Загрузка...


Размещение двигательной установки

Отсутствие воздушного винта, относительно небольшая масса, сравнительно простые конструкция и обслуживание реактивных двигательных установок позволяют размещать двигатели в местах, обеспечивающих оптимальные условия их работы и оптимальные характеристики самолета. В современной реактивной авиации наблюдается большое разнообразие вариантов размещения двигателей на самолете. Правда, в сверхзвуковых самолетах эти возможности существенно ограничены, тем не менее в конструкторской практике реализованы следующие варианты размещения двигателей:

– в гондолах, расположенных непосредственно под корневыми (Ту-144, В-1) или средними («Конкорд») частями крыла, либо в гондолах, встроенных в средние части крыла (Т. 188, YF-12A); в самолетах Ту-144, «Конкорд» и В-1 применены гондолы, вмещающие по два двигателя, в остальных случаях-индивидуальные гондолы;

– в гондолах, размещенных под крылом на пилонах (В-58, М-50) либо на концах крыла («Тридан», М-50, VJ-101C); в самолете VJ-101C использованы двухдвигатель- ные, а в остальных-индивидуальные гондолы ;

– в гондоле, вмещающей шесть двигателей и расположенной под хвостовой частью фюзеляжа и корневыми частями крыла;

– в индивидуальных гондолах, размещенных над хвостовой частью фюзеляжа с обеих сторон вертикального оперения.

Остальные самолеты построены по од- но- и двухдвигательной схемам с двигателями, размещенными в хвостовой части фюзеляжа.

Классической для двухдвигательных самолетов можно считать схему с двигателями, размещенными в фюзеляже рядом, хотя построены также и самолеты с двигателями, расположенными один над другим («Лайтнинг», SR.53), друг за другом (в самолете «Скайрокет» с комбинированной двигательной установкой турбореактивный двигатель размещен в средней части фюзеляжа, а ракетный – в его хвосте), а также один в другом («Гриффон» II и «Ледюк» 022, где турбореактивные двигатели установлены соосно внутри прямоточных). Пять из остальных двухдвигательных самолетов (Х-3, F-101, F-4, «Ягуар» и Т-2) имеют короткие фюзеляжи с балочными кронштейнами крепления оперения, что придает самолету специфичную форму. Можно отметить также схему размещения двигателей в самолете F-14, где двигательные гондолы объединены с фюзеляжем, что определяет как общий вид, так и поперечные сечения этой части планера самолета.

При проектировании самолета обычно прорабатываются различные варианты расположения двигателей. Каждый из вариантов, являясь результатом компромисса, имеет определенные недостатки и достоинства. Из них обычно выбирается такой, который с учетом современного состояния науки и техники, назначения самолета, располагаемых возможностей конструкторского бюро, его смежников и заводов-изготовителей представляется конструктору вариантом, обеспечивающим наилучшие показатели самолета.

Варианты конструкции самолета с двигателями, размещенными в крыле, под ним либо на его концах, имеют следующие преимущества:

– свободное пространство в фюзеляже для бомбовых отсеков, топливных баков, грузов и т.п.;

– малую длину воздушных каналов, а значит, и малые потери давления на входе в компрессор двигателя;

– разгружение крыла от массовых сил (тяжести и инерции) в полете, что позволяет уменьшить массу крыла на 10-15%;

– двигатели, размещенные в передней части крыла, выполняют роль противофлат- терного груза и гасят вибрации крыла при полете в турбулентной атмосфере;

– в двигательных гондолах могут размещаться также и люки для уборки шасси;

– в случае установки гондолы на пилоне замена двигателя одного типа на другой (с иными габаритами) может быть осуществлена путем лишь незначительного изменения конструкции (этот вариант обеспечивает также большую противопожарную безопасность);

– более легкий доступ к двигателям во время обслуживания.

Основными недостатками таких компоновок (особенно варианта с двигателями, размещенными в средних частях крыла в плоскости хорд) являются:

– ухудшение аэродинамических характеристик крыла, связанное с размещением воздухозаборника вблизи передней кромки, а выходного сопла возле задней кромки крыла, что приводит к уменьшению несущей способности крыла, увеличению полетного сопротивления самолета и уменьшению возможностей механизации крыла;

– усложнение силовой конструкции крыла;

– возникновение значительного отклоняющего момента в случае выхода из строя одного из двигателей;

– увеличение моментов инерции массы самолета относительно продольной и вертикальной осей, приводящее к уменьшению его маневренности;

– низкое расположение воздухозаборников при размещении двигателей под крылом на пилонах приводит к попаданию в двигатель пыли и других предметов вместе с воздухом во время взлета и посадки, что ускоряет износ деталей двигателя и может быть причиной аварии.

При выборе варианта установки двигателей в крыле необходимо учитывать проблему возникновения дополнительной аэродинамической интерференции между крылом и гондолами, а также проблему нагрева конструкции. Вследствие интерференции при больших скоростях полета у самолета с двигателями в крыле или под ним раньше возникает волновой кризис, что приводит к уменьшению критического числа Маха (т.е. к уменьшению эффекта стреловидности крыла) по сравнению с самолетом, двигательная установка которого размещена в фюзеляже. Интенсивность этого явления зависит от положения гондолы как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях, поскольку интерференционное сопротивление оказывается наименьшим, когда ось двигателя совпадает с хордой профиля, а наибольшим – при размещении гондол двигателей на пилонах.

Проблема нагрева конструкции при работе двигателя имеет наряду с фактом снижения прочности материала при повышении температуры и другие аспекты. Например, в процессе проектирования самолета В-58 с треугольным крылом потребовалось в соответствии с принципами балансировки, чтобы центры тяжести двигателей, установленных на пилонах, находились перед линией центров давления крыла. Однако при этом возникала опасность нагрева нижней поверхности крыла потоком выхлопных газов. Для самолета В-58 это было тем более опасно, поскольку внутренние объемы его крыла предполагалось использовать как емкости для топлива.

Испытания макета самолета с двухдвигательными гондолами показали, что температура обшивки крыла при работающих двигателях (особенно на земле) возрастает выше допустимого предела. Рассматривался также вариант с гондолами, размещенными над крылом и под ним, однако этот вариант оказался менее всего соответствующим правилу площадей. В конце концов была принята компоновка, удовлетворяющая обоим условиям: гондолы сдвинуты одна относительно другой в продольном направлении (правило площадей) и установлены под разными углами относительно хорды крыла. Для уменьшения интенсивности нагрева внутренние гондолы установлены под значительным положительным углом атаки, а внешние, с выхлопными соплами, находящимися уже за задней кромкой крыла,-под отрицательным углом. Такое расположение двигательных гондол позволило также уменьшить до приемлемого уровня вибрации, сопутствующие воздействию выхлопных газов на обшивку крыла.


Рис. 1.43. Схемы размещения двигателей в сверхзвуковых самолетах.


Другого рода проблемы возникают при размещении двигателей в гондолах под задними частями крыла либо под корневой частью крыла и фюзеляжем. Такое местоположение гондол позволяет использовать систему косых скачков уплотнения, возникающих под крылом, для увеличения подъемной силы самолета. Наиболее эффективным с этой точки зрения является размещение двигателей в одной общей гондоле, как это сделано в самолете ХВ-70А. Однако недостаток такого решения заключается в увеличении массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Разнесение гондол, как в самолете «Конкорд», позволяет использовать более короткие воздушные каналы и приводит к разгрузке крыла. Однако при этом прирост подъемной силы по сравнению с общей подфюзеляжной гондолой уменьшается в два раза (20 и 10% соответственно). Ввиду этого в самолете Ту-144 принято промежуточное решение.

В сверхзвуковых самолетах двухмоторная двигательная установка размещается обычно внутри хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка имеет следующие преимущества :

– отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления;

– уменьшение момента инерции массы самолета относительно его продольной оси, что облегчает управление по крену.

Но эта компоновка имеет также и недостатки, а именно:

– усложнение формы и конструкции, а также удлинение воздушных каналов;

– значительный объем фюзеляжа занят двигателями, воздушными каналами и выходными устройствами;

– затрудняется доступ к двигателям, так как для этого возможно использовать лишь относительно небольшие люки конструкции фюзеляжа.

Выше упоминалось, что расположение двигателей один над другим в плоскости симметрии самолета использовалось редко. Одним из двух самолетов, построенных по такой схеме, является «Лайтнинг». При проектировании этого самолета оказалось, что проблема размещения двух двигателей при условиях наименьшей площади миде- лева сечения и минимальной асимметрии тяги может быть успешно решена путем установки двигателей (с общим лобовым воздухозаборником) друг над другом с продольным сдвигом (верхний ближе к концу фюзеляжа). Это не только упрощает задачу балансировки самолета, но также приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа, а значит, к улучшению путевой устойчивости и возможности некоторого уменьшения площади вертикального оперения.

Однако эта концепция не нашла последователей, так как, помимо обычных недостатков размещения двигателей в фюзеляже, ее характеризует еще более трудный доступ к двигателям, усложнение формы воздушных каналов, а также большой демпфирующий момент хвостовой части фюзеляжа, возникающий во время выполнения маневров в горизонтальной плоскости. Таким образом, основным вариантом компоновки двух двигателей в фюзеляже можно считать их расположение рядом друг с другом.

Наиболее часто двигатели устанавливаются в фюзеляже рядом практически вплотную и только в одном случае (самолет F-14) они раздвинуты на некоторое расстояние. Для первого варианта характерны большие потери давления и большая масса конструкции воздушных каналов (что связано с их большей длиной и криволинейной формой), а также опасность последовательного отказа обоих двигателей. Второй же вариант объединяет достоинства размещения двигателей в фюзеляже и в крыле, поскольку в этом случае воздушные каналы короткие и прямые, а двигатели разделены внутрифюзеляжным пространством, значительная часть которого может быть отведена под оборудование. Этот вариант компоновки отличается также меньшим сопротивлением хвостовой части фюзеляжа, которую можно выполнить в форме клина.









Главная | В избранное | Наш E-MAIL | Добавить материал | Нашёл ошибку | Наверх