Летательные аппараты и двигатели» (Часть 2)

Конспект лекций по МДК 01.01 «Летательные аппараты и двигатели» (Часть2) ПМ.01 Техническая эксплуатация электрифицированных и пилотажно-навигационных комплексов для специальности 25.02.03 Техническая эксплуатация электрифицированных и пилотажно-навигационных комплексов Конспект лекций составлен в соответствии с рабочей программой по профессиональному модулю ПМ.01. В конспекте лекций рассматриваются основы аэродинамики и механизация крыла. СОДЕРЖАНИЕ 1. Равновесие ЛА 4 1.1. Центровка самолета 4 1.2. Аэродинамический фокус. Продольная устойчивость 9 1.3. Поперечная и путевая управляемость 14 1.4. Критические режимы полета 17 1.5. Управляемость ЛА 19 2. Основы конструкции летательных аппаратов и двигателей 26 2.1. Общие сведения о ЛА 26 2.2. Планер 41 2.2.1. Крыло самолета 41 2.2.2. Фюзеляж 58 2.3. Энергетические системы 70 2.3.1. Гидросистема 70 2.4. Шасси самолета 86 2.5. Управление самолетом 97 2.6. Оборудование, обеспечивающее безопасность полёта и комфорт 114 3. Конструкция авиационных двигателей 133 3.1. Устройство и основные элементы ГТД 133 3.2. Маслосистема ГТД 147 3.3. Топливная система ГТД 151 3.4. Система управления двигателем 158 3.5. Система запуска двигателей 165 ЛИТЕРАТУРА 169 Приложение 1 170 Задания для самостоятельного решения 174 3 1. Равновесие ЛА Понятие о САХ и ее нахождение для трапециевидного крыла, Центровка ЛА. Пределы допустимых центровок и их влияние на безопасность полета. Равновесие ЛА: определение, признаки и условия продольное, поперечное, путевое равновесие ЛА 1.1. Центровка самолета Центром тяжести самолета называют точку приложения равнодействующей сил веса всех частей самолета (рис.1). Определяется с большой точностью не меньшей, чем 0,2 - 0,3%. G1  x1  g1 L1  g1  x1; Gg11  L1 x1 x1 GG11x1g1g1x1x1 g1g1L1L1; x1  Gg11Lg11  g1GL1 , где G – полный вес самолета, равный G1 + g1 G2  x2  g2 L2  g2  x2; Gg22  L2 x2 x2 GG22x2g2g2x2x2 g2g2L2L2; x2  Gg22Lg22  g2GL2 Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (рис. 2) Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) является характерным отрезком продольной оси крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и фокуса самолета Уравнение для определения САХ l bA  S2 02b2 dz , где b – текущее значение хорды крыла, S – площадь крыла, l – размах крыла Для трапециевидных крыльев величина С.А.Х. определяется по формуле (рис. 3) 4 S    bA  3  l 1 2  , 1  где b0 - сужение крыла (отношение центральной хорды крыла к конце- bk вой). В общем случае 1. Для дозвуковых самолетов  = 1…3, для сверхзвуковых самолетов -  = 10…∞. Рисунок 3. К определению САХ трапециевидных крыльев Для треугольных крыльев (рис. 4) величина С.А.Х. определяется по формуле A 2 0 b  b 3 Рисунок 4. К определению САХ треугольных крыльев Определение С.А.Х. для стреловидного крыла (рис. 5) Рисунок 5. К определению САХ стреловидного крыла Определение С.А.Х. крыла сложного профиля (рис. 6) Рисунок 6. К определению САХ крыла сложного профиля Центровка самолета Центровкой самолета называется расстояние от его центра тяжести до ребра атаки САХ в процентах ее величины (рис.7) c x  bCAX 100% ; d y  bCAX 100%, где x центровка продольная, y – центровка по высоте Продольная центровка делится на переднюю, среднюю и заднюю. Продольная центровка самолета имеет большее значение для сохранения равновесия и устойчивости самолета; положение центра тяжести по высоте (вдоль вертикальной оси) играет меньшую роль. Рисунок 7. К определению центровки самолёта Определение диапазона допустимых центровок Центровка летательного аппарата характеризуется координатами его центра тяжести относительно САХ. Эксплуатационный диапазон центровок определяется крайними положениями центра тяжести, возможными при изменении расположения некоторых грузов и их весов в процессе эксплуатации. Для большинства самолетов обычной схемы центровка, отсчитываемая от носка крыла с долях САХ, должна лежать в диапазоне (рис.8) x 20...30% На этот интервал следует ориентироваться в процессе проектирования. Расчет положения центра тяжести ведется по следующим формулам с помощью центровочной ведомости с разбитием самолета на агрегаты xGGixi i ,  yGGi yi i ,  где Gi – вес агрегата или элемента, в том числе и пилота, xi, yi - координаты его центра тяжести. Рисунок 8. К определению диапазона допустимых центровок 1.2. Аэродинамический фокус. Продольная устойчивость В сбалансированном полёте на крыло действует подъёмная сила Y, сила веса G и балансировочная сила и момент стабилизатора (рис.9). При этом моменты сил от силы Y, и балансировочный момент стабилизатора от силы Yст. равны, но противоположны по знаку и взаимно уравновешивают друг друга. По этой причине ЛА находится в горизонтальном полёте. [mzу] = [mzст] Рисунок 9. Моменты сил, действующие на самолет в полёте При случайном увеличении возникает неуравновешенная сила Y (дельта игрек), которая приложена в аэродинамическом фокусе крыла. На самом деле никакой дополнительной силы не возникает, а сила Y несколько смещается назад. Но в аэродинамике для удобства введено понятие аэродинамического фокуса, т.е. точки приложения приращения подъёмной силы. Увеличение подъёмной силы вызовет увеличение перегрузки. Перегрузкой называется величина, обозначающая, во сколько раз сила, приложенная к телу, превышает массу этого тела. Перегрузку ещё называют ускорением. В аэродинамике перегрузка, как и аэродинамическая сила R, раскладывается по осям координат и обозначается ny (эн игрек) - вертикальная перегрузка, nx (эн икс) - горизонтальная перегрузка, nz - боковая перегрузка. В данном случае речь идёт о вертикальной перегрузке ny. Дальнейшее поведение ЛА будет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести. Если фокус расположен позади центра тяжести, то Y создаёт пикирующий момент, который превышает балансировочный момент стабилизатора и стремится уменьшить угол атаки, а следовательно, и перегрузку до исходной. ЛА с такой центровкой называется устойчивым по перегрузке (рис.10). Рисунок 10. К устойчивости по перегрузке самолета с передней центровкой Если фокус расположен впереди ЦТ, то Y создаёт дополнительный кабрирующий момент, который стремится ещё больше увеличить  и ny (перегрузку). ЛА с такой центровкой называется неустойчивым по перегрузке (рис.11). Рисунок 11. К устойчивости по перегрузке самолета с задней центровкой Если фокус совпадает с центром тяжести, то Y не создаёт никакого момента и ЛА сохраняет полученную дополнительную перегрузку. Такая центровка называется нейтральной по перегрузке. Таким образом, расположение фокуса позади центра тяжести является обязательным условием устойчивости ЛА по перегрузке. Расстояние между нейтральной центровкой и фактической центровкой называется запасом центровки или запасом устойчивости ЛА по перегрузке. При всех вариантах загрузки и заправки ЛА центровка должна находиться в допустимых пределах. ЛА должен всегда иметь минимальный запас центровки, ни при каких условиях нельзя допускать нейтральной или запредельно задней центровки. В авиации и по сей день происходят аварии и катастрофы из-за пренебрежения или незнания необходимости контроля центровки ЛА. Каждый ЛА имеет свой диапазон допустимых центровок, он приводится в инструкциях экипажу и инженерно-техническому составу. Устойчивость по скорости Статической устойчивостью по скорости называется способность ЛА сохранять заданную скорость без вмешательства лётчика. Статическая устойчивость по скорости обеспечивается аэродинамической схемой и запасом центровки (рис.12). Рисунок 12. К статической устойчивости по скорости При случайном увеличении скорости увеличивается подъёмная сила на стабилизаторе, создаётся небольшой кабрирующий момент и ЛА, несколько увеличив , начинает набирать высоту (рис.13). Скорость снижается, момент стабилизатора возвращается к исходному и ЛА возвращается в исходный режим. Рисунок 13. Создание кабрирующего момента При снижении скорости подъёмная сила стабилизатора уменьшается, ЛА опускает нос и происходит разгон скорости. При достижении исходной скорости стабилизатор поднимает нос ЛА и восстанавливается исходный режим. Продольная управляемость Продольной управляемостью называется способность ЛА изменять под действием руля высоты. Управляя рулём высоты, лётчик управляет направлением и величиной подъёмной силы стабилизатора. Под действием этой силы ЛА может поворачиваться вокруг поперечной оси Z, изменяя тем самым угол атаки крыла. Продольная управляемость сильно зависит от центровки ЛА, а также от площади руля высоты, стабилизатора и длины хвостовой части фюзеляжа. При передней центровке ЛА более устойчив по перегрузке, и для создания требуемой перегрузки необходим больший расход руля высоты, и, наоборот, при предельно задней центровке устойчивость минимальна, и ЛА резко реагирует на малейшее отклонение руля высоты. Поперечная и путевая устойчивость. Поперечной устойчивостью называется способность ЛА самостоятельно выходить из образовавшегося крена (рис.14). Поперечная устойчивость обеспечивается положительным V крыла и расположением бокового фокуса ЛА выше центра тяжести. При случайном накренении самолёта опущенное крыло устанавливается почти горизонтально, и подъёмная сила на нём увеличивается, а поднятое крыло добавляет к углу крена ещё и угол  — угол поперечного V крыла. Подъёмная сила на нём уменьшается, и возникает восстанавливающий момент mx, который стремится убрать крен. Рисунок 14. К поперечной устойчивости Также при случайном накренении ЛА наклоняется и Y подъёмная сила, которая раскладывается на боковую силу Z и вертикальную составляющую Ycos g. Из-за наличия боковой силы Z ЛА начинает двигаться в сторону опущенного крыла, т.е. появляется угол скольжения, набегающий поток начинает обтекать ЛА как бы немного сбоку и начинает воздейcтвовать на боковую поверхность ЛА. Боковая поверхность ЛА тоже имеет свой аэродинамический фокус — точку, в которой прикладывается боковая сила, равнодействующая всех боковых сил, воздействующих на ЛА, Как мы видим, из-за большой площади киля боковой фокус находится позади и выше ЦТ (рис.15). Боковая аэродинамическая сила, воздействуя на точку F фокуса, стремится повернуть ЛА вокруг продольной оси X (убрать крен) и вокруг вертикальной оси Y (убрать скольжение). Рисунок 15. Расположение фокуса Из этого следует, что поперечная и путевая устойчивость обеспечивается в основном расположением бокового аэродинамического фокуса позади и выше центра тяжести ЛА. Это обеспечивается в основном подъёмом и площадью вертикального оперения. 1.3. Поперечная и путевая управляемость Поперечная и путевая управляемость обеспечивается достаточной площадью, углами отклонений и расположением рулей, элеронов и руля направления. Эти параметры подбираются при проектировании ЛА из расчёта удовлетворительной управляемости на эксплуатационных режимах. Однако на критических режимах полета, например, при сваливании, поперечная и путевая управляемость, как впрочем и продольная, могут сильно ухудшаться вплоть до полной потери управляемости. Это вызвано, как правило, обтеканием оперения и крыла на , намного превышающих кр, а также «затенением» оперения фюзеляжем или крылом. Вираж (спираль) Вираж – это разворот в горизонтальной плоскости на 360о. Спираль — это тоже разворот, только с потерей или набором высоты. Вираж или разворот при помощи создания крена g (гамма) едва ли не самый важный и распространённый маневр ЛА. Каждый полёт, если это не подлёт по прямой, включает в себя выполнение разворотов. Поэтому очень важно понять физический смысл выполнения разворота (рис.16). Рисунок 16. Схема сил на вираже При выполнении разворота лётчик создает крен, несколько берет штурвал на себя, одновременно увеличивая тягу двигателя, и небольшим движением педалей несколько поворачивает руль направления в сторону разворота. Если полёт происходит на планере или на самолёте с задросселированным двигателем или выключенным двигателем, то вместо увеличения тяги лётчик несколько увеличивает угол планирования. Такой порядок действий у натренированного пилота отточен до автоматизма и не изменяется от типа ЛА, будь то планер или стратегический бомбардировщик Ту-160. Попробуем рассмотреть, почему происходит так, а не как-нибудь иначе. При создании крена g подъемная сила Y раскладывается на две составляющие Ycosg и Ysing, при этом первая Ycosg - должна компенсировать вес ЛА, а вторая Ysing - искривлять траекторию в горизонтальной плоскости. Для того, чтобы не допустить снижения ЛА, необходимо увеличить подъёмную силу Y настолько, чтобы составляющая Ycosg была равна весу. То есть при вводе в крен летчик несколько увеличивает угол атаки , а для компенсации возросшего лобового сопротивления увеличивает тягу двигателя или увеличивает угол планирования. Рулём направления пилот компенсирует первоначальный момент скольжения при создании крена. С увеличением угла крена необходимо увеличивать подъёмную силу, то есть перегрузку, а это ведет к резкому увеличению лобового сопротивления. Это самое лобовое сопротивление нужно компенсировать тягой двигателя или увеличением угла планирования. Например, при крене g=30о, перегрузка ny=1,15, при этом крене требуется сравнительно небольшое увеличение тяги или угла планирования (рис.17). При g=45о ny=1,43 - это уже значительный прирост перегрузки, и он требует внушительного увеличения тяги. При g=60о ny=2 - это уже большой прирост перегрузки, и он требует увеличения тяги более, чем вдвое по сравнению с горизонтальным полётом, а при полёте на планировании перехода на пикирование с углом более 15о. g= 30o g= 45o g= 60o Y1