Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 [ 50 ] 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 Рис. 11.19. Реактивный СВВП с подъемными вентиляторами: / - носовой вентилятор для балансировки самолета; 2 - маршевые ТРД; 3 - подъемный вентилятор; 4 - трубопровод подвода газов к турбине вентилятора В силовых установках с турбовентиляторными агрегатами усиления тяги (ТВА) подъемный вентилятор может иметь либо механический привод с помощью вала привода вентилятора через редуктор от свободной турбины основного двигателя, либо газовый привод, либо трубопривод. В двух последних случаях включение и отключение ТВА осуществляется с помощью заслонки поворота газового потока на входе в выхлопное сопло двигателя. Заслонка направляет газ либо на турбину ТВА, расположенную по периферии подъемного вентилятора, либо на специальную турбину, осуществляющую привод вентилятора с помощью вала. При этом режим работы двигателя не изменяется. ТВА обеспечивают коэффициент увеличения тяги (отношения тяги вентилятора к тяге двигателей), теоретически равный трем. Достоинством силовых установок с ТВА является их сравнительно малая удельная масса (Тс.у == 0,125 кг/даН), высокая экономичность [ст 0,4 кг/(даНх Хч)] и, что не менее важно, сравнительно малые вертикальные скорости струй (К, Л! 100 м/с). На рис. 11.19 показана схема экспериментального СВВП с тремя ТВА, два из которых, расположенные в крыле, служат для создания подъемной силы, а один носовой - для управления по тангажу. Газовый привод вентиляторов осуществляется от двух ТРД, объединенных таким образом, что подъемная система может работать от одного двигателя. При этом вертикальная тяга уменьшается только на 40 %. На входе в вентилятор установлены жалюзи и спрямляющий аппарат, а на выходе - спрямляющий аппарат и поворотные лопатки, позволяющие создавать момент для управления по крену и рысканию, а также изменять направление вектора тяги для улучшения характеристик переходного режима. Значительный интерес представляют схемы самолетов с эжек-торными усилителями тяги. Достоинства низконапорных эжекторов в качестве агрегатов усиления тяги основных двигателей Рис. 11.20. СВВП с эжекторными усилителями тяги (ЭУТ): а - ЭУТ в фюзеляже; б - ЭУТ в крыле; /, , / - конфигурация горизонтального, переходного и вертикального режимов соответствеиио объясняются тем, что они обеспечивают довольно значительный коэффициент усиления тяги. При этом эжекторы не имеют вращающихся элементов, они сравнительно просты по конструкции. Низкая скорость и температура струи, истекающей из эжектора, снижают эффекты эрозии и уровень шума, создаваемого на местности. Вместе с тем при проектировании СВВП с эжекторными усилителями тяги возникают проблемы компоновки, обусловленные большими потребными габаритами установки для обеспечения оптимальных соотношений площадей входа и выхода и необходимой длины камеры смешения. Эжекторные усилители тяги могут размещаться либо в фюзеляже, либо в крыле (рис. 11.20). Схема классического 1,0 }4 I.S г,2 Рис. 11.21. Схема классического эжектора Рис. 11.22. Коэффициенты усиления тяги авиационных эжекторов: теоретические данные; О - экспериментальные данные эжектора представлена на рис. 11.21. Коэффициент усиления тяги с (rt+l)a с+1 fY\~c?n (11.22) где с = FJFi, f = FJ{Fx + F2); F - площадь сопла эжектирую-щего газа; - площадь сопла эжектируемого газа; F - площадь выходного сечения диффузора; п - коэффициент эжекции. Величина коэффициента эжекции при одинаковой плотности смешиваемых газов может быть определена по следующей приближенной формуле: f{\ + \lc)V2c+.?(f-\)-(\+i) По--rqr/a- (11.26) Различие в плотностях учитывается следующим образом: = oKp2/pi. где р1 и р2 - плотности эжектирующего и эжектируемого газов соответственно. Анализ приведенных формул показывает, что для эжекторной установки без дифф.узора при условии отсутствия потерь и при полном смещении газовых потоков Фю. = 2. Однако получить на практике такие величины коэффициента усиления тяги эжекторной установки пока не удается. Для повыщения эффективности эжектора в условиях ограниченной длины камеры смещения применяются сопла с принудительным смещением. С этой целью можно использовать разделение основной струи на ряд мелких струек, как это показано на рис. 11.20, а. Этой же цели можно добиться приданием основному потоку, истекающему из сопла, нормальных к плоскости щели составляющих, способствующих турбулизации потока. Реальные значения коэффициента усиления тяги эжектора зависят также от различного рода потерь в трактах подвода воздуха к соплам эжектора и потерь в диффузоре вследствие отрыва потока. Достигнутые значения Ф для некоторых исследованных эжекторов представлены на рис. 11.22. 11,3,2, Системы управления СВВП Для обеспечения управления и стабилизации на вертикальных и переходных режимах СВВП должен иметь специальную систему реактивного управления, управляющие усилия в которой создаются с помощью энергии силовой установки. Способы получения управляющих усилий зависят от типа, числа, расположения двигателей и движителей на самолете, то есть от его компоновочной схемы. Схематично эти способы можно разделить на три группы, представленные на рис. 11.23. К первой группе (см. рис. 11.23, а) относятся способы обеспечения управляющих усилий с помощью системы струйных рулей, представляющих собой либо реактивные сопла, либо управляющие вентиляторы, расположенные на концах крыла и фюзеляжа. Воздух или газ для струйных рулей может отбираться от компрессора или за турбиной подъемных.подъемно-марщевых или маршевых двигателей, либо от специальных газогенераторов. Стабилизирующие и управляющие моменты создаются путем дифференциального изменения площадей сечений реактивных сопл (или перестановкой лопаток вентилятора) и соответствующего изменения расхода рабочего тела. Такие способы применимы для самолетов, у которых двигатели или группы двигателей расположены в районе центра масс самолета. Типичная схема системы управления таких самолетов представлена на рис. 11.24. Для управления по курсу, тангажу и крену на концах крыла и фюзеляжа установлено пять управляющих сопл, работающих на воздухе, отбираемом от компрессора подъемно-маршевого двигателя. Сопла закреплены неподвижно, а регулирование расхода воздуха через каждое сопло и, следовательно, создаваемых ими тяг и моментов осуществляется с помощью подвижных створок, перекрывающих выхлопное отверстие. Крыльевые сопла используются для управления по крену, носовое и хвостовое для управления по тангажу. Управление по курсу осуществляется с помощью пятого сопла, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Вторая группа способов применяется в случае эксцентричного расположения двигателей (см. рис. 11.23, б). В этом случае для
Рис. 11.23. Способы реактивного управления СВВП: / -= струйный руль; 2 - подъемный двигатель Рис. 11.24. Схема системы реактивного управления самолета Хариер : а - схема расположения управляющих сопл (УС) и подвода к ним воздуха- б - система управления рулями н соплами; 1. 3 - переднее и заднее сопла управления по тангажу; 2, 5 - сопло управления по креиу; 4 - сопло управления по курсу; 6 - главный клапан управления относительно продольной и поперечной осей может быть использовано диф()еренциальное изменение тяги подъемных двигателей (модуляция тяги), а для управления относительно вертикальной оси - отклонения вектора тяги. Если двигатели расположены на одной из главных осей самолета, но имеют большое плечо относительно его центра масс (см. рис. 11.23, в), используется третья группа способов, представляющая собой комбинацию двух предыдущих. Пример такой комбинированной системы управления представлен на рис. 11.18. Поперечное управление самолета осуществляется с помощью модуляции тяги подъемных двигателей. Для продольного управления используются струйные рули, расположенные в хвостовой части фюзеляжа. Их привод осуществляется с помощью воздуха, отбираемого от подъемно-маршевых двигателей. Путевое управление осуществляется отклонением вектора тяги подъемных двигателей с помощью специальных насадков. Для повышения безопасности на самолете применена автоматическая система управления, включающая автостабилизатор, вычислитель сил и моментов, групповые компенсаторы тяги, систему переключения и приводы. Ех,рад/с 1,0 Рис. 11.25 Потребные угловые ускорения относительно оси X: 1 - размах крыла Z = 5 м; 2 - / = 10 м; 3 - / = 20 м; < - / = 40 м При проектировании СВВП важнейшей задачей является выбор такой системы управления, которая бы обеспечивала необходимую управляемость при минимальной собственной массе и минимальных затратах мощности силовой установки. При отборе воздуха от двигателей на управление (6 ... 13 % от общего его расхода через двигатель) падает тяга и увеличивается расход топлива. Применение для управления модуляции тяги или отклонения вектора тяги также связано с неизбежными потерями. Рассмотрим основные пути снижения затрат на управление. Мощность системы управления определяется величиной сил и моментов, потребных для обеспечения необходимых линейных и угловых ускорений, а также потребной степенью одновременности воздействия максимальных управляющих моментов по трем каналам управления. Потребные угловые ускорения е, &у и зависят от типа самолета и его взлетной массы. Для их определения на предварительном этапе проектирования можно воспользоваться графиками на рис. 11.25 ... 11.27. Потребный управляющий момент относительно одной из осей определяется произведением момента инерции на угловое ускорение относительно рассматриваемой оси, т. е. Л1упр = /е. Тогда потребная величина тяги струйных рулей определяется по формуле Py p = /e/Lp, (11.24) где Lp - плечо струйного руля. В общем случае реактивная тяга струйного руля определяется выражением (11.25) Pynv = вФ + f с (ро - Рн), где - секундная масса воздуха, вытекающего через сопло; Vs - скорость истечения струи; ф - коэффициент, учитывающий изменение скорости при реальном истечении по сравнению с адиа- |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |