Проектирование силовой установки самолета

Рис. 15.16. Зоны выгодности одно- и двухпалубных фюзеляжей:

I — зона выгодности однопалубных фюзеляжей; II — зона выгодности

двухпалубных фюзеляжей

ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА

Рис.16.1. Логическая схема проектирования силовой установки самолета

Современные ТРДД для дозвуковых самолетов, в зависимости от степени двухконтурности двигателя т, имеют следующие значения стартового удельного расхода топлива с_р0 и удельного расхода топлива в крейсерском полете :

m	Высокая	Низкая
ср0, КГ/ (ДАН Ч)	0,3 … 0,4	0,5 … 0,6
, КГ/ (ДАН Ч)	0,6 … 0,7	0,7 … 0,8

Рис. 16.2. Влияние удельной тяги двигателя на лобовое сопротивление силовой установки с изменением числа М полета

Рис. 16.4. Схема дозвукового воздухозаборника

Рис. 16.5. Способы образования скачков уплотнения:

а — воздухозаборник с внешним сжатием (все косые скачки расположены снаружи);

б — воздухозаборник смешанного сжатия (косые скачки расположены и снаружи, и внутри воздухозаборника);

в — воздухозаборник с внутренним сжатием (все косые скачки расположены внутри)

Рис.16.6. Схема сверхзвукового воздухозаборника смешанного сжатия

(расчетный режим работы)

Рис. 16.7. Зависимость коэффициента σ_ск от числа М полета:

1 — прямой скачок; 2 — косой скачок + прямой; 3 — два косых скачка + прямой; 4 — три косых скачка + прямой

Рис. 16.8. Схема регулирования воздухозаборника

истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15:

1 — отверстия для отвода пограничного слоя; 2 — силовой цилиндр отклонения передней части воз­духозаборника; 3 — шарнирно-связанные рампы, регулируемые с помощью одного гидропривода; 4 — створки перепуска воздуха; 5 — ось поворота передней части воздухозаборника; 6 — отверстия отсоса воздуха с боковых поверхностей канала воздухозаборника

Рис. 16.9. Схема отвода пограничного слоя

Рис. 16.12. Влияние угла атаки на коэффициент восстановления полного давления в лобовом осесимметричном воздухозаборнике

Рис. 16.10. Зависимость угла атаки нижней губы воздухозаборника от угла атаки самолета α (М = 0,8)

Рис. 16.11. Основные особенности компоновки нерегулируемого воздухозаборника истребителя F-16 (воздухозаборник выполнен в виде отдельного модуля и может быть заменен другим воздухозаборником):

/ — зазор между фюзеляжем и воздухозаборником для слива пограничного слоя; 2 — дульный срез пушки, удаленный от входного сечения воздухозаборника; 3 — плавное увеличение площадей воздушного канала (обеспечивает почти линейное изменение числа М); 4 — выступающая вперед пластина для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник; 5 — тупая губа обечайки (выполнена в виде отдельного компонента и может быть заменена, если потребуется улучшить характеристики воздухозаборника); 6 — положение прямого скачка уплотнения; 7 — нижняя поверхности фюзеляжа, выполняющая роль поверхности предварительного сжатия

Рис. 16.13. Компоновочная схема гондолы двигателей тяжелого сверхзвукового самолета:

а — общее устройство; б —крейсерский полет; в —взлет;

г — остановка двигателя; д — реверсер тяги

/—щель для слива пограничного слоя с поверхности крыла; 2 — неподвижная плоскость клина; 3 — подвижные рампы; 4 — дозвуковой канал воздухозаборника; 5 — дополнительные заборники воздуха; 6 — первичное сопло; 7 — реверсер тяги; 8 — регулируемое вторичное сопло; 9 — глушитель; 10 — форсунки форсажной камеры; 11 — стенка под двигателем; 12 — пропускная (противопомпажная) створка; 13 — вспомогательная (взлетная) створка; 14 — обечайка; 15 — вертикальная перегородка, разделяющая заборники двух двигателей; А — щель для слива пограничного слоя с плоскости клина; В — воздух пограничного слоя

Рис. 16.14. Распределение коэффициента давления вдоль образующих тел вращения при скорости полета, соответствующей числу М = 0,9

Рис. 16.15. Сечение сопла с малым донным сопротивлением: / — приводное кольцо первичного сопла; 2 — приводное кольцо вторичного сопла; 3 — положение при форсаже; 4 — положение при бесфорсажном режиме

Рис. 16.16. Дополнительное сопротивление возможных сверхзвуковых сопел:

1 — аэродинамический эжектор; 2 — изоэнтропическая рампа; 3 — сужающееся

расширяющееся сопло с длинными створками; 4 — центральное тело

Рис. 16.17. Влияние времени получения максимальной отрицательной тяги при включении реверсивного устройства на длину пробега (V _пос = 250 км/ч, = 0,25... 0,30, f_тр = 0,2)

Рис. 16.18. Аэродинамический эжектор, объединенный с реверсером тяги двигателя RM-8A, установленного на многоцелевом истребителе «Вигген» (Швеция):

а — входной канал открыт; б — входной канал закрыт; в — реверсер включен

Рис. 16.19. Реверсер тяги самолета «Гольфстрин-II»

а — створки убраны; б — створки в рабочем положении

Рис. 16.20. Конструкция крепления ТВД к крылу самолета:

1 — двигатель; 2 — подкосы; 3 — демпфер; 4 — ферма крепления двигателя

Рис. 16.21. Пилонная подвеска двигателя под крылом:

1 — передний узел крепления двигателя; 2 — кессон пилона; 3 —задний узел крепления двигателя; 4 — узлы крепления пилона к крылу; 5 — гондола двигателя; 6 — подкос

Рис. 16.22. Установка ТРДД внутри хвостовой части фюзеляжа:

D _B — внешний диаметр кожуха вентилятора; f (l _П/.С) — размер, зависящий от длины поверхности образования пограничного слоя; 1 — линия пола в пассажирской кабине

Рис. 16.23. Крепление двигателей на хвостовой части фюзеляжа с помощью подкосов:

1, 2, 3, 4, 5, 6 — подкосы; 7, 8, 9 — усиленные шпангоуты гондолы двигателя; 10 — балка боковая; 11, 12, 13, 14 — усиленные шпангоуты фюзеляжа; 15, 16 — балка

Рис. 16.24. Установка ТРДДФ Пратт-Уитни F-100 на истребителе

Дженерал Дайнэмикс F-16:

1 — вентилятор двигателя F-100; 2 — усиленный шпангоут; 3 — передний узел подвески

двигателя; 4 — форсажная камера; 5 — регулируемое выхлопное сопло; 6 — главный

узел подвески двигателя; 7 — многолонжеронная конструкция крыла

Рис. 16.25. Принципиальная схема топливной системы современного самолета:

/ — вход дренажа; 2 — датчик заправки; 3 — эжектор; 4 — дренажные поплавковые клапаны; 5 — клапаны заправки — слива; 6 — кран низкого давления; 7 — разгрузоч­ный клапан (применяется только на земле); 8 — соединения системы слива; 9 — краны изоляции баков; 10 — кран перекрестного питания; 11 — топливный клапан и насос ВСУ

Рис. 16.26. Размещение топливных баков на сверхзвуковом пассажирском самолете «Конкорд»:

1, 2, 8 — балансировочные баки; 3, 7 — расходные баки; 4, 5, 6, 9, 10 — основные баки

Рис. 16.27. Возможное изменение положения центра масс и аэродинамического фокуса самолета в процессе полета:

— предельно переднее положение ц. м.; — предельно заднее положение ц. м.; — допустимый диапазон центровок самолета; — сдвиг аэродинамического фокуса при переходе от дозвукового к сверхзвуковому полету; ^— возможное положение ц. м. в сверхзвуковом крейсерском полете (после перекачки топлива из передних балансировочных баков в задние)

Рис. 16.28. Схема сверхзвукового пассажирского самолета

на водородном топливе (зарубежный проект):

Взлетная масса — 376 т; масса топлива — 106 т: масса коммерческой нагрузки—30 т (300 пассажиров); дальность полета 7400 км; крейсерская скорость соответствует

числу М = 2,5;

1 — балласт (вода); 2 — пассажирская кабина; 3 — баки с жидким водородом