Проектирование конструктивно-силовых элементов и систем стратегического военно-транспортного самолета TAR-1

(мм²).

Так как широкий нижний пояс значительно ослабляет нервюры, то примем B_н=B_в=66 мм. Определим :

==(мм).

2.1.3 Проектирование стенки лонжерона

Расчеты для определения параметров стенки будем проводить для материала Д16. Определим высоту стенки:

=300-33-31,8=235,2 (мм).

Зададимся рядом значений отношения шага подкрепляющих стоек к высоте : . По рис. 3.2 пособия [1] определим значения разрушающих напряжений для каждого значения , данные занесем в таблицу 3. Определим значения толщины стенки по формуле:

,

а затем округлим до ближайшего большего из стандартного ряда.

2 (мм);

2,5 (мм);

4 (мм);

5 (мм) .

Значения превышают максимальные из стандартного ряда.

Значения занесем в таблицу 3. Зная и величину соотношения , определим для каждого из вариантов. Определим значения площади стоек по формуле

.

(мм²);

(мм²);

Результаты занесем в таблицу 7.

Определим, какое из значений - 0,2 или 0,5 подходит с точки зрения минимума масс:

m0.2=+/=2300+7,71/0,5=578,5 е.о.д.

m0.5=+/=2,5300+101,47/1=952,94 е.о.д.

Таблица 7

	0,2	0,5	1	неподкр.
	170	120	80	60
	2	2,5	4	5
	60	150	300	-
	140	85	70	60
F	7,71	101,47	-	-
	578,5	952,94	-	-

Оптимальной будет стенка с соотношением шага стоек к высоте - =0,2.

Проектируя полку для крепления поясов со стенкой, поступают аналогично случаю крепления поясов с обшивкой - соблюдают условия

1) прочности - , откуда

=2440/630=1,39 (мм).

2) жесткости - - потеря устойчивости полки не должна приводить к потере устойчивости пояса, откуда

=0,7 (мм).

3) технологичности - для алюминиевых сплавов 3 мм.

Выберем оптимальное значение по массе из возможной области значений, удовлетворяющее всем условиям: =3 мм.

Ширину полки выберем из условия долговечности и прочности заклепочного шва: шаг заклепок - t=4d_з; расстояние от заклепок до любого края - С=1,5d_з; расстояние между рядами заклепок - a=2d_з; где d_з=4 мм - диаметр заклепок. Несложно определить ширину полки: если учесть что на каждой полке по два шва, то - b=2С+а=3d_з+2d_з=5d_з=20 (мм).

Спроектированный лонжерон покажем на рис. 17.



Рис. 17.

2.2 Проектирование участка панели

2.2.1 Исходные данные

L=700 мм - расстояние между нервюрами;

b₁=100 мм - расстояние между ребрами;

Материал - В95Т2.

Расчет будем производить для двух сечений с различными значениями приведенной толщины панели:

а) ₀=6 мм;

б) ₀=11 мм.

2.2.2 Проектировочный расчет панели

Обозначения размеров монолитной ребристой панели показаны на Рис. 18.



Рис. 18. Поперечное сечение монолитной панели.

Приведенную толщину панели ₀ определяют по выражению

.

Введем безразмерные параметры - соотношения геометрических размеров сечения панели

, .

Произведем расчет панелей для двух сечений:

а) ₀=6 мм. Выпишем параметры оптимальной панели (по рис.4 [1]):

_p=360 МПа - разрушающие напряжения;

₀=375 МПа - напряжения общей потери устойчивости;

₂=340 МПа - напряжения местной потери устойчивости;

b₁=80 мм, b₂=50 мм, ₁=3 мм, ₂=4,5 мм.

Принимая b₁=100 мм, b₂=50 мм, определяем b₁₂=b₁/b₂=100/50=2; ₁₂=₁/₂=3/4,5=0,67 и по рис. 5 (пособия [1]) размеры панели:

₁/₀=0,53, ₁=3,5 мм;

₂/₀=0,87, ₂=5,22 мм.

Тогда ₁/₀=3,5/6=0,58.

Отношения ₁₂ и b₁₂ нельзя выбирать произвольно, каждому выбранному значению ₁₂ будет соответствовать вполне определенное b₁₂ и наоборот.

Рассмотрим следующие варианты (рис. 5,а [1]):

а) ₁₂=0,9;b₁₂=1,5;

б) ₁₂=0,8;b₁₂=1,75;

в) ₁₂=0,7;b₁₂=1,9;

а) по рис. 5 [1] определяем геометрические параметры панели:

₁/₀=0,65; ₁=3,9 мм; ₂/₀=0,68; ₂=4,08 мм;

b₁=100 мм, тогда b₂= b₁/b₁₂=100/1,5=66,67 мм;

=18 мм - радиус инерции сечения монолитной панели с простым оребрением;

L/=700/18=38,8; ₂/b₂=4,08/66,67=0,0619.

По рис. 6 пособия [1] определяем:

₀=360 МПа; ₂=325 МПа.

Определим коэффициент неравноустойчивости К_Ф:



Так как К_Ф<1, то выражение для определения _р будет иметь вид

(МПа).

Спроектированная панель представлена на рис. 2,а.

б) результаты панели по этому варианту следующие:

b₁=100 мм; b₂=57,1 мм; ₁=3,72 мм; ₂=4,5 мм;

₀=360 МПа; ₂=340 МПа;

Определим коэффициент неравноустойчивости К_Ф:

Так как К_Ф<1, то выражение для определения _р будет иметь вид

Спроектированная панель представлена на рис. 2,б.

в) результаты расчета по этому варианту:

b₁=100 мм; b₂=52,6 мм; ₁=3,48 мм; ₂=4,86 мм;

₀=345 МПа; ₂=370 МПа;

Определим коэффициент неравноустойчивости К_Ф:

Так как К_Ф>1, то _р=₀=345 МПа.

Спроектированная панель представлена на рис. 2,в.

Из рассмотренных вариантов панели наиболее рациональным, удовлетворяющим как конструктивно-технологическим, так и достаточно высоким разрушающим напряжениям, является вариант панели, показанный на рис. 2,в.

б) ₀=11 мм. Выпишем параметры оптимальной панели (по рис.4 [1]):

_p=400 МПа - разрушающие напряжения;

₀=380 МПа - напряжения общей потери устойчивости;

₂=435 МПа - напряжения местной потери устойчивости;

b₁=90 мм, b₂=60 мм, ₁=5 мм, ₂=10 мм.

Принимая b₁=100 мм, b₂=60 мм, определяем b₁₂=b₁/b₂=100/60=1,667; ₁₂=0,5 и по рис. 5 (пособия [1]) размеры панели:

₁/₀=0,41,₁=4,51 мм;

₂/₀=0,85,₂=9,35 мм;

=20 мм - радиус инерции сечения монолитной панели с простым оребрением;

L/=700/20=35; ₂/b₂=10/60=0,167.

По рис. 6 пособия [1] определяем:

₀=380 МПа; ₂=460 МПа.

Определим коэффициент неравноустойчивости К_Ф:

Так как К_Ф>1, то выражение для определения _р =у0=380МПа.

Определим предельную нагрузку по формуле

,

где F - площадь поперечного сечения

.

Р_р=38011100=418 (кН).

Рис. 19

2.3 Проектирование носовой стойки шасси

Самолет, в целом, представляет, собой сложную систему, кадждая из которой требует тщательного внимания при проектировании. Однако в данном курсовом проекте подробно рассмотрены система уборки-выпуска передней стойки шасси, топливная система, система подачи масла в двигатель, а также был спрофилирован воздухозаборник и система крепление двигателя.

По статистике большинство аварий (если не учитывать человеческий фактор) происходит в результате поломок или недочетов при проектировании взлетно-посадочных систем и систем, связанных с двигателем. Исходя из этого на правильном и безошибочным проектировании именно этих агрегатов необходимо особенно акцентировать внимание. Для данного военно-транспортного самолета особенно важно спроектировать системы так, чтобы при возможной атаке противника он смог совершить боевое задание и посадку.

2.3.1 Проектирование и расчет на прочность шасси

Шасси самолета является взлетно-посадочным устройством, воспринимающим нагрузки, действующие на самолет при взлете, посадке и при движении его по взлетно-посадочной полосе(далее ВПП). При посадке шасси поглощает большую часть кинетической энергии самолета, амортизируя удары в момент приземления, и обеспечивает торможение во время пробега. Взлетно-посадочное устройство необходимо проектировать из условия минимума массы и максимума надежности и длительной прочности агрегатов, входящих в состав этих устройств.

Рассмотрим расчет на прочность передней стойки шасси. Общий вид самолета показан на рис. 20. Кинематическая cхема шасси показана на Рис.21, самолет предполагается использовать на бетонных ВПП.



Рис.20.

Рис.21.

Для уборки-выпуска стойки шасси необходимо запустить электродвигатель, который, посредством редуктора, передаст крутящий момент на винт. Винт, вращаясь, создает осевую силу в закрепленной на стойке гайке. Таким образом, крутящий момент от пары сил на гайке и реакции опоры стойки создает силу, с помощью которой и вращается передняя стойка шасси.

Данная схема является самотормозящейся, а следовательно нет необходимости в дополнительных замках убранного и выпущенного положений. Но при этом резьбовое соединение должно быть прочным и надежным. В связи с тем, что при отказе винтового механизма возможно свободное вращательное движение стойки, необходимо предусмотреть дополнительные элементы (ломающийся подкос ) с замками убранного и выпущенного положения для подкрепления силовых элементов и статической неопределимости системы, что в свою очередь повысит надежность и живучесть всего самолета.

Особенно актуальным для данного тяжелого военно-транспортного самолета является надежность и живучесть, так как при доставке военного груза в точки боевых действий возможно попадание боевыми снарядами в элементы системы уборки-выпуска шасси, то необходимо предусмотреть дублирование системы. В данном случае можно применить два канала управления электродвигателями, а также дублирование винтовых механизмов. Это повлечет за собой увеличение массы и необходимость установки дополнительного оборудования для управления механизмами в случае отказа одной из системы выпуска-уборки шасси либо повреждения снарядом. В таком случае необходимо исключить из цепочки управления поврежденный агрегат, а управлять выпуском-уборкой работоспособным механизмом. В случае полного отказа одной из передней стойки необходимо предусмотреть возможность посадки на одну из них. Для этого их необходимо разместить как можно ближе к оси фюзеляжа (при этом ухудшиться устойчивость при рулежке на земле), а также произвести расчет на прочность, жесткость и устойчивость.

В данном курсовом рассматривается приближенные параметры элементов конструкции.

Исходные данные.

Общие данные:

Взлетная масса самолета - mвзл=277 т;

Посадочная масса самолета - mпос=200 т;

Взлетная скорость - Vвзл=200 км/ч;

Количество стоек - z=2;

Количество амортизаторов на стойке - zn=1;

Всего колес - n=4

Геометрические параметры:

а=15350 mm;

b=16500mm;

e=1150mm .

Нагрузки на носовую стойку и подбор пневматика.

В соответствии с условиями эксплуатации на колесах следует устанавливать пневматики высокого давления. Определяем стояночную нагрузку на колесо носовой стойки (для взлетной и посадочной массы самолета) по формулам:

Н;

Н;

Находим также динамическую нагрузку на колесо при посадке:

,

где , j=3м/с, тогда

.

По полученным данным из сортамента выбираем колеса К278 1100х330 со следующими характеристиками:

V^*_взл = 300 [км/ч]

V^*_пос=210 [км/ч]

Р^*_{ст.макс} = 93 [кН]

Р^*_дин= 118 [кН]

Р^*₀ = 882 [кН]

Р^*_нд = 304 [кН]

^*_нд = 197 [мм];

^*_дин = 92 [мм];

A^*_mg = 28100 [Дж]

P^*_пр = 481 [кН];

Fp=210[кН];

DxB=1124x355;

Q_к = 510 [Н]

Q_ш = 657 [Н]

Nk=300.

Для основных опор подберем колесо и уточним их размеры:

;

Выбираем колеса Т146 с размерами DxB=1450x520.

Вычислим коэффициент грузоподъемности для передней опоры:

.

При этом требование выполняется.

Задаемся .

Найдя величины эксплуатационных перегрузок, получаем эксплуатационные перегрузки на колесо:

Так как стойка содержит спаренные колеса, то при посадке более нагруженное колесо воспринимает усилие:

.

Нормы летной годности требуют, чтобы в рассматриваемых случаях для любого из колес выполнялось условие:

,

где Рразр- радиальная нагрузка на колесо, при которой происходит разрушение корпуса колеса; определяется как:

Получаем, что условие выполняется: 184,15?641,3.

2.3.2 Определение основных размеров жидкосно-газового амортизатора

Расчет амортизатора состоит из определения его размеров (геометрического расчета) и подсчета площади отверстий для протекания жидкости (гидравлический расчет). В данной работе проведем только геометрический расчет.

Эксплуатационная работа, поглощаемая амортизирующей системой при посадке:

.

Посадка самолета происходит на две точки (на основные стойки с последующим переваливанием на носовую стойку). В данном курсовом будем считать, что передние колеса касаются земли, когда амортизация основных стоек уже совершает обратный ход после поглощения энергии первого толчка, т.е. скорость сжатия амортизации основных стоек имеет отрицательное значение. Поэтому считают, что удар происходит только в переднюю стойку и величину редуцированной массы находят по формуле:

,

Где а=15350 - геометрический параметр самолета.

=0.16L=0.16 57270=9.163 м, тогда

.

Значение вертикальной скорости удара об ВПП для носовой стойки, согласно Нормам летной Годности самолета (далее НЛГС) определяют расчетным путем при выполнении условия:

· Вертикальная составляющая скорости в центре тяжести самолета равна ;

· Подъемная сила Y=mпос gпос;

· Самолет сбалансирован по моменту Mz;

· Угловая скорость равна нулю;

· Учитываются лобовые силы от раскрутки колес при максимальном значении коэффициента трения скольжения µ=0,8.

Искомая скорость:

,

Где b=16,500м - геометрический параметр, Lго=26,3м - расстояние от центра тяжести самолета до линии действия равнодействующей аэродинамической силы на горизонтальное оперение, иmax=11.3°- посадочный угол в градусах.

Таким образом, получаем:

.

Так как обычно эта формула дает завышенные результаты, то возьмем ориентировочно

.

Из этого следует, что

.

Вычислим эксплуатационную работу, поглощаемую одним пневматиком при посадке: ,

где и . Предполагая обжатия находиться в интервале от 0 до дмд и изменяется по линейному закону можно легко получить дст=17,3мм.

Тогда окончательно имеем

Работа, воспринимаемая одним амортизатором:

,

где z=2 - количество пневматиков на стойке.

Определим ход амортизатора по формуле:

,

Так как рассматривается телескопическая стойка, то примем з=0,7 и ц= const=0.9945.

Имеем

м

2.3.3 Определение поперечных размеров амортизатора

Размер площади, где газ воздействует на шток амортизатора, находиться из условия равновесия штока в начальный момент обжатия амортизатора. Тогда ,а жидкость еще не вступила в работу. Уравнение равновесия имеет вид: , где - равнодействующая нагрузки от давления газа; - сила трения в буксах.

Величина силы трения зависит от конструкции стоек и уплотнений, а также от давления газа в амортизаторе. Силу трения в буксах и уплотнениях обычно определяют как некоторую долю сжатия газа Ртр.=O Рг

Зададимся Ро=1.5 Па. Тогда выбрав значение no=0.5, вычислим площадь:

.

Соответственно

,

и приняв допуск на уплотнительные кольца получаем

.

Начальный объем газовой камеры

Начальный объем газовой камеры определим из уравнения политропного процесса:

,

где к - показатель политропы. Экспериментально установлено, что при обжатии амортизатора втекающая с большой скоростью жидкость в воздушную камеру разбрызгивается и капли жидкости забирают часть тепловой энергии сжатого воздуха. В следствии кривая сжатия занимает среднее положение между адиабатой и изотермой. Тогда примем в расчете К=1.2 . Следственно:

.

Вычислим высоту газовой камеры:

2.3.4 Определение предельного хода амортизатора и перегрузки

- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при поглощении работы Аmax.

,

,

.

Вычисления сводим в табицу 1.

Таблица1.

=0.145	b	F1	F2	f
1.4	0.203	0.56	1.288	-2.808	-1.52
1.5	0.214	064	1.857	-2.783	-0.135
1.55	0.224	0.827	2.452	-2.674	-0.222
1.6	0.232	0.854	2.679	-2.661	0.018

Наносим полученные точки в координатной системе и соединяем их плавной кривой. Точка пресечения кривой с осью ОХ дает значение Smax=0,23.

2.3.5 Определение высоты жидкости над верхней буксой

Высота жидкости над верхней буксой выбирается таким образом, чтобы при любых положениях цилиндра не оголялся тормозной клапан, так как при его оголении может разрушиться амортизатор в результате гидравлического удара. Высоту уровня жидкости hж.о. находят из условия равенства объемов жидкости над клапаном в необжатом состоянии и объема жидкости, перетекающей в запоршневое пространство при максимальном ходе:

.

При этом выполняется условие

2.3.6 Определение длины амортизатора в необжатом состоянии

Длина в необжатом состоянии:

Sk- конструктивный ход амортизатора.Sk=0.24.

Длина амортизатора при эксплуатационном обжатии:

.

2.3.7 Определение нагрузок на стойку

Учитывая задаваемые Нормами летной годности значения коэффициента безопасности, для расчетной перегрузки запишем:

,

В дальнейшем будем использовать наибольшее из вычисленных значений Расчетная вертикальная нагрузка на стойку со стороны земли:

;

.

Расчеты сведем в таблицу 2.

Таблица 2.

	1-е колесо	2-е колесо
	0,6	0,4
	53,9	35,93	89,84
	216	144	360

Построение эпюр осевой силы, изгибающего и крутящего моментов.

Расчетную схему представим на Рисунке 22.

Рис.22.

Для нахождения неизвестной силы Р3 запишем уравнение моментов, относительно точки К:

,

.

Для нахождения неизвестной силы Р4 спроецируем все силы на ось ОХ и запишем уравнение равновесия:

, откуда

.

Эпюры осевой силы, и изгибающего и крутящего моментов представим на Рисунке 23.

Рис.23.

2.3.7 Подбор параметров поперечного сечения элементов

В проектировочном расчете для телескопической стойки подбираются параметры : толщины стенок цилиндра и штока, сечение щее через нижнюю буксу, для цилиндра - сечение, содержащее шарнир узла крепления подкоса.

Рmax=8.94МПа,

F=1.5 - коэффициент безопасности,

d=145 - внутренний диаметр цилиндра,

D=125 - внешний диаметр штока.

Выбираем сталь 30ХГСА с ув=1618 МПа.

Произведем расчет для цилиндра.

,

, тогда

.

Принимаем большее стандартное значение д=4мм. Тогда dвнешн.=149мм.

Произведем расчет для штока.

,

, тогда

Принимаем большее стандартное значение д=5мм.

Компоновочную схему передней стойки шасси изобразим на рисунке 24.

Рис. 24.

Заключение

В результате проведенных расчетов была спроектирована передняя стойка шасси военно-транспортного самолета TAR1. При проектировании были учтены особенности эксплуатации данного самолета, а именно возможность посадки на грунтовые неподготовленные аэродромы, вероятность повреждения некоторых элементов конструкции в результате попадания вражеского снаряда при выполнении задания доставки груза в точки боевых действий, отказ одной из стойки.

· Пневматик был подобран по стояночной нагрузке и проверен на динамическую нагрузку при посадке.

· Определены основные поперечные размеры жидкосно-газового амортизатора

· Определен начальный объем газовой камеры

· Рассчитан предельный ход штока при перегрузке.

После проведенной работы можно сделать ввод, что в данной курсовой работе проектирование стойки и ее параметров является приближенным и требуются более подробные расчеты для других расчетных случаев. Не были рассмотрены расчет стойки на устойчивость, циклические нагружения, долговечность. Для более подробного проектирования необходимо учитывать и другие не перечисленные выше факторы, требуемые НЛГС.

2.4 Разработка компоновочной схемы силовой установки самолета

Авиационная силовая установка предназначена для создания силы тяги. Она состоит из двигателя, а также систем и устройств, обеспечивающих его работу.

В компоновочную схему силовой установки входят следующие системы и подсистемы:

· Система крепления двигателя на самолете

· Система всасывания воздуха и выхлопа газов, которая может быть совмещена с реверсами тяги и устройством для шумопоглощения

· Топливная система, включающая в себя, как правило, целый ряд подсистем:

a. Питающую магистраль, обеспечивающую подачу топлива к двигателям

b. Автоматизированную систему, поддерживающую заданную центровку и порядок выработки топлива в полете

c. Систему дренажа и наддува топливных баков

d. Систему слива топлива на земле и аварийного слива топлива в полете

e. Система, обеспечивающая контроль за работой топливной системы

· Масляная система, обеспечивающая нормальную работу двигателей

· Защитные системы силовой установки :

a. Система охлаждения

b. Противообледенительная система

c. Противопожарная система

· Система запуска двигателями автоматизированного контроля за его работой

· Система управления двигателем.

2.4.1 Топливная система

Общие требования к топливной системе

Предъявляемые требования к топливной системе:

Надежное питание двигателей топливом на всех режимах полета.

Пожарная безопасность.

Емкость баков должна обеспечить размещение необходимого количества топлива.

Автоматическая и максимальная выработка топлива из баков в заданной последовательности и сохранение при этом центровки ЛА в допустимом диапазоне.

Слив топлива в полете.

Надежный и удобный контроль работы топливной системы на земле и в полете.

Топливная система должна выполнять свои функциональные назначения, перечисленные выше во всех ожидаемых условиях эксплуатации данного самолета на земле (заправка и обслуживание) и в полете ( сбережение и питание двигателя топливом). Также должна быть обеспечена безопасность полетов, включая надежность, живучесть и пожарную безопасность. Это возможно при резервировании наиболее важных агрегатов и элементов системы, возможность подачи топлива по магистралям перекрестного питания из любых групп баков к любым группам двигателей. Топливные баки не должны располагаться вблизи кабин экипажа, штуцеры аварийного слива топлива, дренажа топливных баков должны располагаться так, чтобы исключить возможность возникновения пожара. Должен быть обеспечен полный слив топлива через легкодоступные и удобные эксплуатационные краны.

Емкость баков должна обеспечивать размещение резервного запаса топлива и размещение топлива для полета с заданной максимальной дальностью и продолжительностью. Количество резервного запаса топлива должно обеспечивать на крейсерском режиме полета работу двигателей в течении 45 минут .

Должна обеспечиваться автоматическая выработка топлива в заданной последовательностью и возможность ручного управления выработкой топлива при отказе автоматики.

Также необходимо удалить воздух с баков при заправке и с пустых баков, так как более пожароопасными являются именно пустые баки с парами горючего. Необходимо многократно очистить топливо от примесей и воды во избежание попадание перечисленных в двигатель.

Так как самолет может быть использован в различных условиях, то необходимо обеспечить защиту агрегатов топливной системы от коррозии и разрушения, обмерзания, влияния микроорганизмов, разрядов статического электричества и перегревов. Для системы важно обеспечить достаточную прочность и вибростойкость всех агрегатов и элементов системы. Также необходимо обеспечить надежный и непрерывный контроль за работой топливной системы на земле и в полете.

Описание и работа.

Топливная система проектируемого самолета предназначена для подачи топлива к двигателям и вспомогательной установке (ВСУ). Cистема состоит из топливных баков-кессонов, системы дренажа, системы слива топлива, органов управления и контроля работы топливной системы.

Применяемые топлива: РТ (ГОСТ 16564-71), Т-1, Т-2, ТС-1 (ГОСТ 10227-62).

Общая емкость баков -11,35 м³.

Баки расположены симметрично нулевой нервюре крыла и представляют собой герметичные отсеки. Дренаж баков осуществляется сообщающимися трубопроводами со всеми баками и с атмосферой.

Заправка баков топливом осуществляется через штуцер централизованной заправки. Штуцер соединен трубопроводами с электроуправляемыми кранами, каждый кран служит для заправки одного бака. При необходимости заправку можно производить через заливные горловины, имеющиеся в каждом баке. Заправка производится в порядке,, обратном выработке, независимо от способа заправки.

Система выработки топлива обеспечивает принудительную подачу топлива к двигателям и ВСУ электрическими подкачивающими насосами на всех режимах полета и на земле. Питание двигателей автономное: к каждому двигателю топливо поступает от соответствующего бака . Магистрали питания двигателей соединены трубопроводом кольцевания. В полете топливо перекачивается из ближних баков в дальние.

Питание ВСУ осуществляется из магистрали питания левого двигателя или от насосов питания ВСУ, установленных в правом дальнем баке. В магистралях питания двигателей и ВСУ установлены перекрывные (противопожарные) краны.

Слив топлива осуществляется из системы выработки с включением подкачивающих и перекачивающих насосов. Краны слива установлены в магистралях выработки баков.

Трубопроводы топливной системы - тонкостенные и соединены между собой подвижными или жесткими соединениями.

Доступ к агрегатам и трубопроводам топливной системы, находящимся в баках-кессонах, осуществляется через люки и съемные панели на верхней поверхности крыла, доступ к агрегатам и трубопроводам, установленным на лонжеронах вне баков, - через люки на нижней поверхности крыла.

Рассмотрим произвольную схему подачи топлива, которая представлена на рис.25.

Рис.25. Магистраль подачи топлива к двигателям.

Выработка топлива из бака 5 при помощи насоса 6 позволяет создать достаточно большое давление на входе в насос двигателя, обеспечивая необходимую высотность. Надтопливное пространство бака сообщается с окружающим воздухом при помощи заборника 1. Данная выработка топлива получила название открытая. Такая выработка является основной на ЛА гражданской авиации. Бак заправляется топливом через штуцер 4. Определение количества топлива в баке и сигнализация об аварийном остатке производятся при помощи топливомера с датчиком 2 и указателями 3.

Для обеспечения надежной подачи топлива к двигателям целесообразно применить многоступенчатую подкачку. Для этого установлен на ЛА один подкачивающий насос 6 и один подкачивающий насос двигателя (ПНД). При этом ПН ЛА создает необходимое давление при входе в ПНД, а последний обеспечивает потребное давление на входе в основной насос двигателя (ОНД) 24.

Преимущество выработки топлива из баков пи помощи ПН ЛА заключается в том, что баки не нагружены и вес их невелик. Можно откачать топливо из бака, расположенного ниже двигателя. Режим работы ПН ЛА можно регулировать, поддерживая необходимое давление. Определенный порядок включения и выключения ПН ЛА обеспечивает программную выработку топлива из баков.

Давление, создаваемое ПН ЛА, должно быть больше минимально допустимого, на которое настроен датчик сигнализатора давления 7. При этом условии на приборной доске летчиков гаснет красная лампа 8.

Обратный клапан 9 обеспечивает необходимое направление движения топлива. Для аналогичной цели работают обратные клапаны при вступлении в действие топливного аккумулятора 10, при открытии крана перекрестного питания 12. Воздух из топливной камеры аккумулятора через дроссель 11 поступает в бак.

Пожарный кран 13 перекрывает подачу топлива. При помощи датчика расходомера 15 определяют расход топлива по указателю 16. Для охлаждения масла в магистраль включен топливно-маслянный радиатор 17, который также подогревает топливо. При этом улучшается распыление топлива и предохраняется от обмерзания фильтр 19. Датчик сигнализатора давления 20 с указателем 21 дает возможность судить о засорении или обмерзании фильтра 19. Датчик манометра 22 подает сигнал на прибор 23, который показывает значение давления перед ОНД. При помощи датчика давления 25 за ОНД и манометра 26 определяют величину давления перед коллектором форсунок 27.

Повышение надежности питания двигателей.

Перекрестное питание

Перекрестное питание двигателей топливом (кольцевание) целесообразно применять на ЛА с несколькими баками и с двумя двигателями. Заборные магистрали соединены после ПН ЛА магистралью перекрестного питания.

В случае выхода из строя одного из двигателей при открытом кране перекрестного питания топливо будет подаваться к работающему двигателю не только от своей заборной магистрали, но и заборной магистрали неработающего двигателя.

Дублирование ПН ЛА

Выражается в установке двух параллельно работающих насосов, каждый из которых обладает производительностью, достаточной для самостоятельного питания двигателей топливом. При совместной работе каждый ПН ЛА обеспечивает примерно половину расхода топлива двигателями.

Найдем максимальный объём топлива, который могут вместить в себя консоли крыла самолёта по формуле:

,

где =0.13 -средняя удельная толщина профиля крыла;

- площадь крыла;

- удлинение крыла.

Тогда получим

.

Тогда максимальное количество топлива, которое могут в себя вместить консоли крыла

,

где - плотность топлива.

Количество топлива, которое можно разместить в баке, больше чем предполагалось в нулевом проектирование. Из этого следует, что топливо помещается в крыльях, но при увеличения дальности самолета, для дополнительного объема топлива можно использовать центроплан.

Расчет топливной системы на высотность

Топливная система рассчитывается на высотность для случаев, когда необходимо проверить работу магистралей подачи топлива к двигателям в наиболее неблагоприятных условиях полёта. К таким случаям относятся

· Основной расчетный случай соответствует полету с максимальной скоростью на

· высоте, обычно ниже потолка на 2-3 км. Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полета максимальна, положение самолета и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчет системы производится для упругости паров Pt4/1, соответствующей максимальной расчетной исходной температуре топлива (не ниже40°С).

· Полет на потолке (проверочный расчет). Принимается, что двигатели на максимальном режиме, а инерционные потери Pj равны нулю.

· Полет на режиме, соответствующему максимальному расходу топлива. Двигатели работают на максимальном или форсированном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной. В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.

Для проектировочного расчета топливной системы на высотность с известной высотой полета используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос (Рвх) на двигателе1.Основной расчётный случай, соответствующий полёту с максимальной скоростью на высоте, ниже потолка на 2-3 км.

Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полёта максимальна, положение самолёта и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчёт системы производится для упругости паров , соответствующей максимальной расчётной температуре топлива (не ниже +40С).

Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению плотности топлива, увеличению упругости паров, возрастанию скоростного течения топлива в трубопроводах (что приводит к росту гидравлических сопротивлений).

2.Полёт на потолке (проверочный расчёт). Принимается, что двигатели работают на максимальных режимах, а инерционные потери равны нулю.

3.Полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива.

Двигатели работают на максимальном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной (-50 С). В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.

Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в подкачивающий насос () на двигателе

,

где - давление на расчётной высоте

- давление, создаваемое в баке за счёт скоростного напора на заданной высоте или за счёт системы наддува баков газом

- давление (избыточное), создаваемое подкачивающим насосом бака

,- удельный вес и скорость движения топлива в трубопроводах, соответственно

, - минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчёта

g- ускорение свободно падающего тела

- давление насыщенных паров для заданного топлива

- кавитационный запас давления, необходимый для бескавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя.

Суммарные потери на гидравлическое сопротивление складываются из сопротивления от трения и местных гидравлических сопротивлений

.

Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле

,

где - коэффициент сопротивления трения l - длина трубопровода

, - соответственно удельный вес и скорость движения топлива.

Коэффициент сопротивления трения изменяется в зависимости от режима движения топлива, определяемого числом Рейнольдса

,

где - скорость движения топлива,

- коэффициент кинематической вязкости.

Для ламинарного режима движения топлива, когда , коэффициент сопротивления трения .

Для турбулентного режима движения, когда , коэффициент сопротивления трения .

Местные сопротивления возникают при изменении сечения (скорости) или направления потока, что сопровождается вихреобразованием, изменением поля скоростей по сечению потока и приводит к потерям давления .

,

где - скорость топлива (обычно за местом потерь)

-коэффициент местного сопротивления, определяющийся экспериментально.

Инерционные потери давления вызываются силами инерции в топливной магистрали, возникающими при движении самолёта с ускорением, и определяются по формуле

,

где - коэффициент перегрузки в направлении соответствующей оси, который определяется исходя из аэродинамического расчёта самолёта

- суммарные проекции на ось i всей длины магистрали.

Для магистрали подачи топлива

,

где , , -суммарные проекции на оси x, y, z всей длины магистрали.

Инерционные потери могут быть как положительными, так и отрицательными. В направлении осей x и z перегрузки обычно невелики, но зато длины трубопроводов могут быть большими, в направлении же оси y существенной оказывается перегрузка.

Применительно к подкачивающему насосу, установленному непосредственно на баке, по давлению на входе () должно выполняться условие

,

где - потребный кавитационный запас подкачивающего насоса бака.

2.4.2 Расчет дренажной системы

В дренажную систему входят:

- воздухозаборники;

предохранительные клапаны;

вакуумные клапаны;

трубопроводы и их соединения;

поплавковые клапаны.

Расчётными случаями для определения диаметра дренажного трубопровода являются экстренное снижение или пикирование самолёта, выработка (слив) топлива из баков и закрытая заправка топливом. Температура топлива при расчётах принимается, равной "минус" 60С.

При расчёте экстренного снижения или пикирования диаметр дренажного трубопровода может быть определён из уравнений



,

где - объём бака

, - удельный вес воздуха на высоте Н₁ и Н₂ соответственно (причём )

и - скорость пикирования и скорость течения воздуха в дренажном трубопроводе

l_др и d_др - длина и диаметр дренажного трубопровода

при ,

где - угол скоса дренажного трубопровода

и - коэффициент сопротивления трения и коэффициент местного сопротивления при движении воздуха в дренажном трубопроводе.

Получаем выражение:

При выработке топлива из бака необходимо, чтобы он заполнялся воздухом. Для самолетов с большими высотами полета необходимо применять комбинированную систему дренажа. При этом баки сообщаются с атмосферой через наружные патрубки дренажных трубопроводов, установленных против потока. Кроме этого комбинированная система дренажа позволяет производить забор воздуха от компрессора двигателя.

Для обеспечения дренажа полностью заправленного топливного бака и предотвращения выброса топлива дренажный трубопровод подключается к баку в верхней точке.

Для предотвращения выброса топлива через дренажный трубопровод при эволюциях ЛА применены петлеобразные участки трубопровода. Для ограничения величины скоростного напора в системе дренажа установлены предохранительные клапаны.

2.4.3 Расчет системы аварийного слива и заправки топлива

Аварийный слив топлива в полете производится перед вынужденной посадкой, когда по условиям прочности конструкции самолёт имеет ограничения в посадочном весе, когда наличие топлива на борту нежелательно из соображений противопожарной безопасности (при посадке с отказавшим шасси, двигателем и др.) и когда посадка производится на аэродром с недостаточно длинной полосой. На данном самолете топливо сливают через сливные отверстия на концах крыла. Система имеет расходные топливомеры, измеряющие количество слитого топлива.

Важным параметром системы аварийного слива топлива является время слива. Время аварийного слива топлива регламентировано НЛГ самолетов или рассчитывается по формуле:

,

где - площадь сечения бака горизонтальной плоскостью;

- площадь отверстия слива топлива;

и - начальный и конечный уровни в баке по отношению к нижней кромке сливного патрубка;

- сумма гидравлических потерь в сливном трубопроводе.

В случае, когда осуществляется наддув баков с давлением , величины и принимаются равными

и соответственно.

Сумма гидравлических потерь определяется по аналогии с расчетом гидравлических потерь при расчете топливной системы на высотность.

Принципиальная схема системы аварийного слива показана на Рис.26

Рис.26.

Топливо на земле сливают для выполнения ремонтных работ через баковые и магистральные краны. Слив топлива в полете предусмотрен на некоторых типах ЛА, когда их посадочный вес больше допустимого. Он может быть использован в аварийных случаях для изменения центровки.

Слив топлива может производиться самотеком, поддавливанием и при помощи насосов. Применение того или иного способа зависит от компоновки ЛА, размещения баков и двигателей. Топливо в баках, расположенных вдали от двигателей, сливается самотеком или поддавливанием.

Сливная магистраль должна обеспечивать безопасный слив топлива как на земле, так и в воздухе. Необходимо, чтобы слив топлива происходил с концов консолей крыла. При этом топливо не будет попадать на двигатели. Целесообразно проводить слив топлива с помощью насосов.

Из бака 1 топливо перекачивается в конец крыла с помощью насоса 2. При сливе открывается кран 4 сливной магистрали и закрывается перекрывной кран 3 заборной магистрали.

Схема заправки топливом

Для данного самолета применена централизованная система заправки. При централизованной заправке топливо от заправочного штуцера, расположенного в левой нише стойки шасси, поступает в топливный бак №1. От этого бака топливо перекачивается в остальные баки, с помощью струйных насосов. Система централизованной заправки имеет световую и звуковую сигнализацию об опасном повышении давления в баках.

Так как самолет должен эксплуатироваться в самых различных условиях, то для данного военно-транспортного самолета целесообразно применить закрытую заправку. При закрытой заправке топливо от заправочного устройства подается к заправочным штуцерам баков, расположенных на нижних поверхностях консолей крыла.

Заправка осуществляется по следующей схеме (рис.27):

Рис.27. Магистраль закрытой заправки топливом.

Через заправочный штуцер 1 топливо поступает в заправочную магистраль. При помощи выключателей достигается открытие кранов заправки 2. После заполнения баков 3 индуктивные датчики уровня 5 выдают команды на автоматическое закрытие кранов заправки. В случае отказа крана имеются предохранительные поплавковые клапаны уровня 4. Для откачки топлива из шланга предусмотрен дренажный клапан 6.

Расчеты на высотность, дренаж и аварийный слив были проведены при помощи ЭВМ и программы, специально разработанной для расчета топливной системы. В результате были получены диаметры трубопроводов, высоты, на которых еще можно эффективно и безопасно использовать топливную систему. На чертеже самолета изображены функциональные схемы систем самолета: дренажной, топливной, масляной, системы нейтрального газа, противопожарной и топливной. Отдельно на чертеж вынесены ниппельное и гибкое дюритовое соединение. Приведем схему обратного клапана (рис. 28):

1 - штуцер 2-клапан

- уплотнительное кольцо

- пружина

- корпус

Рис. 28- Схема обратного клапана

Обратный клапан состоит из штуцера, ввернутого в корпус. В штуцере находится клапан, удерживаемый пружиной. Во время заправки самолета топливом клапан закрыт. Давление внутри корпуса равно давлению заправки, которое совместно с пружиной удерживает клапан в закрытом положении. После окончания заправки топливо отсасывается из трубопровода заправки, и в полости корпуса корпуса создается разряжение. Так как давление воздуха в штуцере равно атмосферному, , клапан открывается, преодолевая давление пружины. Воздух поступает в корпус 5, а из корпуса - в трубопровод заправки. Открытие клапана происходит при давлении 0,05...0,1 кгс/см² (0,005.„0,01 МПа).

2.4.4 Требования к маслосистеме

Масляная система должна обеспечить надежную подачу масла в двигатель и его откачку с допустимыми давлениями и температурами в ожидаемых условиях эксплуатации данного самолета.

Каждый двигатель силовой установки должен иметь самостоятельную масляную систему с отдельным баком.

Необходимое количество масла в системе должно выбираться из расчета обеспечения полета максимальной продолжительности при максимально возможном расходе масла двигателем.

Система должна исключать переполнение двигателя маслом.

Система и ее агрегаты должны исключать образование воздушных пробок.

Должна обеспечиваться надежная очистка масла от механических примесей и максимальный отвод от него газов. Масла применяемых сортов не должны образовывать в баках, радиаторах и других элементах системы осадков, способных нарушать нормальную работу системы.

В системе должны применяться уплотнительные материалы, работоспособные при максимально возможных температурах.

Должны обеспечиваться хороший подход к отдельным агрегатам и узлам. Вся система в целом должна обладать эксплуатационной технологичностью.

Масляная система должна быть достаточно прочной, вибростойкой, герметичной и безопасной в пожарном отношении.

Описание и работа

Система предназначена для заправки и дозаправки маслом баков четырех двигателей через бортовой штуцер, а также для контроля количества масла в баках наземным Персоналом при техническом обслуживании самолета.

Электропитание системы постоянным током напряжением 27 В обеспечивается от аварийной шины.

В систему входят бортовой заправочный штуцер, щиток управления, отсечные электромагнитные клапаны, обратные клапаны, дренажные трубки, маслобаки двигателей со штуцером централизованной заправки, предохранительными клапанами и датчиками масломеров, вспомогательные подводящие трубопроводы.

Бортовой заправочный штуцер имеет обратный клапан, который препятствует вытеканию масла из штуцера, а при установке заправочного пистолета отжимается, открывая проход маслу в подводящие трубопроводы. Заглушка защищает штуцер от грязи и повреждений, а также препятствует подтеканию масла при негерметичности обратного.

На ЛА с ТРДД преимущественно применяется одноконтурная масляная система. Одноконтурная масляная система выполняется по следующей схеме циркуляции масла: бак - двигатель - радиатор - бак (рис.29).

Рис.29. Схема одноконтурной масляной системы.

Центробежный воздухоотделитель установлен перед радиатором. Это вызвано тем, что в горячем масле облегчается процесс воздухоотделения. Кроме того, центрифуга создает напор, достаточный для преодоления гидравлических сопротивлений радиатора и других агрегатов, установленных на откачивающей магистрали.

Гидравлический расчет маслосистемы

При проектировании маслосистемы расчетом проверяется ее высотность, т.е. высота, до которой нагнетающий насос обеспечивает потребную прокачку масла через двигатель.

Путем расчета определяются необходимые диаметры трубопроводов линии всасывания нагнетающего насоса и оцениваются параметры элементов системы, повышающие его высотность: подкачивающего насоса, клапана на баке, поддерживающего избыточное давление и т.д.

Откачивающую линию обычно не рассчитывают, принимая диаметры трубопроводов откачки, d _отк "(0,8К l,0)-d_BC

Расчетные условия для оценки высотности системы соответствуют максимально допустимой температуре масла, номинальному числу оборотов двигателя и двум высотам полета: границе высотности двигателя и практическому потолку.

Основной задачей расчета маслосистемы является определение давления масла на входе в нагнетающий насос, на допускающего уменьшения его до значений, при которых начинается резкое падение прокачки масла через двигатель.

Потребное давление масла на входе для обеспечения нормальной работы нагнетающего насоса определяется следующим уравнением:

Р_вх =Р_Н+АР_б ±у_м-hiAPj-XP_r >P_BXmin,

где Р_н - атмосферное давление на расчетной высоте; АР₈ - избыточное давление в баке; Ум ~ удельный вес масла; h - превышение максимального уровня масла в баке над нагнетающим насосом; APj - инерционные потери напора; ]Г Р_г - гидравлические сопротивления при движении масла по магистрали; Рвхтш - минимально допустимое давление масла на входе в насос.

Избыточное давление в баке ДР^, возникающее за счет выделения из масляной эмульсии воздуха, зависит от гидравлического сопротивления системы дренажа бака, т.е.

где A,, dдр, 1 др - соответственно коэффициенты сопротивления трения, длина и диаметр трубопровода дренажной системы; ?мдр - коэффициент местных потерь дренажной системы; р - плотность воздуха; Удр - скорость движения воздуха.

Избыточное давление в баке можно поддерживать и за счет установки перед дренажным трубопроводом (на выходе из бака) клапана постоянного перепада давления. Обычно

АР₈ = (IK 2,5) * 10⁴ Па. Принимаем АР₈ = 2 * 10⁴ Па.

Потери напора на преодоление гидравлических сопротивлений рассчитывают по формуле

Потери напора на преодоление гидравлических сопротивлений ? Р_г в основном являются потерями на трение, поскольку, с одной стороны, поток в трубопроводах ламинарный и соответственно коэффициент сопротивления трения представляет собой большую величину.

Скорость движения масла во всасывающих магистралях достигает 1м/с. Коэффициент К учитывает увеличение сопротивления трения из-за охлаждения стенок трубопровода и соответственно более вязкого слоя возле них. Для обогреваемых трубопроводов и для гибких рукавов K=t,1; для металлических трубопроводов, проходящих через необогреваемые стенки самолета, К= 1,3.

Для криволинейных трубопроводов с большим радиусом кривизны дополнительные местные сопротивления можно не учитывать. Для других местных сопротивлений можно принять:

Выход из бака в трубопровод ?_м = 0,5; соединение дюритовое ?м = 0,2К-0,3; угольник ^_м = 1,2К 1,3; тройник ^_м = 1,5К 2,5; обратный клапан ?_м = 1,7К 2,0.

Высота h определяется для минимального количества масла в баке и для наименее выгодного положения самолета, т.е. для набора высоты при расположении бака за двигателем и для пикирования при расположении бака перед двигателем.

Инерционные потери напора APj определяются по формуле

Apj = nj -y_M v^lj,

где n j - коэффициент перегрузки, действующей в направлении соответствующих осей,

?li - суммарные проекции на соответствующие оси всей длины магистрали.

Из инерционных перегрузок для маслосистемы опасны ввод самолета в пикирование и разгон. В первом случае действуют отрицательные перегрузки п_у = 1,6К 0,4, а на режиме разгона п_у = 0,8К 1,2.

Минимально допустимое давление на входе определяется по кавитационным характеристикам насоса.

Определим потребную прокачку масла через двигатель из условия отвода необходимого количества тепла, откладывают ее значение по оси ординат (точка а), а потом проводят горизонталь. Значение Рвхтш * соответствующее принятому процентному .содержанию воздуха, получают на оси абсцисс. Примерные значения Рвхшт Д^ля насосов ТРД при нулевом содержании воздуха составляют 60-80 мм.рт.ст. Подставив имеющиеся величины в общее уравнение, * определяем Р_н, а затем по таблице стандартной атмосферы находят высотность системы.

2.4.5 Проектирование противопожарной системы

Для обеспечения противопожарной безопасности на самолете имеются специальные средства противопожарной защиты (ППЗ).

Противопожарная система силовой установки предназначена для сигнализации о возникновении пожара, обнаружения и ликвидации очагов пожара в наиболее пожароопасных отсеках крыла, его своевременной локализации и гашения.

При аварийной посадке самолета с убранными шасси предусмотрена разрядка обоих огнетушителей в отсеки двигателей от концевого выключателя, установленного в нижней части фюзеляжа.

Система состоит из баллонов с огнегасящей смесью, крана, перепускных клапанов, коллектора форсунок.

В двигателе коллектора расположены в зоне компрессора и в зоне форсунок, где осуществляются вспрыски топливной смеси. Такое расположение позволяет быстро и эффективно локализовать пожар в гондоле двигателя.

Подача противопожарной огнегасящей смеси осуществляется при помощи разблокирования электромагнитных клапанов, которые непосредственно связаны с системой сигнализации о возникновении пожара.

Кроме того, для уменьшения опасности возникновения пожара и его локализации на самолете конструкцией необходимо предусмотреть:

Противопожарные перегородки, препятствующие распространению пожара и защищающие наиболее ответственные элементы конструкции самолета от разрушения при пожаре;

Компоновка агрегатов, систем и оборудования, снижающая возможность возникновения пожара;

Применение огнестойких, негорючих и трудновоспламеняемых материалов;

Дренажирование мест возможного скопления горючих жидкостей и т.п.

В качестве специальных средств противопожарной защиты на самолете предусмотрено противопожарное оборудование, состоящее из стационарной противопожарной системы, системы сигнализации о перегреве двигателей, переносных ручных огнетушителей, системы нейтрального газа (НГ).

В пожароопасных отсеках установлена аппаратура системы сигнализации перегрева и пожара, по одному комплекту в каждом отсеке. Она состоит из сигнализаторов перегрева и пожара и блоков усиления и обработки сигналов (БУОС). Сигналы о пожаре и перегреве, выдаваемые БУОС в виде электрического сигнала, поступают в коробку реле для автоматического включения огнетушителя централизованной системы пожаротушения Для предупреждения возникновения пожара в таких отсеках не применяются детали из горючих материалов и оборудования, не удовлетворяющее требованиям по взрывобезопасности. Для локализации пожара в пожароопасных отсеках установлены пожарные перегородки и экраны из огнестойких материалов.

Система НГ служит для подачи нейтрального газа в топливные емкости для защиты топливных баков от взрыва.

Управление противопожарной системой и системой нейтрального газа - электрическое и производится из кабины экипажа. Контроль работы системы осуществляются с пульта управления и индикации, установленного в кабине пилота. На пульте, на мнемосхеме установлены табло места перегрева, лампы-кнопки места пожара, одновременно служащие для включения огнетушителей первой очереди, и кнопка включения второй очереди. Предполетный контроль исправности системы производится со щитка наземного контроля.