Рис. 16.22. Конструкция крепления ТВД к крылу самолета: / - двигатель; 2 - подкосы; 3 - демпфер; 4 - ферма крепления двигателя

- обеспечивать удобство монтажа и демонтажа двигателей, а также легкий доступ ко всем агрегатам в процессе технического осмотра и обслуживания;

- обеспечивать возможность локализации и быстрого тушения пожара, возникшего в двигателе.

Конструкция крепления двигателя должна обеспечивать ком--пенсацию температурных деформаций и поглощение вибраций двигателя (и винта). Виброперегрузки во всех узлах крепления не должны превышать нормируемых значений. Снижение вибраций особенно необходимо при установке двигателей на фюзеляже (или внутри фюзеляжа) самолета, когда резонансная вибрация недостаточно сбалансированных двигателей может передаваться по опорам двигателей к обшивке кабины, где она вследствие эффекта мембраны может превратиться в усиленные звуковые колебания (такой случай имел место на некоторых серийных самолетах Дуглас ДС-9).

Конструкции крепления авиационных двигателей весьма разнообразны и зависят как от типа двигателей, так и от их расположения на самолете.

Турбовинтовые двигатели обычно устанавливают на крыле и крепят к конструкции крыла при помощи пространственной стержневой системы (фермы) через демпферы (рис. 16.22).

На современных самолетах турбореактивные двигатели часто размещают в специальных гондолах, представляющих собой тонкостенные конструкции (с продольным и поперечным силовым набором), аналогичные конструкциям фюзеляжа.

Устанавливают двигательные гондолы на крыле или фюзеляже с помощью пилонов. Все коммуникации в плоскости пилона выполняют разъемными. В пилоне размещается противопожарная перегородка, изолирующая конструкцию крыла (или фюзеляжа) от зон топливной и масляной систем.

25 SO

Рис. 16.23. Установка ТРДД Пратт Уитни JT9D и схема работы реверсе-

ров тяги и впускных створок (Боинг 747): / - вал привода вспомогательных агрегатов; 2 - соосиый привод постоянной скорости; 3 - генератор мощностью 60 кВ-А; 4 - иасос и блок управления; 5 - центрифуга; 6 - масляный бак; 7 - привод реверса тяги газогенератора; 8 - тросовая проводка к реверсеру; 9 - пиевмомотор привода реверсера тяги вентилятора; 10 - гибкий при-водной вал- - решетка реверсера; 12 - перемещающееся кольцо; 13 - роликовые направляющие; 14 - узел крепления двигателя; 15 - звено, воспринимающее тягу 16 - перепуск воздуха; 17 - обратный клапаи отбора от 15-й ступени; 19 - первичный теплообменник; 20 - воздух от вентилятора к теплообменнику; 21 - выпускной клапаи воздуха от вентилятора; 22 - клапан сбрасывания давления; 23 - блок регулирования температуры перепускаемого воздуха; 24 - отсечной и регулирующий клапаи- 2S - магистраль воздушной системы; 26 - пиевмостартер; 27 - гидронасос, приводимый пневмомотором; 28 - гидробак; 29 - статор;5 30 - болты; 31 - решетка реверсера- 32 - створки реверсера; 33 - впускные створки; 34 - акустические (звукопоглощающие) панели; 35 - одноступенчатый вентилятор

Основные размеры и масса гондолы определяются размерами двигателя, воздухозаборника и выхлопного сопла; некоторое влияние на размеры и массу гондолы оказывает также конструкция звукопоглощающей облицовки.

На рис. 16.23 показана установка гондолы ТРДД с большой степенью двухконтурности на крыле современного самолета.

Возможная конструкция крепления двигателя при пилонной подвеске под крылом показана на рис. 16.24.

Если необходимая тяговооружеиность самолета обеспечивается тремя двигателями, то внешние двигатели устанавливаются либо на пилонах под крылом, либо на горизонтальных пилонах на хвостовой части фюзеляжа, а средний двигатель - внутри хвостовой части фюзеляжа. Установка среднего двигателя с S-образным каналом требует его тщательного объединения с фюзеляжем.

На рис. 16.25 представлены общие требования для проектирования S-образного канала и установки двигателя внутри хвостовой части фюзеляжа. Положение двигателя и его выхлопного сопла по вертикали определяется величиной угла тангажа, необходимого для выполнения взлета и посадки самолета.

Рис. 16.24. Пилонная подвеска двигателя под крылом:

/ - передний узел крепления двигателя; 2 - кессон пилона; 3 - задний узел крепления двигателя; 4 - узлы крепления пилона к крылу; 5 - гондола двигателя; - подкос

Рис. 16.25. Установка ТРДД внутри хвостовой части фюзеляжа;

внешний диаметр кожуха вентилятора; / (n. с) ~ размер, зависящий от длины поверхности образования пограничного слоя; / - линия пола в пассажирской кабине

Монтаж и демонтаж двигателя, установленного внутри фюзеляжа, производится обычно простым подъемом (спуском) двигателя через большой несиловой люк, который используется также для подхода к агрегатам двигателя при техническом обслуживании в процессе эксплуатации самолета.

Возможная конструкция крепления двигателей при установке на хвостовой части фюзеляжа показана на рис. 16.26.

Вид л

Рис. 16.26. Крепление двигателей на хвостовой части фюзеляжа с помощью

подкосов:

/, 2. 3, 4. 5, 6 - подкосы; 7,3,9- усиленные шпангоуты гондолы двигателя-/й - балка боковая; , 12, 13, /4 - усиленные шпангоуты фюзеляжа- 15. 16 -

балка

Рис. 16.27. Установка ТРДДФ Пратт-Уитни F-100 на истребителе Дженерал Дайнэмикс F-16: / - 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 - многолонжероиная конструкция крыла

Крепление двигателя в гондоле и фюзеляже осуществляется в трех точках и представляет собой сочетание нескольких подкосов в гондоле (или в фюзеляже). Такая конструкция крепления позволяет компенсировать изменение длины двигателя из-за температурных ресширений. Положение двигателя может изменяться регулированием длины подкосов и т. д.

На современных истребителях один или два турбореактивных двигателя устанавливаются внутри хвостовой части фюзеляжа и крепятся к усиленным шпангоутам (рис. 16.27). i

Для улучшения обслуживания истребителя вспомогательные агрегаты двигателей могут размещаться на планере, а не на двигателях, что упрощает установку и обеспечивает взаимозаменяемость правого и левого двигателей (например, истребитель Макдоннелл-Дуглас F-15).

16.5. ШУМ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

16.5.1. Уровень шума

Возросшая интенсивность воздушного движения и увеличение размеров пассажирских самолетов породили новую проблему в современном самолетостроении - проблему снижения шума си-

ловой установки реактивных пассажирских самолетов. Большая пропускная способность крупных аэропортов (свыше 1000 самоле-. тов в сутки) привела к тому, что шум от турбореактивных двигателей стал оказывать вредное физиологическое воздействие на население районов, прилегающих к аэропортам, и обслуживающий персонал аэродромов. Поэтому при проектировании пассажирских самолетов задача снижения шума силовой установки теперь считается такой же важной, как и достижение хороших летных характеристик и высокой экономичности проектируемого самолета.

Сила (интенсивность) монозвука, т.е. звука одной частоты, определяется количеством энергии,переносимой звуковой волной за 1 с через площадку в 1 см, перпендикулярную направлению движения волны. Сила звука и звуковое давление (избыточное по отношению к атмосферному среднеквадратичное давление, порождаемое звуковыми волнами) связаны соотношением

i = /?1в/(ра),

(16.21)

где / - сила звука в данной точке пространства; р - звуковое давление; р - плотность среды; а - скорость звука в данной среде.

Уровень силы монозвука L измеряется в децибелах (дБ) и выражается как

L = 10 Ig ( /о), (16.22)

где /о - сила звука на пороге слышимости (при L = 0).

Шум, издаваемый реактивным двигателем, представляет собой беспорядочные колебания воздуха, состоящие из ряда простых звуковых колебаний различной интенсивности и частоты.

Так как ухо человека обладает неодинаковой чувствительностью к звукам различной частоты, то уровень воспринимаемого человеком шума является в определенной степени понятием субъективным и не всегда точно характеризуется объективными акустическими показателями. Например, одинаково неприятным воспринимается щум с уровнем L = 101 дБ и частотой / = = 100 Гц и щум с L = 52 дБ и / = 4000 Гц, несмотря на то, что их интенсивности отличаются в 80 раз.

Поэтому для более точной оценки уровня воспринимаемого шума была введена единица РЫдБ (от англ. Perceived Noise - воспринимаемый шум). Общий уровень шума от турбореактивного двигателя пересчитывается в единицы РМдБ для отдельных участков частотного спектра шума по специальным таблицам, в основу которых положены линии равной шумности.

Однако единица РМдБ оказалась недостаточно совершенной для правильной оценки уровня шума реактивных самолетов. Как показали дальнейшие исследования, при одинаковом уровне воспринимаемого шума дополнительное раздражающее действие на человека оказывает продолжительность шума, зависящая от

скорости самолета и траектории полета. Кроме продолжительности шума, единица РЫдБ не учитывает влияние дискретных тонов в спектре шума (отдельные всплески уровня шума в узком диапазоне частот), которые также оказывают дополнительное раздражающее действие по сравнению с широкополосным шумом (шум с плавным изменением уровня по частоте). Для учета этих факторов предложена новая единица оценки шума реактивных самолетов - ЕРЫдБ (эффективные РМдБ), в основу которой положена единица РЫдБ с поправками на продолжительность воздействия шума и наличие в спектре шума дискретных тонов.

16.5.2. Нормы на допустимый уровень шума

Диапазон уровней шума, воспринимаемый ухом человека, весьма широк: L = О ... 140 ЕРМдБ, что соответствует изменению интенсивности шума в 10 раз. Область воспринимаемых частот распространяется от 20 до 20 ООО Гц (примерно десять октав). В практических анализах обычно ограничиваются более узким диапазоном частот / = 45 ... И ООО Гц (восемь октав). Следует заметить, что не все воспринимаемые шумы утомляют человека. Раздражают и утомляют шумы, уровень которых превышает 80 ЕРЫдБ. Особенно сильное воздействие на человека оказывают шумы при L > ПО ЕРЫдБ с частотами / = 2000 ... 5000 Гц (более высокие и более низкие частоты действуют менее раздражающе).

Уровни воспринимаемого шума некоторых обычных источников в ЕРЫдБ таковы:

Порог слышимости............. о

Лес при безветрии............. Ю

Разговор вполголоса............ 40

Машинописное бюро ............ 80

В вагоне метро .............. 90

Железнодорожный экспресс (в тамбуре) ... 110

Болевой порог ............... 140

Пассажирский самолет Боинг 707 (взлетная масса 151 т, начало эксплуатации 1957 г.) при наборе высоты создает на местности щум с уровнем L = 114 ЕРМдБ, а при заходе на посадку L = 120 ЕРЫдБ. Если учесть диапазон частот шума современных ТРДД (f = 50 ... 10 ООО Гц) и тот факт, что взлетная масса лас-сажирских самолетов превысила 350 т, то станет ясным появление специальных норм на допустимый уровень шума от реактивных пассажирских самолетов.

Допустимые уровни шума указаны в ГОСТ 17228-78. Аналогичные нормы установлены в США, Англии и ряде других стран. Все они близки к нормам ИКАО, согласно которым шум, создаваемый пассажирскими самолетами, замеряется в трех контрольных точках:

при взлете - на расстоянии 0,65 (0,45) км в стороне от ВПП (0,65 км - для существующих самолетов и 0,45 км - для вновь создаваемых);