаха на передней кромке крыла. Такое расположение давало определенные преимущества. В частности, двигатели способствовали уменьшению изгибающего момента и снижению веса крыла. В этом случае почти полностью использовался и благоприятный эффект обдува крыла завинтовой спутной струей, но при отказе крайнего двигателя возникал неблагоприятный момент рыскания.
Реактивные двигатели благодаря отсутствию воздушного винта предоставляют конструктору значительно более широкий выбор места для их размещения на гражданских транспортных самоле-
Тах, но на стадии разработки иногда встречаются трудности, связанные с размещением воздухозаборников двигателей и обеспечением их нормальной работы в различных условиях полета.
Наиболее часто встречаются три основные схемы размещения реактивных двигателей на самолете, а именно:
А) в корневой части крыла;
Б) в гондолах под крылом;
В) в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой
части фюзеляжа.
Каждая схема имеет свои преимущества и недостатки. И, хотя пилот мало что может сделать в отношении последних, все же стоит проанализировать особенности каждой схемы, чтобы лучше понять общие особенности взаимного расположения планера и двигателя, их возможности и ограничения.
Установка двигателей в корневой части крыла
Преимущества:
лопатки и прочие части могут попасть в соседние двигатели и причинить им повреждения.
7. Горячие части двигателя находятся довольно близко к топливу.
Установка двигателей в гондолах под крылом
Преимущества:
Гателей, что вызывает необходимость раннего выключения реверсивных устройств внутренних двигателей.
5. Низкое расположение двигателей способствует засасыванию посторонних предметов с поверхности ВПП.
Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой части фюзеляжа
Преимущества:
Пилот почти лишен возможности сделать что-либо в целях устранения большинства этих недостатков, но с некоторыми их проявлениями можно справиться, если их предвидеть заранее. Следует запомнить следующее.
1. Когда двигатели установлены в гондолах на крыле, то в слу
чае отказа крайнего двигателя при взлете бывает очень трудно
парировать разворот. Поскольку применение киля большой пло
щади (который в данном случае является наилучшим решением
проблемы) приводит во многих случаях к аэродинамическим и ве
совым потерям, то при сертификации такого самолета стараются
определить наименьшую безопасную величину скорости V
M
cg
-
С другой стороны, поскольку нормы летней годности допускают,
чтобы минимальная скорость V
1
равнялась скорости Vmcg
>
эффект,
обеспечиваемый этими в общем-то совершенно разумными пра
вилами, не очень велик. Выбор между прерванным и продолжен
ным взлетом дает мало утешения - прерванный взлет может
оказаться более неустойчивым в смысле тенденции бокового
смещения и крена, чем продолженный взлет.
Здесь просто подчеркивается тот факт, что для большинства самолетов нужно наиболее полно использовать преимущества, обеспечиваемые выполнением того или иного требования во время сертификации. Самолет с расположением двигателей в гондолах под крылом должен идти на скорости, как можно более близкой к скорости Vmcg - Простым решением, видимо, было бы введение минимальной скорости V\ ^ 1,05 V M cg - Поскольку, однако, отказ двигателя на скорости У г на ВПП ограниченной длины является маловероятным, то нельзя показать, что коэффициент 1,05 оказывается необходимым, исходя лишь из вероятности отказа двигателя.
Итак, при совершении взлета на самолете с малым взлетным весом с укороченной ВПП на скорости V x = V MCG действуйте быстро и энергично. Будьте психологически готовы к прерванному взлету и мысленно проработайте соответствующие приемы пилотирования, пока скорость самолета не достигнет скорости У\; после достижения скорости V x будьте готовы произвести плавный координированный взлет в случае отказа двигателя, не забывая о подъеме передней ноги на скорости Vr , и сумейте достичь установленных скорости и высоты при проходе над препятствием, несмотря на трудности, которые все еще могут быть при управлении рулем направления и элеронами.
От нее может оказаться весьма ограниченной. Концы стреловидного крыла и выпущенные закрылки также расположены очень близко к земле. Поэтому, производя взлет при боковом ветре или плавно устраняя снос во время посадки с боковым ветром, следите, чтобы самолет сохранял горизонтальное положение крыльев.
Страница 1
Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Выбор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1
1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обеспечивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влияние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструкции узлов крепления двигателя получается небольшим.
Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).
Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верхние воздухозаборники. Применение таких входных устройств способствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.
Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусматривают систему отсоса пограничного слоя.
К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отнести дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных каналов.
Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).
Двигатели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости создания монтажных люков в силовых панелях, крыла.
К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.
При расположении двигателей в средней части и на конце крыла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесенные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.
Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схемы можно отнести следующее:
Высокое аэродинамическое качество крыла;
Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);
Увеличение критической скорости флаттера за счет смещения вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;
Удобные подходы к двигателю.
В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и недостатки:
Увеличивается сопротивление самолета;
Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;
Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;
Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэродрома.
Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).
В авиации применяются несколько схем расположения крыла относительно фюзеляжа (низкоплан, центроплан, высокоплан) и двигателей (например: под крылом, в хвосте)
В современных реактивных пассажирских лайнерах наибольшее распространение получила схема низкоплана с двигателями под крылом. Конечно, любая компоновка — это совокупность плюсов и минусов, но преимущества этой схемы перевешивают её недостатки. Боинг исследовал множество вариантов и остановился именно на ней для своих самолетов Б737, 747 и т. д.
Размещение двигателя в задней части фюзеляжа дает возможность повысить аэродинамическую чистоту крыла, уменьшить шумность в салоне и снизить аэродинамические эффекты от обтекания фюзеляжа реактивной струей. Так же меньше дестабилизирующий момент при отказе двигателя.
Но при этом возникают свои проблемы. Итак, несколько слов о компоновке «Двигатель в хвосте»
«Свой»
писал:
1. Есть такая пакость у движков на хвосте — попадание самолёта в так называемый затяжной, «замкнутый» срыв при выходе самолёта на закритические углы атаки в 25-30° и выше. Самолет как бы «запирался»в этом положении с задранным носом, терял скорость, сваливался в штопор. Выход на закритические углы случался при попадании самолёта в мощный восходящий поток, порыв воздуха. Такие мощные порывы на больших высотах весьма редки, но каждый самолёт, как правило, в них попадает. Однако, как выяснилось, только самолёты с двигателями на хвостовой части фюзеляжа оказались неустойчивыми на этом режиме. На закритических углах атаки с крыла срывается спутная струя воздуха, которая попадает на ВЗ двигателей (что приводит к помпажу) и на горизонтальное оперение (рули высоты), делая его неэффективным.
Печальный пример:
А горизонтальное оперение у компоновки двигатели на хвосте, как известно, располагается на вершине киля (если его устанавливать на фюзеляже, то оно попало бы в струю газов из сопла двигателей). Так называемое Т-образное хвостовое оперение ещё и тяжелее обычного. Существенное утяжеление конструкции является значительным недостатком самолётов с двигателями на хвосте. Кроме тяжёлого хвостового оперения, самое большое утяжеление имеет фюзеляж, на котором крепится силовая установка, загружающая его. Как оказалось, на самолётах с двигателями на хвосте преимущества «аэродинамически чистого» крыла снижались за счёт увеличения аэродинамического сопротивления, обусловленного взаимовлиянием (интерференцией) мотогондол и хвостовой части фюзеляжа.
2. Ко всему прочему, расположение двигателей в хвосте - отбирают часть салона, этим увеличивая общую длину фюзеляжа. Сравните длину 5-рядного SSJ (29,94 м, 98 пассажиров в 19.5 рядов) и 6-рядного Ту-334 (31,26 м, 102 пассажира в 17 рядов).
3. Существует и недостаток, связаный с близостью расположения двигателей друг к другу (а так же компактностью топливопроводов в хвосте): в случае пожара одного мотора шансы, что огонь повлияет и на второй (третий) двигатель (или подачу топлива к ним) - много выше, чем у самолетов с широко разнесёнными двигателями (под крылом).
4. Если двигатель подвешен под крылом, то его вес частично уравновешивается подъемной силой крыла(в полете). А если он в хвосте - вес ничем не уравновешивается, окромя как прочностью конструкции фюзеляжа и (крыла тоже). Или, если сказать по другому, двигатели на крыльях хорошо разгружают и само крыло - подъемная-то сила стремится задрать крыло вверх.
5. Двигатели "под крылом" ГОРАЗДО удобнее обслуживать. Из интервью Жака Декло : Я хотел бы подчеркнуть, что низкое положение двигателя является огромным преимуществом для техобслуживания. Благодаря такому его расположению мы способны заменить любое оборудование в течение 20 минут, для замены двигателя потребуется менее двух часов. А стоимость техобслуживания является одним из важнейших критериев для авиакомпании-заказчика.
6. Ещё один недостаток связан с большой разбежкой центровки самолетов. Расположенные сзади двигатели приводят к смещению назад центра тяжести (ЦТ) самолета. Смещается назад и крыло. В результате фюзеляж и пассажирская кабина оказываются разделёнными крылом на неравные части — длинную носовую и короткую хвостовую. При этом наличие коммерческой нагрузки (пассажиры, багаж, груз) перемещает ЦТ вперед относительно крыла, а её отсутствие (перегоночный вариант, неполная загрузка) приводит к перемещению ЦТ самолета назад. В итоге расстояние между крайними положениями ЦТ превысило у самолетов с «высоким движком» все ранее известные пределы. Как решить эту проблему? Первые создатели таких самолетов — конструкторы «Каравеллы» и Ил-62 — решили идти привычным путём. Пусть истинная разбежка огромна, но летать самолёт должен только при умеренном её значении, характерном для прежних самолетов с двигателями на крыле, следовательно, необходимо компоновать крыло и главные стойки шасси относительно переднего положения ЦТ (полная загрузка). Что же будет, когда пассажиры выйдут и ЦТ переместится назад? Самолёт перевернется на хвост? Чтобы этого избежать, на Ил-62 применили дополнительную хвостовую стойку шасси, на которую опирается пустой самолёт. Как-то во время испытаний Владимир Коккинаки забыл убрать хвостовую опору перед взлётом и при разбеге сломал ее. Он комментировал это происшествие так: «Отлетает всё, что не нужно самолету». Пилоты не любят непонятных усложнений… У «Каравеллы» роль хвостовой опоры играл бортовой пассажирский трап в хвостовой части фюзеляжа (после высадки пассажиров самолет опирается на него, пока топливозаправщик не зальет горючее в крыльевые баки). Это на земле, а как лететь, если ЦТ переместится назад и самолет окажется неустойчивым в полёте? На Ил-62 предусмотрен балластный бак в носовой части фюзеляжа, в который при отсутствии коммерческой нагрузки заливается вода. Ведь топливо не следует размещать в фюзеляже по соседству с пассажирской кабиной — это пожароопасно. На «Каравелле» в перегоночном полёте в носовые багажники грузят балласт. Это, если можно так сказать, решение проблемы «по-французски». Оно связано с эксплуатационными трудностями, опасностями ошибиться при использовании балласта. В крейсерском полёте самолёт летает при малых разбежках центровки, что требует меньших балансировочных нагрузок на горизонтальное оперение и меньших его размеров.
Вставший на хвост самолет
7. Итак, двигатели "под крылом" работают на устойчивость самолёта и на его хорошую весовую культуру (при прочих равных такой самолёт весит меньше тех, у кого движки расположены по-другому), т.е. самолёт везёт больше комм.нагрузки.
Вероятно, указанные выше ограничения не устраивали английских создателей VC-10, DH-121, ВАС 111. Они захотели решить проблему кардинально — обеспечить возможность полёта при всех имеющихся огромных разбежках центровки. При этом надо компоновать крыло и главные стойки шасси относительно заднего положения ЦТ (самолет без нагрузки). В этом случае самолет никогда не перевернётся на хвост и всегда будет устойчивым в полёте. Но проблема возникает при полной загрузке самолета. Она состоит в том, что огромное плечо главных стоек шасси относительно ЦТ затрудняет отрыв передней стойки шасси при взлете самолета. Трудно и балансировать самолёт в полёте: требуются большие усилия на горизонтальном оперении и углы его отклонения, что увеличивает сопротивление в полёте. Эти проблемы решаются только за счёт существенного увеличения площади (и массы) горизонтального оперения. Для примера сравним близкие по размерам самолеты: скомпонованный «по-французски» Ил-62 имеет площадь горизонтального оперения, составляющую 14,7% от площади крыла, а скомпонованный «по-английски» VC-10 — 23%.
Возможных компоновок двигателя для пассажирского лайнера сегодня, фактически, всего две — на хвосте и под крылом (у верхнего крыла глюков ещё больше). Естественно, выбирая между мифической опасностью «засосать в движок мусор с полосы» и хорошо известным авиаторам гемороем…
Про движки на хвосте можно сказать ещё то, что известно об одной катастрофе и двух «инцидентах» связанных с попаданием на взлёте в движки ледяной корки с крыльев. Виновата, само собой, аэродромная служба — но факт остается фактом. «Под крылом» такого не может случиться в принципе.
А расскажите так же и про минусы компоновки «движок под крылом»
Выводы по пунктам:
Соответсвенно, выбор конструктора пляшет именно от размера самолета. В среднем классе — или встроенный трап и геморой с ЦТ, или движки под крыло — но получается дверь на большой высоте.
Вот какую штуку нашел. Полюбуйтесь, как извращаются люди, лишь бы не ставить двигатель на хвост!!!
Валерий Попов писал: … У самолётов с размещением двигателей в хвосте есть ещё одна проблема — нелокализованное разрушение двигателя. Вероятность поражения обломками двигателя коммуникаций, генераторов, гидронасосов, элементов системы управления значительно выше, чем при размещении двигателей под крылом. Сертифицировать самолёт в такой схеме можно, но уровень безопасности будет заведомо ниже, чем для альтернативного варианта. То же отностится к пожару двигателя (читайте Ершова). Причём это нелокализованное разрушение, в отличие от попадания в двигатель посторонних предметов, реальная опасность. За последние 3-4 года в России было 2 случая — Як-42 и Ту-154. В то время, как по попаданиям посторонних предметов — проблем не припомню…
Drozdov Vadim пишет: Добавлю, что на самом распостранённом ныне Ту-154 проблему пытались решить также наклонив назад стойки основного шасси (ось тележки при этом сдвигается назад относительно заднего лонжерона). Но получили дополнительную проблему в виде необходимости усиления задней части фюзеляжа из-за появления эффекта «ножниц» при касании земли. Если посмотрите на фюзеляж за крылом — видны серьёзные усиливающие накладки. Тем не менее избавиться от проблемы полностью не удалось и перегрузка на посадке ограничена до 2,0. Это довольно небольшая величина, и усугубляет ситуацию инертное поведение машины в продольном канале, особенно при передних центровках. Поэтому требования к технике пилотирования этого самолёта весьма высоки, а цена жёсткой посадки довольно большая.
Lukas писал: двигатель под крылом — разгружает крыло. Т.е. в весовом отношении со схемой двигатель в хвосте проигрываем дважды: и крыло тяжелее, и хвост начинает весить как чугунный мост.
Экзот : Разница в топливной системе близка к принципиальной. Расходные баки/отсеки располагаются у «двигатель по крылом» также в баках или рядом с ними. И, при необходимости, топливо оттуда может поступать даже при отказе самолётных подкачивающих насосов . При расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа это очень сложно.
При расположении двигателей под крылом двигатели продолжают работать даже при невероятном отказе всех СПН. Если же Вы предполагаете отказ всех СПН вероятным (например, умерла вся электросистема), то даже в этом случае силовая установка продолжит работать. Чего нельзя сказать о компоновке «двигатель в хвосте».
20.06.2015 Vetrogonov пишет:
16:59 tomashomecat пишет:
чистое крыло и меньший разнос (крутящий момент) движков это для Вас пустой звук?
Совершено пустой. Они не компенсируют большое количество недостатков жопомоторов.
21.06.2015 tomashomecat пишет:
20.06.2015 Vetrogonov пишет:
Это понятно каждому, кто в состоянии представить прохождение сил в полете по каркасу.
1. насколько я знаю главная причина всеобщего переноса движков под крыло в 60х годах был вес тогдашних движков нужной мощности, сейчас такой проблемы нет.
1. с точки зрения геометрии центр силы тяги "жопомотора" почти идеально совпадает с центром лобового аэродинамического сопротивления что облегчает работу каркаса, чего совсем нельзя сказать про движки под крылом низкоплана. их момент на кабрирование нужно тоже как-то компенсировать конструкцией фюзеля плюс частичной потерей эффективности крыла.
2. "жопомотор" не должен создавать никаких проблем для конструкции каркаса современного пасс-самоля с мощной палубой посреди фюзеля.
Котик, ты бы лучше в историю авиации не вдавался! ;)
В 60-е годы как раз шло массовое "перемешивание" двигателей в хвост - по примеру "Каравеллы". Даже Боинг после В-707 создал 727-й по таккой схеме. И главным фактором было уменьшение шума в пассажирском салоне.
21.06.2015 asp пишет:
09:51 aosta63 пишет:
главная причина переноса движков под крыло - масса возникающих плюсов. Крыло разгружается от действующей подъемной силы, и его масса становится ниже. Хвостовая часть фюзеляжа тоже становится легче так как не должна воспринимать тягу. Доступ к двигателям проще.
и еще я смутно помню, что двигатель под крылом играет роль своеобразного противофлаттерного груза
на вход в двигатель не попадают возмущения с крыла и он не затеняется. все это способствует устойчивости работы двигателей.
… а еще на мотогондолы работают как запасное шасси, и после поездок на них самолет можно использовать снова:-)
21.06.2015 Посторонним В пишет:
К плюсам компоновки "двигатель под крылом" можно отнести и то, что при увеличении тяги возникает дополнительный кабрирующий момент - в отличие от компоновки "двигатели в хвосте", где в той же ситуации наоборот - создаётся пикирующий момент.
Вспоминается Туношна…
Понятно, что не из-за этого, но, может, именно этой малости и не хватило… (
21.06.2015 B_A_K пишет:
tomashomecat,
Я так вижу, вы прям всезнайка в авиации:) И где только таких делают?
"В плюс" схемы "двигатели в хвосте" можно отнести, по большому счёту, только "чистое крыло" и меньшую шумность в передней части салона. Во всём остальном эта схема проигрывает традиционной начисто!
Работа силовой схемы фюзеляжа (а не каркаса!) на растяжение-сжатие далеко не самое главное. Я бы сказал, несущественное. Основное нагружение фюзеляжа - это изгиб. Эпюра изгибающих моментов, действующих на фюзеляж, определяется разносом масс. Чем весомей некий агрегат (двигатель, к примеру) и чем дальше он расположен от точки приложения аэродинамических сил от крыла (1/4 САХ), тем больше
изгибающий момент, тем больше металла вы туда заложите. Размещение двигателей в хвосте приводит к заметному перемещению центра тяжести конструкции. Как следствие - уменьшается плечо горизонтального и вертикального оперения. Вряд ли вы знаете, что в горизональном установившемся полёте статически устойчивого самолёта стабилизатор создаёт отрицательную подъёмную силу. Это нужно для парирования момента, создаваемого парой сил: вес самолёта и подъёмная сила. Поскольку плечо стабилизатора уменьшилось, силу на стабилизаторе приходится увеличивать, что, соответственно, сказывается на ЛТХ самолёта в целом.
Как справедливо было отмечено выше одним из авторов, выдвинутые вперёд двигатели при установке их на крыле служат противофлаттерными грузами. Вкупе с разгрузкой крыла это позволяет применить более тонкие профили, что, как учили нас в институтах, снижает аэродинамическое сопротивление (со всеми вытекающими последствиями).
Есть ещё масса нюансов, например, увеличение веса топливной системы, бОльшая трудоёмкость обслуживания и, не поверите, двигатели в хвосте охотнее собирают с ВПП всякую бяку. Так что поменьше гонора в суждениях, есть резоны, про которые не пишут в "мурзилках", и только разработчик самолёта, прикидывая хрен к носу, определяет, чем он может пожертвовать, а чем нет, чтобы его самолёт покупали.
21.06.2015 Engineer_2010 пишет:
Krendel V.M. пишет: …задачей про пластинку бесконечного размаха на крутильной пружинке проблема флаттера не исчерпывается))
Это точно, если учесть, что ко всем крутильно-машущим колебаниям консолей ОЧК ещё добавляется возбуждающий фактор от поперечно-вертикальных колебаний мотогондол. Кстати, на ролике про частотные испытания SSJ наглядно можно увидеть, как на определённых частотах начинают «мотыляться» движки: http://www.youtube.com/watch?v=mIUUncpPnyM
Я слышал от спецов по флаттеру из ЦАГИ, что в своё время, как на Ил-86 (или 96, точно не помню), так и на Ту-204, пришлось изрядно попотеть над решением проблем взаимодействия крыло-мотогондола. По их же рассказам, китайские товарищи сознательно выбрали для своего «пробного шара» в лице ARJ-21 компоновку с двигателями в ХЧФ, чтобы не связываться с этой непростой задачей.
p.s. Кадры с «трясучкой» мотогондол примерно на 5 мин 45 сек.
По теме:
Если рассматривать расположение двигателей с исторической точки зрения, то первыми додумались поставить их в хвост французы на своей Карвелле. Кстати, Аэрофлот чуть было не купил таких самолётов, но выходило как то несолидно (страна-создатель Ту-104 покупает самоли у буржуев!), и нифига французам не выгорело. Зато (по рассказам многих представителей КБ Туполева) Хрущёв, прокатившись на этом лайнере, был просто поражён тишиной в салоне. И по прилёту домой вдарил кулаком по столу - учитесь, лентяи! Так появился Ту-124А, названный позже Ту-134...
В целом же тенденция ставить двигатель в корне крыла была заслужено признана неправильной, и после первого поколения (Комета, Ту-104 и Ту-124) к ней не возвращались. Американцы пошли своим путём (моторы на пилоне), оказавшимся исторически верным и всяко правильным. Упомянутыя Е-152 (кстати, не совсем немецкий. Он был сделан на основании эксперементального бомбардировщика "150", построенного при активном участии немецких авиаконструкторов в СССР после их возвращения на историческую родину) не совсем показателен, ибо был высокопланом, что существенно упрощало подвеску мотора на пилоне (за землю не скребли). Но шумоизоляции, ИМХО, почти не было бы.(Кто летал на Ил-76 рядом с иллюминатором, расположенным напротив мотора, поймёт).
Французы после гениальной Карвеллы сели в лужу до самого ренессанса под флагом Эрбаса, который пошёл по мурлюканскому пути, признанному верным. В СССР же и Англии продолжали лепить моторы в хвост, пачками по 3 - 4 штуки (и пусть весь мир отдохнёт. Оне нам не указ!) VC-10, Трайдент, Ту-154, Ил-62... Причём у нас КБ туполева так и не смогло реализовать все прелести этой компоновки, продолжая портить крыло обтекателем шасси - ну привычней нам так!
Английское самолётостроение так и не смогло пережить застой в мозгах (рыночная экономика, знаете ли. Ну и местные политиканы помогли). Теперь у них есть производство компонентов, включая обалденные моторы, но самолётостроения нет.
А вот у нас всё не так просто. Появились самолёты "модной схемы" - Ил-86 и 96 (76 не в счёт, не для того построен), Ту-204. Барахтаемся по чуть-чуть, авось выплывем.
Были и любопытные исключения. Так у мурлюканцев использовалась "комбинированная" схема - один мотор в хвосте, 2 на пилонах. Но не смотря на ряд преимуществ таких самолётов больше не строят. А далбше всех пошли экспериментаторы-немцы. На аппарате VFW-Fokker VFW-614 они установили 2 ТРД на пилонах над крылом! Пилоны были скошены назад, ак что проблема шума была не столь актуальной. И летать бы этому аппарату по небу тыщами, каб не аховая экономика. Построили всего несколько штук. Сейчас японцы мудрят с той схемой на каком-то бизнес-джете. Вообще бизнес-джеты особая тема, я в ней не особо силён. Но там такие компоновки встретить можно, мама не горюй!
И ещё в довесок, про клюв на нкрыле Ил-62. Слышал от бортинженера такую историю. Снижаются они, значит, мостятся на полосу. А перед ними туполь. У туполя механизация помощнее, скорость на глиссаде пониже. И лдиспетчер Илу подсказывает: помедленние, помедленние. А КВС матом: кокой, на... помедленнее, у меня из механизации только запилы на крыле!
А вообще Илы, ИМХО, получше тушек. Во всех отношениях.
Министерство образования Украины
Государственная летная академия Украины
Контрольная работа
по дисциплине
основы конструкции авиационной техники
«Назначения и особенности конструкции гондол и пилонов самолета»
Выполнил курсант 662 к/о
Никашин В.Н.
Проверил преподаватель:
Соболь О.Ю
Кировоград 2008
1. Размещение двигателей в фюзеляже;
2. Размещение двигателей на крыле;
3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа;
4. Гондолы и пилоны;
5. Силовые схемы гондол;
6. Прочность гондол, пилонов;
7. Литература.
Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Выбор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1
1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обеспечивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влияние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструкции узлов крепления двигателя получается небольшим.
Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).
Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верхние воздухозаборники. Применение таких входных устройств способствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.
Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусматривают систему отсоса пограничного слоя.
К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отнести дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных каналов.
2. Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).
Двигатели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости создания монтажных люков в силовых панелях, крыла.
К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.
При расположении двигателей в средней части и на конце крыла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесенные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.
Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схемы можно отнести следующее:
Высокое аэродинамическое качество крыла;
Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);
Увеличение критической скорости флаттера за счет смещения вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;
Удобные подходы к двигателю.
В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и недостатки:
Увеличивается сопротивление самолета;
Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;
Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;
Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэродрома.
3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).
Эта схема имеет следующие достоинства:
Отсутствие на крыле гондол способствует повышению его аэродинамического качества и более эффективному использованию механизации;
Близость двигателей к плоскости симметрии самолета облегчает, полет при отказе одного из них;
Объем крыла освобождается для размещения топлива;
Снижается уровень шума и вибраций в кабине;
Снижается возможность попадания в двигатель частиц грунта во время пробега и разбега самолета.
Вместе с тем, эта схема приводит к некоторому увеличению веса конструкции фюзеляжа и веса крыла, которое в этом случае не имеет разгрузки от массовых сил двигателей.
Рис.1 Схемы размещения двигателей на самолете.
4. Гондолы и пилоны.
Для уменьшения лобового сопротивления двигатели и присоединенные к ним агрегаты заключаются в обтекаемые гондолы. Гондолы предохраняют двигатель и его агрегаты от коррозии, загрязнения и механических повреждений. Воздухозаборник гондолы обеспечивает использование кинетической энергии набегающего потока и подвод к двигателю воздуха с выравниванием поля скоростей для нормальной работы компрессора ВРД или охлаждения поршневого двигателя.
Рис. 2. Схема нагружения стержневого крепления ТВД:
P x , P y , P z - нагрузки, действующие на ДУ; Р 1 x , P 1 y , P 1 z - силы, воспринимаемые передними узлами фермы; Р г - сила, воспринимаемая задними узлами фермы; M y г М z г - гироскопические моменты; М x д - реактивный момент
Рис. 3. Конструкция несимметричного крепления двигательных установок к фюзеляжу (Ту-154):
2 - силовые шпангоуты гондолы; 3- продольная балка; 4, 5, б - подкосы передней плоскости крепления двигателя; 7- продольный подкос; 8, 9-подкосы задней плоскости крепления двигателя; 10 - шаровой шарнир заднего крепления; Il - шаровой шарнир крепления подкоса к цапфе двигателя; 12, 13 - узлы крепления силовых шпангоутов гондолы к фюзеляжу. Конструкция, непосредственно закрывающая двигатель, называется капотом. Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нем, для осмотра, замены и технического обслуживания. Для этого они имеют системы легко-съемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструкции, аналогичные конструкции фюзеляжа.
5. Силовые схемы гондол могут быть двух типов.
Гондола полумонококовой конструкции состоит из жестких панелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Такая конструкция воспринимает воздушные нагрузки и массовые силы и крепится к планеру или подвеске двигателя. Нагрузки же от двигателя передаются на планер (непосредственно на крыло, фюзеляж или пилон).
Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой каркас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передает их на планер.
На рис. 4 показана гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом. На рисунке видно сходство конструкций гондолы и фюзеляжа, пилона и крыла.
Особенностью конструкции и компоновки гондол ТВД является специфическая конфигурация передней части, обусловленная наличием обтекателя втулки винта и редуктора.
6. Прочность гондол, пилонов и креплений оборудования силовых установок.
Гондолы двигателей, воздухозаборники, которые нагружаются в основном аэродинамическими силами, особенно значительными при действии скоростного напора q max max в случаях нагружения А" и D". Поэтому их конструкция сходна с конструкцией фюзеляжа. Для глушения шума от двигателя используется трехслойная обшивка с сотовым заполнителем.
Конструкции пилонов имеют те же внутренние силовые элементы, что и конструкция крыла, достаточно сильные для восприятия больших нагрузок от двигательной установки и гондолы и передачи их на крыло или фюзеляж.
Прочность конструкции и креплений оборудования силовых установок (баки, трубопроводы, агрегаты) проверяется в соответствии со случаями нагружения по НЛГС частей планера ЛА, где они установлены.
Поскольку гондолы, пилоны и части оборудования силовых установок непосредственно соединяются с двигателем, они испытывают
значительные вибрационные воздействия, что может сказаться на состоянии конструкции (ослабление затяжки болтов и заклепок, образование люфтов и трещин) и ресурсе. Поэтому необходимо принимать меры защиты от вибраций.
Рис. 4. Гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом
Литература:
1. Конструкция и прочность самолетов, В.Н.Зайцев, Г.Н. Ночевкин – Киев 1974 г.