Проектирование мотоустановки среднемагистрального пассажирского самолета - Авиация и космонавтика - Скачать бесплатно
Содержание
Стр.
|ВВЕДЕНИЕ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . | |
|. . . . . . . . . . . . . . . | |
|1. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ МОТОГОНДОЛЫ . . . . . . . . . . . . . . . | |
|2. СИЛОВОЙ РАСЧЕТ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА . . . . . . . . . . . . . . . . . | |
|. | |
| 2.1. |Исходные данные для силового расчета . . . . . . . . | |
| |. . . . | |
| 2.2 |Распределение расчетных аэродинамических нагрузок по | |
| |длине воздухозаборника . . . . . . . . . . . . . . . | |
| |. . . . . . | |
| 2.3. |Распределение нагрузок по длине и по сечениям | |
| |воздухозаборника . . . . . . . . . . . . . . . . . . .| |
| |. . . . . . . . . . | |
| 2.4. |Распределение аэродинамических нагрузок по внутренней | |
| |поверхности воздухозаборника . . . . . . . . . . | |
| 2.5. |Определение равнодействующей по сечениям | |
| |воздухозаборника от внешних и внутренних | |
| |аэродинамических нагрузок . . . . . . . . . . . . . . | |
| |. . . . . . . | |
| 2.6. |Нагрузки на болты крепления воздухозаборника к | |
| |проставке . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . | |
| |. . . . . . . . . . . . | |
| 2.7. |Проверка прочности воздухозаборника самолета . . . . .| |
| |. | |
| 2.8. |Автоматизация расчета аэродинамических нагрузок | |
| |воздухозаборника . . . . . . . . . . . . . . . . . . .| |
| |. . . . . . . . . . | |
|3. Технологический процесс изготовления воздухозаборника канала | |
|сотовой звукопоглощающей конструкции . . . . . . . . . . . . . . . . | |
|. . . . | |
|3.1. Технологичность конструкции воздухозаборника . . . . . . . . . .| |
|. . . . . | |
|3.2. Применяемые материалы и оборудование . . . . . . . . . . . . . .| |
|. . . . . . | |
|3.3. Технологический процесс сборки обшивок и элементов каркаса | |
|3.4. Использование в конструкции воздухозаборника композиционных | |
|материалов . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .| |
|. . . . . . . . . . . . . . . . | |
| 3.4.1|Методы получения ПКМ . . . . . . . . . . . . . . . . .| |
| |. . . . . . | |
|4. ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ . . . . . . . . . . . . . . . . . | |
|5. ЭКОНОМИКА И ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОИЗВОДСТВА . . . . . . . . . . . . | |
|ЛИТЕРАТУРА | |
|ПРИЛОЖЕНИЕ | |
| | |
ВВЕДЕНИЕ
На летательном аппарате с воздушно-реактивными двигателями применяются
различные входные устройства.
Они служат для торможения потока воздуха перед поступлением его в
двигатель, а основными требованиями, предъявляемыми к входным устройствам,
являются:
– обеспечение высоких значений коэффициента сохранения полного
давления;
– создание равномерного потока на входе в двигатель или желаемой
(допустимой) неравномерности;
– минимальное аэродинамическое сопротивление;
– обеспечение устойчивой и эффективной работы во всем требуемом
диапазоне режимов полета и режимов работы двигателя.
Выбор входного устройства во многом зависит от расчетного числа М
полета летательного аппарата, потребного диапазона отклонения чисел М от
расчетного, места расположения силовой установки на летательном аппарате,
типа применяемых двигателей и ряда других факторов.
На самолете Ту-334 двигатели размещены на хвостовой части фюзеляжа
(рис. 1), что позволяет:
а) обеспечить аэродинамически "чистое" крыло с максимально возможным
использованием его размаха для размещения средств механизации (закрылков,
предкрылков и т.п.) с целью получения высокого аэродинамического качества
крыла и высоких значений Сy при взлете и при посадке;
б) создать необходимые условия для работы воздухозаборников, если
достаточно далеко отодвинуть их от фюзеляжа, чтобы обеспечить слив
пограничного слоя. Изменение угла подхода воздушного потока к
воздухозаборнику двигателя, расположенного на хвостовой части фюзеляжа,
примерно вдвое меньше изменения углов атаки крыла (или изменения угла
тангажа самолета), в то время как у заборников, поставленных под крылом или
у передней кромки крыла, это изменение угла подхода воздушного потока
больше, чем изменение угла атаки крыла;
в) улучшить характеристики продольной путевой и поперечной
устойчивости за счет:
Положение мотоустановок на самолете
Рис. 1
– работы гондол двигателей и их пилонов как дополнительного
горизонтального оперения;
– малого разворачивающего момента двигателей при остановке одного из
них;
г) улучшить комфорт и повысить безопасность пассажиров за счет
уменьшения шума в кабине (низкочастотного от выхлопной реактивной струи и
высокочастотного от воздухозаборников и воздушных каналов) и за счет
размещения двигателей позади герметической кабины;
е) повысить пожарную безопасность, вследствие того что:
– двигатели удалены от пассажирской кабины и от топливных баков;
ж) повысить эксплуатационные характеристики силовой установки и всего
самолета в целом за счет:
– обеспечения возможности замены целиком всей гондолы вместе с
двигателем;
– создания достаточно хороших условий для подхода к двигателям;
з) предохранить двигатели от попадания в них воды и посторонних
предметов при работе двигателей на земле благодаря достаточно высокому
расположению заборников от земли и от попадания камней из под шасси за счет
прикрытия заборников крылом и закрылками;
и) обеспечить возможность установки двигателей с большей тягой (при
сохранении или при небольшом увеличении их веса) вследствие малого плеча
тяги относительно центра тяжести самолета;
к) улучшить работу устройств для реверсирования тяги двигателей по
сравнению с двигателями, размещенными в корне крыла.
В зависимости от расчетной скорости полета входные устройства можно
разделить на два типа:
1) дозвуковые – для дозвуковых летательных аппаратов;
2) сверхзвуковые – для сверхзвуковых летательных аппаратов.
К дозвуковому диффузору ТРД относится не только сам внутренний канал,
по которому воздух поступает к двигателю, но и примыкающая к нему входная
часть – заборник воздуха. Заборник должен иметь плавное очертание входных
кромок, что необходимо для предотвращения срыва потока на входе.
Внутренний канал у таких диффузоров является расширяющимся. При
движении дозвукового потока воздуха по расширяющемуся каналу происходит
уменьшение его скорости и увеличения давления. Интенсивность процесса
торможения определяется степенью изменения площади канала. Чем больше
увеличивается площадь канала, тем интенсивнее должен быть процесс
торможения.
Одной из актуальных задач создания современных самолетов является
снижение шума двигателя. В том время, как самолеты с большой дальностью
полета являются наиболее шумными из-за большой мощности установленных на
них двигателей, самолеты со средней и малой дальностью полета более
многочисленны и любое мероприятие по снижению шума этих самолетов также
имеет большое значение.
Существует три основных способа достижения этой цели: применение
малошумных двигателей, более совершенные приемы эксплуатации самолетов и
двигателей и рациональная установка двигателей на самолете.
В авиационных двигателях шум порождается вентилятором ДТРД
(компрессором ТРД), реактивной струей и внутренними источниками (прежде
всего турбиной). Основным источником шума ДТРД с малой и особенно с большой
степенью двухконтурности является вентилятор, причем общий уровень шума
ДТРД ниже, чем ТРД.
Наибольшее влияние на уровень шума оказывает скорость истечение газа,
поэтому действенным способом снижения шума является переход в пассажирской
авиации от ТРД к двухконтурным двигателям, шум реактивной струи которых
меньше из-за существенно меньшей ее скорости. Однако главным источником
шума у ДТРД стал вентилятор. В настоящее время разработаны следующие
основные способы снижения шума одноступенчатого вентилятора: отказ от ВНА
вентилятора, пониженная окружная скорость рабочего колеса, оптимальное
соотношение чисел лопаток выходного направляющего аппарата и рабочего
колеса, увеличенное расстояние между этими рядами лопаток. Следует
отметить, что, хотя применение турбовентиляторов с высокой частотой
вращения позволяет снизить массу двигателя, требование по уровню шума
заставляет ограничивать частоту вращения значениями, соответствующими
окружным скоростям вентиляторов 400–450 м/с. Кроме того, рассматриваются
другие предложения по снижению шума вентилятора одним из которых является
способ снижения шума в процессе распространения его из воздухозаборника и
выходного устройства. Этот способ включает облицовку стенок проточной части
звукопоглощающими конструкциями (ЗПК). Пример применения таких конструкции
в мотогондоле двигателя RB.211 для самолета L-1011 показан на рис. 2.
Применение ЗПК важно и тем, что при этом в конструкцию двигателя никаких
изменений не вносится.
Акустически обработанная мотогондола двигателя пассажирского самолета
[pic]
а – мотогондола с ЗПК; б – многослойная звукопоглощающая конструкция;
1 – перфорированная обечайка; 2 – сотовый заполнитель; 3 – опорная
поверхность.
Рис. 2
1. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ МОТОГОНДОЛЫ
На самолете установлены мотогондолы с использованием в конструкции
композиционных материалов (звукопоглощающие панели воздухозаборника).
Мотогондола (рис. 3) состоит из:
– передней части воздухозаборника;
– задней части (створки мотогондолы);
– панелей крепления створок мотогондолы.
Передняя часть мотогондолы состоит из носка, канала и обечайки. Носок
крепится по внутреннему контуру к каналу воздухозаборника, а по внешнему –
к обечайке.
Канал – трехслойная оболочка. Внутренняя обшивка (перфорированная)
выполнена из алюминиевого сплава Д19чАТВ толщиной 1,8 мм, нагруженная
обшивка – из сплава Д19чАТ = 1,2 мм.
Заполнитель: ТССП-Ф-10П, сотовый, с шестигранной ячейкой а = 10 мм.
Толщина панели – 20 мм.
Внешняя поверхность воздухозаборника – обечайка представляет собой
клепанную оболочку с обшивкой из материала Д16-АТВ (травленая) с толщиной
обшивки 1,8 мм, под двумя подкрепляющими до толщины равной 1,2 мм между
ними.
Обшивка в обечайке в передней плоскости крепится к стеночному
шпангоуту передней губы воздухозаборника, а по задней – к торцевому
стеночному шпангоуту в районе фланца двигателя.
Воздухозаборник закреплен на переднем фланце двигателя двенадцатью
быстросъемными соединителями (накидными болтами М10), воспринимающими
осевые усилия, а также моменты вертикальных и горизонтальных осей.
Силовое воздействие в плоскости, определяемой указанными осями,
воспринимается цилиндрическим пояском на фланце двигателя, по которому
осуществляется и центровка воздухозаборника.
В конструкцию воздухозаборника встроена противообледенительная система
(ПОС) с отбором горячего воздуха от третьей ступени компрессора высокого
давления двигателя.
Внешняя обшивка и панели объединены первым и четвертым силовыми
шпангоутами. Четвертый шпангоут воздухозаборника выполняет функции
поперечной противопожарной перегородки.
Носок воздухозаборника отштамованный из нержавеющей стали состоит из
четырех частей, сваренных между собой встык.
Носок воздухозаборника состоит из обшивки, поперечной диафрагмы, на
которой крепится коллектор с частью трубы ПОС и шпангоута № 1. Шпангоут № 1
сборной конструкции имеет кольцевую форму и состоит из стенки, усиленной
поясами и диафрагмами.
Коллектор входит в конструкцию противообледенительной системы
воздухозаборника (ПОС). Звукопоглощающая канальная панель (ЗПК)
конструктивно выполнена в виде двух дюралюминиевых обшивок, между которыми
вклеен сотовый заполнитель. Со стороны проточной части обшивка
перфорирована. ПО торцам панели приклеены профили для стыковки с носком по
шпангоуту № 1 и со шпангоутом № 4 воздухозаборника.
2. СИЛОВОЙ РАСЧЕТ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА
В конструкциях современных самолетов можно наблюдать большое
разнообразие типов, форм и расположений воздухозаборников. Это связано с
тем, что они должны обеспечивать наиболее эффективное использование
кинетической энергии набегающего потока и вместе с тем иметь минимальное
лобовое сопротивление. Форма внутреннего канала должна обеспечивать
возможно малые потери энергии на трение, но одновременно отвечать условиям
лучшей компоновки самолета.
В случае отсутствия аэродинамических продувок по воздухозаборникам
нагрузки на них можно приближенно определить, исходя из двух режимов полета
самолета. Получаемые нагрузки будут несколько завышены по сравнению с
действительными и пойдут в запас прочности.
Поскольку профили гондол и капотов подобны профилю крыла и обтекаются
воздушным потоком на режимах, соответствующих большим углам атаки крыла, на
них возникают значительные аэродинамические нагрузки.
В эксплуатации встречаются различные случаи нагружения гондол.
Наибольший интерес представляют два случая, учитывающие полета при
максимальных скоростях и маневрах самолета.
2.1. Исходные данные для силового расчета
Аэродинамические нагрузки на мотогондолу приведены в табл. 1,
(xy и xz даны в долях длины мотогондолы. В носке мотогондолы х = 0).
Таблица 1
Характеристика расчетных случаев А' и Д' для установок под двигатели
| | |
|Расчетные |Значения характеристик |
|случаи |nyэ |(, |(, |(звнутр|q, |yэмг , |xy |zэмг, |xz |
| | |град|град|, град |кг/м3 |кг | |кг | |
|А' |2,5 |10 |0 |0 |2000 |1600/ |0,16( |(190 |0,16(|
| | | | | | |1100 |0,83 | | |
| | | | | | | | | |0,55 |
|Д' |-1,0|-4 |0 |0 |2000 |-2210/ |0,16( |(160 |0,16(|
| | | | | | |-1810 |90,55 | | |
| | | | | | | | | |0,55 |
Нагрузки распределяются по внешней поверхности следующим образом:
– избыточное давление по поверхности определяется по формуле (1.1)
(Pэ = pq ,
(1.1)
где (Pэ – избыточное давление на поверхности;
q – скоростной напор;
p – рассчитывается по формуле:
p = p1+ py + pz .
(1.2)
Величина p1 определяется по графику на рис. 4
Величина py для случая Д' дается на прилагаемом графике (рис. 5). Для
других режимов величина py пересчитывается пропорционально Yмг.
Значение pz определяется по формуле:
|
