Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»



бет10/170
Дата12.06.2016
өлшемі14.24 Mb.
#129636
түріКнига
1   ...   6   7   8   9   10   11   12   13   ...   170
    Бұл бет үшін навигация:
  • А. у.
А. у. авиационных конструкций возникла в середине 50 х гг. XX в. в связи с применением на самолётах турбореактивных двигателей и, как следствие, ростом акустических нагрузок и повышением требований к надёжности и долговечности авиационных конструкций. Основные направления исследований проблемы А. у. связаны с изучением условий акустического нагружения, динамических характеристик, напряжённо-деформированного состояния тонкостенных конструкций при акустическом нагружении и с определением характеристик усталостной долговечности. Факторы, влияющие на А. у., приблизительно те же, что и при повторно-статических нагрузках, однако имеются некоторые особенности, связанные с образованием и развитием усталостных повреждений от акустических нагрузок. В акустическом поле тонкостенные конструкции откликаются на широкополосное (случайное) возбуждение колебаниями высокой частоты (20—2000 Гц), соответствующими собственным. формам колебаний обшивки и её элементов. При этом в конструкции возникает сложное напряжённое состояние, результатом которого могут явиться различные усталостные повреждения (рис. 1). Усталостные повреждения имеют многоочаговый характер; развиваются от обеих поверхностей обшивки вглубь и в стороны, смыкаются между собой, образуя видимые трещины.

При расположении двигателей на пилонах крыла летательного аппарата наиболее нагруженными зонами планёра оказываются нижняя поверхность крыла, элероны (элевоны), закрылки, поверхности фюзеляжа, находящиеся за выхлопными соплами двигателей, хвостовое оперение. При расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа нагружается главным образом хвостовое оперение и часть поверхности фюзеляжа. Зоны максимального нагружения в полёте локализуются в следе срывных вихрей, зарождающихся на передней кромке крыла, на входе воздухозаборника, на отклоняемых в потоке управляющих поверхностях (закрылках, элевонах, элеронах, рулях), на подвесных элементах.

Для предотвращения повреждения конструкций в результате А. у. необходимо проведение ряда работ при создании летательного аппарата. На стадии проектирования летательного аппарата производятся расчётные оценки уровней акустических нагрузок и напряжений в элементах, прогнозируется долговечность и надёжность конструкции. Эти оценки подтверждаются экспериментально по данным испытаний образцов материалов, соединений, конструктивных элементов, панелей обшивки и целых натурных секций летательных аппаратов. Основные задачи, которые решаются на испытаниях: проверка правильности выбора материала и конструкции с точки зрения сопротивляемости А. у.; исследование влияния различных конструктивно-технологических факторов, условий нагружения и воздействия окружающей среды на характеристики А. у.; определение долговечности конструкции.

Испытания образцов материала, конструктивных элементов и соединений, являющиеся начальной стадией исследований, производятся на высокочастотных вибрационных машинах,

позволяющих воспроизводить гармонические и случайные нагрузки. По результатам испытаний строят кривые усталости, выражающие зависимость среднего числа N циклов колебаний образца (наработки) до его разрушения от амплитуды ({{σ}}а) или среднеквадратичные значения напряжения ({{σ}}ср кв) в нём (рис. 2). Сопротивляемость А. у. оценивается значением напряжения на так называемой условной базе испытаний (например, 1*108 циклов), показателем степени (m) аппроксимирующей кривой, проведённой через средние значения чисел N на различных уровнях напряжения, и рассеянием долговечности. При одинаковых значениях {{σ}}ср кв случайное нагружен не является более повреждающим, чем гармоническое ({{σ}}ср кв сл < {{σ}}ср кв гарм). Результаты исследований А. у. на образцах уточняются по данным испытаний панелей, агрегатов и натурных секций летательных аппаратов, в ходе которых проверяется соответствие выбранных параметров конструкций летательного аппарата условиям нагружения, выявляются слабые места конструкции и несовершенство технологии.

На основе испытаний натурных отсеков и агрегатов в совокупности с данными других видов испытаний даётся окончательная оценка ресурса летательного аппарата по условиям А. у. Испытания проводятся при широкополосном спектре возбуждений, что наиболее соответствует условиям реального полёта. Для воспроизведения действия на объект испытания акустического. поля реактивной струи используются различные установки, в том числе реверберационные камеры, и установки бегущей волны (рис 3). В ряде случаев для испытаний на А. у. используются стенды с натурными двигательными установками.

Соответствие условий нагружения конструкции в акустических камерах эксплуатационным условиям достигается путём сравнения спектров звукового давления и напряжений в элементах объекта со значениями соответствующих характеристик, полученных при расчёте или экспериментально. Программы ресурсных испытаний на А. у. строятся исходя из продолжительности наземных и полётных режимов и влияния их на повреждаемость исследуемого участка конструкции.

Лит.: Скучик Е., Основы акустики, пер. с англ., т. 1—2, М„ 1976; Иофе В. К., Корольков В. Г., Сапожков М. А., Справочник по акустике, под ред. М. А. Сапожкова, М., 1979; Авиационная акустика, под ред. А. Г. Мунина, ч. 1—2, М., 1986.

А. И. Панкратов.

Рис. 1. Характеристики колебаний и напряжённо-деформированного состояния для панелей обшивки летательного аппарата: а — форма колебаний панели на одной из основных резонансных частот (f = 260 Гц), соответствующая изменению напряжений в стрингерах; б — эпюра напряжения в ребре стрингера; в — спектр резонансных колебаний панели; {{σ}} — относительный уровень напряжения в стрингере; 1 — отсек конструкции; 2 — нервюры; 3 — стрингеры; 4 — ребро стрингера; 5 — обшивка.

Рис. 2. Кривые усталости, построенные по результатам испытаний образцов материала обшивки: 1 — кривая усталости, соответствующая гармонической нагрузке; 2 — то же для случайной нагрузки; m{{~}}5.

Рис. 3. Акустическая установка бегущей волны: 1 — ёмкость для сжатого воздуха; 2 — генератор звука; 3 — рупор; 4 — рабочая часть; 5 — объект испытаний (панель); 6 — микрофоны; 7 — звукопоглощающие клинья; 8 — информационно-измерительная система; 9 — ЭВМ; 10 — система генерации случайного сигнала.



Ал — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством А. М. Люльки (см. ст. Машиностроительный завод «Сатурн», Научно-производственное объединение «Сатурн» имени А. М. Люльки). Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице.

Основанию опытного конструкторского бюро Люльки предшествовали поисковые работы по реактивным двигателям, начатые им с группой инженеров в 1937 в Харьковском авиационном институте и продолженные в Ленинграде на Кировском заводе и в Центральном котлотурбинном институте. В начале Великой Отечественной войны работы были прерваны и возобновлены в 1943 в ЦИАМ, а затем в 1944 в специальном отделе по турбореактивным двигателям НИИ Наркомата авиационной промышленности (руководитель отдела — Люлька). В 1945 по чертежам отдела на опытном заводе изготавливается стендовый турбореактивный двигатель С-18, который в этом же году успешно проходит стендовые испытания. Отделу (а затем опытному конструкторскому бюро) поручается создание летного варианта турбореактивного двигателя. В феврале 1947 первый отечественный турбореактивный двигатель ТР-1 (рис. 1) прошёл государственные испытания. Двигатель выполнен по прямоточной схеме с осевым одновальным компрессором. Схема стала традиционной для последующих двигателей, разрабатываемых в опытном конструкторском бюро. ТР-1 имел восьмиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину. Устанавливался на экспериментальных самолётах Су-11 и Ял-22.

В 1947—1948 спроектирован и изготовлен более совершенный турбореактивный двигатель ТР-2 тягой 24,5 кН, который прошёл стендовые испытания. В 1948—1950 создаётся АЛ-3 тягой 44,1 кН. В 1950 двигатель успешно выдержал государственные испытания, устанавливался на опытных самолётах. В этом же году создан АЛ-5 (рис. 2) — последний из серии двигателей первого поколения, разработанных в опытном конструкторском бюро. Двигатель имел осевой семиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания с 24 вихревыми горелками, одноступенчатую турбину и жёсткое коническое сопло. В начале 1952 АЛ-5 прошел лётные испытания на самолёте Ил-46. Он устанавливался также на некоторых опытных истребителях, например на Ла-190. Однако создание серийных сверхзвуковых самолётов ставило задачу разработки более мощных и совершенных турбореактивных двигателей.

В марте 1953 было завершено изготовление двигателя второго поколения Ал-7 тягой 67 кН, состоящего из девяти ступенчатого одновального осевого компрессора, кольцевой камеры сгорания с 18 вихревыми горелками, двухступенчатой турбины, конического нерегулируемого сопла. Масляная система закрытого типа, масло охлаждалось топливом. Система запуска автономная. Раскрутка двигателя осуществлялась турбостартером. Розжиг основного топлива в камере сгорания — с помощью двух пусковых блоков, снабжённых центробежными форсунками и искровыми свечами. На двигателе установлен всережимный гидромеханический регулятор топлива. Противообледенительная система основана на подогреве горячим воздухом (отобранным за седьмой ступенью компрессора) деталей двигателя и самолёта, подверженных обледенению при эксплуатации.

Одной из главных проблем при проектировании и изготовлении АЛ-7 было создание высоконапорного компрессора. В начале 50 х гг. совместно с ЦИАМ проведены предварительные работы по изготовлению и отработке экспериментального восьмиступенчатого компрессора ТР-11 со степенью повышения давления {{π}}*к = 7. В 1952 в ЦИАМ и ЦАГИ получены экспериментальные характеристики нескольких типов сверхзвуковых ступеней компрессора. Было принято решение установить перед ТР-11 (для увеличения расхода воздуха через него и напора) сверхзвуковую ступень и в итоге получить в одновальном девятиступенчатом компрессоре {{π}}*к = 10, на которую рассчитывался новый двигатель. Подобных компрессоров а то время в мировой практике не было, сверхзвуковые ступени были мало изучены, отсутствовал опыт применения их в многоступенчатых компрессорах, не было данных по согласованию характеристик сверхзвуковой ступени с дозвуковой частью компрессора. Потребовалась длительная доводка компрессора, чтобы получить требуемые характеристики и обеспечить его устойчивую работу на всех эксплуатационных режимах. При проектировании и изготовлении теплонапряжённой камеры сгорания и газовой турбины, работающей при высоких температурах с большими теплоперепадами в одной ступени,

решались вопросы стабилизации процесса горения в камере, достижения оптимального поля температур газа перед турбиной, охлаждения конструкции и др. Разработан ряд новых конструктивных решений турбины; спицевая конструкция статора, соединение вала с диском с помощью радиальных штифтов, термическая. развязка в статоре, конструкция уплотнений, работающих при высоких температурах, осевая разгрузка и др.

В августе 1955 АЛ-7 прошёл государственные 100-часовые испытания. Дальнейшие работы по АЛ-7 велись в направлении совершенствования его узлов и повышения энергонапряжённости путём сжигания дополнительного топлива за турбиной, в форсажной камере. Двигатель получил обозначение АЛ-7Ф-1 (рис. 3) и в 1959 был запущен в серийное производство. На нём установлена прямоточная форсажная камера с разделением потока газа на две части — малого и большого контура, с кольцевыми стабилизаторами пламени и противовибрационным экраном. Сопло регулируемое, двухпозиционное, снабжено 24 створками. Для подачи топлива в форсажную камеру и регулирования форсажного режима установлен специальный агрегат. В 1960 проведены государственные 100-часовые испытания двигателя. В 1961 на базе АЛ-7Ф-1 создан и запущен в серийное производство двигатель АЛ-7ПБ, предназначенный для пассажирских и транспортных самолётов. На двигателе вместо форсажной камеры установлено жёсткое нерегулируемое реактивное сопло, сняты агрегаты, обслуживающие форсажный контур.

В конце 50 х гг. АЛ-7Ф-1 модернизируется с целью улучшения основных данных и повышения надёжности работы. В модификации двигателя, получившей обозначение АЛ-7Ф-2, увеличена тяга и снижен удельный расход топлива главным образом за счёт усовершенствования второй ступени турбины и увеличения диаметра форсажной камеры. В компрессоре АЛ-7Ф-2 установлены восьмая и девятая ступени повышения напорности, рабочие колёса первой и второй ступеней изготовлены из титана. В масляной системе вместо коловратных насосов применены центробежно-шестерённые. Усовершенствована система регулирования: введены ограничители максимальной температуры газа перед турбиной и максимальной приведённой частоты вращения ротора. В 1960 АЛ-7Ф-2 запущен в серийное производство. В конце 1963 он прошёл государственные испытания на самолёте Су-11. В 1962 форсажную тягу увеличивают до 110 кН. Двигатель с такой тягой имел обозначение АЛ-7Ф-4. Двигатели семейства АЛ-7 длительное время эксплуатировались на самолётах различного назначения.



В 1965 началась разработка проекта турбореактивных двигателей третьего поколения. Реализация предъявленных требований была на пределе возможностей одноконтурных одновальных турбореактивных двигателей, однако было принято решение схему двигателя не менять. В конце 1966 изготовлены первые экземпляры АЛ-21Ф (устанавливался на опытном самолёте). В 1969 АЛ-21Ф форсируется по тяге на 25—30%. Форсирование достигалось увеличением расхода воздуха, повышением давления и температуры газа перед турбиной. Для этого во все узлы были введены изменения. В марте 1970 изготовлен 1 й экземпляр модифицированного АЛ-21Ф — двигатель АЛ-21Ф-3 (рис. 4), состоящий из осевого 14-ступенчатого компрессора, осевой одновальной активно-реактивной трёхступенчатой турбины, форсажной камеры, систем регулирования, питания топливом и маслом, электрооборудования, противообледенения и др. В компрессоре получена {{π}}*к = 15, что в одновальной схеме достигнуто применением развитой механизации. 10 направляющих аппаратов, включая входной, имеют поворотные лопатки, управляемые регулятором в зависимости от приведённой частоты вращения ротора компрессора. Ротор компрессора барабанно-дисковый. На торцах барабанных участков дисков выполнены шлицы, по которым диски соединяются друг с другом. Пакет дисков стягивается при помощи трёх телескопических труб. Ротор компрессора со шлицевыми соединениями дисков, обладающих при сравнительно малой массе большой жёсткостью, является конструктивной особенностью всех двигателей АЛ. Надроторная часть статора компрессора покрыта «мягкой» специальной смесью, которая защищает торцы рабочих лопаток от износа, поддерживает минимальные радиальные зазоры. Камера сгорания трубчато-кольцевая, с 12 жаровыми трубами, имеющими центробежные форсунки. Рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки первой и второй ступеней турбины охлаждаются воздухом, отбираемым за компрессором. На крейсерских режимах с целью повышения экономичности двигателя охлаждающий воздух в турбину не подаётся. Над рабочими лопатками всех трёх ступеней турбины и по лабиринтам дисков применено сотовое уплотнение для поддержания минимальных зазоров. Форсажная камера состоит из фронтового устройства, форсажной трубы и всережимного сверхзвукового сопла. Фронтовое устройство имеет три кольцевых стабилизатора и шесть топливных коллекторов с центробежными и струйными форсунками. Стенки форсажной трубы, в которой происходит горение форсажного топлива, охлаждаются с внешней стороны набегающим потоком воздуха, с внутренней — потоком пристеночного газа за турбиной. Для организации внутреннего охлаждения вдоль всего корпуса трубы установлен перфорированный экран. Реактивное сопло состоит из дозвукового сужающегося и сверхзвукового расширяющегося венцов, охлаждается потоком газов, выходящих из щели в заднем экране форсажной трубы. Детали, работающие при высоких температурах, изготовлены из жаропрочных сплавов. Детали компрессора, за исключением заднего корпуса и диска последней ступени, выполнены из титана, что существенно снизило массу конструкции.

Особенностью АЛ-21Ф-3 являются высокие удельные параметры в широком диапазоне эксплуатационных режимов работы. Они достигнуты повышением эффективности основных узлов, применением теплопрочного титана и жаропрочных стальных сплавов, использованием прогрессивных технологических. процессов изготовления. По сравнению с лучшим двигателем второго поколения АЛ-21Ф-3 имеет удельную тягу выше на 23%, удельный расход топлива и удельную массу ниже на 17 и 30% соответственно.

Для истребителя Су-27 в опытном конструкторском бюро создан ТРДДФ АЛ-31Ф [тяга 123 кН, масса 1530 кг, максимальный диаметр 1,24 м, длина 4,95 м, степень двухконтурности 0,571, удельный расход топлива на экономичном режиме 0,069 кг (Н-ч)].

С. П. Кувшинников.

Рис. 1. Первый отечественный турбореактивный двигатель ТР-1.

Рис. 2. Турбореактивный двигатель АЛ-5.

Табл. — Двигатели Научно-производственного объединения «Сатурн»




Основные данные

ТР-1

АЛ-5

АЛ-7Ф-1

АЛ-7Ф-2

АЛ-7ПБ

АЛ-21Ф

АЛ-21Ф-3

Начало серийного производства, год

1947

Опытный

1959

1960

1961

1967

1970

Тяга, кН

12,7

49

90,2

99,1

71,2

87,3

110

Масса, кг

856

1770

2010

2100

1746

1580

1800

Максимальный диаметр, м

0,856

1,2

1,25

1,3

1,062

1,03

1,03

Длина, м

3,86

4,31

6,63

6,65

3,31

5,34

5,34

Удельный расход топлива, кг/(Н*ч):






















на форсажном режиме

-

-

0,204

0,204

-

0,194

0,19

на крейсерском режиме

0,128

0,097

0,093

0,091

0,089

0,074

0,078

Расход воздуха, кг/с

31,5

95

114

115

114

88,5

104

Степень повышения давления

3

4,5

9,1

9,3

9,1

12,7

14,6

Температура газа перед турбиной, К

1065

1100

1200

1200

1200

1263

1385

Применение (летательные аппараты)

Ил-22, Су-П

Ил-46, И-350, Ла-190

Су-7, Су-7Б

Су-П, Су-9

Бе-10, Ту-110 (модификация Ту- 104)

Су-17

Су-17,Су-24, МиГ-23Б


Алашеев Юрий Тимофеевич (1923—1959) — советский лётчик-испытатель, подполковник, Герой Советского Союза (I960, посмертно). Окончил Вязниковское военное авиационное училище (1944), Школу лётчиков-испытателей (1950), учился а МАИ. Работал в ЛИИ и опытном конструкторском бюро А. Н. Туполева. Испытывал самолёты марки Ту, в том числе Ту-16, Ту-75, Ту-95, Ту-98, Ту-104 (установил на нём 8 мировых рекордов), Ту-114. Погиб при испытании опытного самолёта Ту-105. Награждён 2 орденами Ленина, медалями.

Ю. Т. Алашеев



Александров Владимир Леонтьевич (1894—1962) — советский учёный в области самолётостроения, профессор (1935), доктор технических наук (1936), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1947). Окончил МГУ (1918). Ученик Н. Е. Жуковского. С 1921 в ЦАГИ. Совместно с В. В. Калининым спроектировал первый советский пассажирский самолёт АК-1 (1924), организовал отдел натурных испытаний (1929). Преподавал в вузах (с 1922). Внёс значит, вклад в разработку первых отечественных материалов по нормам прочности самолётов, методов аэродинамического расчёта самолёта и проектирования воздушных винтов изменяемого шага. Был необоснованно репрессирован и в 1938—1941 находился в заключении, работая в ЦКБ-29 НКВД. В 1941—1945 в опытном конструкторском бюро А. Н. Туполева, в 1945—1962 в ЛИИ. Награждён орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

В. Л. Александров



Алексеев Анатолий Дмитриевич (1902—1974) — советский полярный лётчик, Герой Советского Союза (1937). Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Пилотское свидетельство защитил экстерном в 1933; служил в Арктике. Участвовал (в экипаже Б. Г. Чухновского) в поисках экспедиции У. Нобиле (1928), в высадке И. Д. Папанина и его группы на Северный полюс (1937), в поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938), возглавлял авиационный отряд по спасению экипажей судов «Сибиряков», «Малыгин» и «Седов», затёртых льдами. Впоследствии работал лётчиком полярной авиации, лётчиком-испытателем, начальником аэронавигационного отдела полярной авиации.

Достарыңызбен бөлісу:
1   ...   6   7   8   9   10   11   12   13   ...   170




©www.dereksiz.org 2024
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет