Воздухозаборники: значение, требования и виды. Методы модульного конструирования
Владельцы патента RU 2433073:
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборник, выполненный с возможностью направления воздушного потока в сторону вентилятора турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент (5), содержащий кожух (9), который охватывает указанный вентилятор и с которым соединен воздухозаборник. На части указанного воздухозаборника имеется звукопоглощающее средство (13), проходящее неразрывно вокруг кожуха, причем между звукопоглощающим средством и кожухом имеется зазор (14). Технический результат заключается в снижения степени вибрации гондолы. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к гондоле для турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборник, выполненный с возможностью направления воздушного потока в сторону вентилятора турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент, содержащий охватывающий указанный вентилятор кожух, с которым соединен воздухозаборник, причем внутренняя поверхность указанного воздухозаборника, по меньшей мере, частично снабжена звукопоглощающим средством, проходящим неразрывно вдоль, по меньшей мере, части кожуха.
Сила тяги самолета обеспечивается одной или несколькими силовыми установками, в состав которых входит турбореактивный двигатель, помещенный в имеющую форму трубы гондолу. Каждая силовая установка крепится к самолету с помощью пилона, расположенного, как правило, под крылом или на фюзеляже.
Конструкция гондолы традиционно включает в себя воздухозаборник, расположенный перед двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, в которую помещены средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя. В задней части гондолы находится, как правило, выходное сопло, выходное отверстие которого располагается за турбореактивным двигателем.
Воздухозаборник содержит, во-первых, кромку, выполненную таким образом, чтобы обеспечить оптимальное всасывание в сторону турбореактивного двигателя воздуха, необходимого для работы вентилятора и внутренних компрессоров, а во-вторых, задний конструктивный элемент, на которой установлена кромка и который обеспечивает надлежащее направление воздуха в сторону лопастей вентилятора. Весь этот узел расположен перед кожухом вентилятора, являющимся составной частью передней секции гондолы.
Из патентного документа US 3890060 известна гондола, снабженная звукопоглощающим средством, проходящим неразрывно от заднего конструктивного элемента воздухозаборника до зоны за гондолой.
Из патентного документа US 4534167 известна система крепления воздухозаборника к кожуху среднего конструктивного элемента, обеспечивающая сохранение непрерывности звукопоглощающего средства.
Однако было замечено, что в случае установки звукопоглощающего средства, проходящего от заднего конструктивного элемента воздухозаборника до кожуха, полученная таким образом сборная конструкция становится статически неопределимой в зоне между фланцем для крепления звукопоглощающего средства заднего конструктивного элемента воздухозаборника и фланцем для крепления кожуха.
Целью настоящего изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков путем разработки гондолы для турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборник, обеспечивающий направление воздушного потока в сторону вентилятора турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент, содержащий кожух, который охватывает указанный вентилятор и с которым соединен воздухозаборник, внутренняя поверхность которого, по меньшей мере, частично снабжена звукопоглощающим средством, проходящим неразрывно вдоль, по меньшей мере, части кожуха, причем указанная гондола отличается тем, что между звукопоглощающим средством и кожухом имеется некоторый зазор.
При наличии некоторого зазора между кожухом и звукопоглощающим средством перестает существовать непосредственная связь между указанными звукопоглощающим средством и кожухом, благодаря чему понижается степень статической неопределимости.
Тем не менее, в условиях полета часть звукопоглощающего средства, расположенная в зоне кожуха, может подвергаться воздействию более или менее значительных вибраций в зависимости от длины участка звукопоглощающего средства, выступающей за пределы кожуха, причем указанные вибрации будут передаваться на всю гондолу, и в частности, на остальную часть звукопоглощающего средства, вследствие чего будут иметь место более или менее значительные деформации, которые приведут, в свою очередь, к аэродинамическим и акустическим возмущениям, обусловленным разрывом непрерывности линий обтекания звукопоглощающего средства. Устранению этих дополнительных проблем способствуют нижеперечисленные усовершенствования.
Целесообразно, чтобы звукопоглощающее средство была снабжено по меньшей мере одним средством усиления конструкции.
Предпочтительно, чтобы средства усиления конструкции содержали оболочку, соединенную со звукопоглощающим средством или выполненную с ним как единое целое.
Предпочтительно также, чтобы толщина оболочки в зоне кожуха уменьшалась в направлении вентилятора. Такая наклонная форма оболочки позволяет получить в зоне кожуха коническую конструкцию, причем эта форма повторяется взаимодополняющим образом в самом кожухе, который позволяет при этом получить направление переноса усилий, близкое к выравниванию по одной линии с остальной частью кожуха.
Целесообразно, чтобы звукопоглощающее средство было связано в зоне кожуха, по меньшей мере, с одним средством демпфирования вибраций.
Предпочтительно, чтобы средства демпфирования содержали средство упора, устанавливаемое на кожухе и препятствующее сближению со звукопоглощающим средством.
Целесообразно, чтобы средства демпфирования содержали по меньшей мере один упругий элемент, примыкающий к звукопоглощающему средству. В качестве такого элемента можно применить, например, упругую пластину, опирающуюся, с одной стороны, на звукопоглощающее средство, а с другой стороны на кожух. Также, в качестве подобного элемента можно использовать пружину.
Предпочтительно, чтобы средства демпфирования были выполнены с возможностью контакта со звукопоглощающим средством посредством по меньшей мере одного гибкого упора.
Дополнительно, задний конец звукопоглощающего средства может быть выполнен с возможностью взаимодействия с по меньшей мере одним дополняющим его по форме удерживающим средством, жестко связанным с кожухом.
Целесообразно, чтобы дополняющее по форме удерживающее средство содержало по меньшей мере один штырь, выполненный с возможностью взаимодействия с соответствующим гнездом, закрепленным или выполненным в заднем конце звукопоглощающего средства.
Целесообразно также, чтобы кожух был снабжен, по меньшей мере, одним буртиком, обеспечивающим поддержку звукопоглощающего средства в зоне его заднего конца.
на фиг.1 схематически показана общая конструкция гондолы турбореактивного двигателя согласно изобретению;
на фиг.2-9 показаны частичные виды соединения между воздухозаборником и кожухом гондолы, показанной на фиг.1.
Предлагаемая гондола 1, показанная на фиг.1, представляет собой полость, имеющую форму трубы, предназначенную для вмещения турбореактивного двигателя 2, и служит для направления создаваемых двигателем воздушных потоков, образуя внутренние и наружные линии обтекания, необходимые для получения оптимальных эксплуатационных характеристик. Кроме того, в гондоле помещены различные компоненты, необходимые для функционирования турбореактивного двигателя 2, а также различные вспомогательные системы, в частности реверсор тяги.
В частности, гондола 1 имеет переднюю секцию, образующую воздухозаборник 4, среднюю секцию 5, охватывающую вентилятор 6 турбореактивного двигателя 2, и заднюю секцию 7, которая охватывает турбореактивный двигатель 2 и в которую помещена система реверса тяги (не показана).
Воздухозаборник 4 разделен на две части, одна из которых, воздухозаборная кромка 4а, обеспечивает оптимальное всасывание в турбореактивный двигатель 2 воздуха, необходимого для работы вентилятора 6 и внутренних компрессоров, а вторая, задний конструктивный элемент 4b, с которым соединена кромка 4а, обеспечивает надлежащее направление воздуха в сторону лопастей 8 вентилятора 6. Весь этот узел расположен перед кожухом 9 вентилятора 6, являющимся составной частью средней секции 5 гондолы 1, и закреплен с помощью крепежных фланцев 10, 11, жестко связанных, соответственно, с задним конструктивным элементом 4b и с кожухом 9, с образованием стыка 12.
Задний конструктивный элемент 4b на внутренней стороне снабжен звукопоглощающим средством 13, которое с внутренней стороны кожуха 9, по меньшей мере, частично выходит за пределы стыка 12.
Конструкция кожуха 9 предусматривает наличие некоторого зазора 14 между кожухом и звукопоглощающим средством 13, при этом в зоне конца 15 звукопоглощающего средства, который соприкасается с кожухом 9 как раз перед лопастью 8, обеспечивается непрерывность линии обтекания внутреннего объема гондолы 1.
На фиг.2 и 3 показан усовершенствованный вариант реализации рассмотренной конструкции, в соответствии с которым звукопоглощающее средство содержит средства усиления конструкции. Дело в том, что во время полета часть звукопоглощающего средства 13, проходящая в зоне кожуха 9, подвергается действию более или менее значительных вибраций, которые, в свою очередь, создают аэродинамические и акустические возмущения. Как видно на фиг.2, звукопоглощающее средство 13 снабжено оболочкой 16, закрепленной на нем или выполненной с ним как единое целое. В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления, показанным на фиг.3, в той части звукопоглощающего средства 13, которая проходит внутри кожуха 9, толщина этой оболочки 16 уменьшается в направлении вентилятора 6, в результате чего образуется коническая форма. Соответственно, кожух 9 выполнен таким образом, чтобы повторять эту форму, благодаря чему передняя часть кожуха приобретает направление переноса усилий, близкое к выравниванию по одной линии с остальной частью кожуха.
В соответствии с другим вариантом осуществления или в порядке дополнения к уже рассмотренному кожух 9 снабжен, по меньшей мере, одним средством для ослабления вибраций звукопоглощающего средства 13. На фиг.4-7 представлены различные варианты реализации.
Как показано на фиг.4, кожух 9 снабжен средством 18 упора, соединенным с указанным кожухом с помощью фиксирующих элементов 19. Указанное средство 18 упора имеет головку 20, проходящую сквозь кожух 9 и заканчивающуюся гибким упором 21, соприкасающимся со звукопоглощающим средством 13.
Как показано на фиг.5, кожух 9 снабжен средством 22 поглощения вибраций, находящимся в жестком контакте со звукопоглощающим средством 13 посредством точечного упора 23. Указанное средство 22 поглощения вибраций можно настроить на необходимое давление. Точечный упор 23 можно при необходимости выполнить гибким.
Как показано на фиг.6, кожух 9 снабжен упругой пластиной 24, установленной в зазоре 14 и опирающейся как на кожух 9, так и на звукопоглощающее средство 13, вибрации которого она поглощает.
На фиг.7 показан вариант осуществления, в котором вместо упругой пластины 24 применена пружина 26.
Очевидно, что жесткость пружины 26 и упругой пластины 24 должна быть рассчитана таким образом, чтобы обеспечивалось поглощение вибраций.
В соответствии с еще одним вариантом или в порядке дополнения к уже рассмотренным кожух 9 снабжен по меньшей мере одним удерживающим средством, два примера выполнения которого проиллюстрированы на фиг.8 и 9.
Как показано на фиг.8, кожух 9 снабжен штырем 27, выполненным с возможностью взаимодействия с дополняющим его по форме гнездом 28 в звукопоглощающем средстве 13. Это гнездо 28 может быть либо закреплено на звукопоглощающем средстве 13, либо выполнено с ним как единое целое.
На фиг.9 показано, что кожух 9 снабжен полным или частичным буртиком 29, который предпочтительно расположен на внутренней поверхности кожуха 9 в зоне соединения со звукопоглощающим средством 13, рядом с вентилятором 6, причем указанный буртик выполнен с возможностью поддержания указанного звукопоглощающего средства. В случае необходимости в этой конструкции можно предусмотреть выполнение фаски для центровки.
Хотя выше изобретение было описано применительно к конкретным вариантам его реализации, очевидно, что оно никоим образом не ограничивается этими вариантами и охватывает самые разнообразные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств, а также их различные комбинации, при условии, что они не выходят за пределы объема изобретения.
1. Гондола (1) для турбореактивного двигателя (2), содержащая воздухозаборник (4), обеспечивающий направление воздушного потока в сторону вентилятора (6) турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент (5), содержащий кожух (9), который охватывает указанный вентилятор и с которым соединен воздухозаборник, причем, по меньшей мере, на части внутренней периферийной поверхности указанного воздухозаборника имеется звукопоглощающее средство (13), проходящее неразрывно вдоль, по меньшей мере, части кожуха, отличающаяся тем, что между звукопоглощающим средством и кожухом имеется зазор (14).
2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что звукопоглощающее средство (13) содержит по меньшей мере одно средство (16) усиления конструкции.
3. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что средство усиления конструкции содержит оболочку (16), соединенную со звукопоглощающим средством (13) или выполненную со звукопоглощающим средством как единое целое.
4. Гондола (1) по п.3, отличающаяся тем, что толщина оболочки (16) в зоне кожуха (9) уменьшается в направлении вентилятора (6).
5. Гондола (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что звукопоглощающее средство (13) в зоне кожуха (9) связано с по меньшей мере одним средством (18, 22, 24, 26) демпфирования вибраций.
Методы модульного конструирования
На рис. 1.12 показан способ разделения двигателя на несколько модулей.
Рис. 1.12. Элементы модульной конструкции
Применение самолетов все больших и больших размеров означает удешевление воздушных перевозок. Данная концепция является успешной, когда эффективно работают самолеты. Однако, если один из компонентов большого самолета, имеющий ограничения, например, двигатель, становится неработоспособным, тогда стоимость перевозки трехсот или четырехсот пассажиров на борту становится непомерно высокой.
Изготовители двигателей для минимизации финансовых расходов потребителей своего оборудования в случае отказа начали применение методов модульного конструирования, которые позволяют замену модулей двигателя, вместо замены двигателя целиком.
ГЛАВА 2 – ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ
· Постановка самых важных задач воздухозаборника двигателя.
· Описание геометрии дозвукового воздухозаборника скоростного напора.
· Описание изменения газовых параметров в воздухозаборнике скоростного напора на разных скоростях.
· Обоснование назначения вторичных створок воздухозаборника.
· Описание назначения и принципа работы многоскачковых воздухозаборников на сверхзвуковых скоростях полета.
· Перечисление различных типов многоскачковых воздухозаборников и определение их на различные самолеты.
· Описание причин и опасностей следующих эксплуатационных проблем, связанных с воздухозаборниками двигателей:
Отделение потока, особенно при боковом ветре на земле;
Обледенение воздухозаборника;
Повреждение воздухозаборника;
Всасывание посторонних предметов;
Сильная турбулентность в полете.
· Описание действий пилота для парирования перечисленных проблем.
· Описание условий и обстоятельств во время наземных операций, когда возникает опасность всасывания посторонних предметов или людей в воздухозаборник.
2.1. ВОЗДУХОЗАБОРНИК
Воздухозаборник двигателя встроен в конструкцию планера или является частью гондолы. Он разработан таким образом, чтобы обеспечивать относительную защиту от подачи турбулентного воздуха на фронтальную плоскость КНД или вентилятора. Конструкция канала воздухозаборника оказывает серьезное влияние на характеристики производительности двигателя на всех воздушных скоростях и углах атаки для предотвращения помпажа компрессора.
Простейшей формой воздухозаборника является канал с одним входом и округлым поперечным сечением типа «пито» (скоростного напора). Он обычно имеет прямолинейную форму у двигателей, расположенных на крыле, но может иметь и S-образную форму у расположенных в хвосте двигателей (например, 727, TriStar). Для S-образного канала характерна нестабильность воздушного потока, особенно во время взлетов с боковым ветром.
Воздухозаборник типа «пито» оптимизирует использование скоростного напора и подвержен минимальным потерям давления скоростного напора с увеличением высоты. Эффективность воздухозаборника данного типа снижается из-за образования на кромке скачков уплотнения при приближении скорости самолета к звуковой.
Дозвуковой воздухозаборник обычно имеет расширяющийся канал, позволяющий снизить скорость и повысить давление на входе компрессора при увеличении воздушной скорости.
Давление внутри воздухозаборника ГТД при работе двигателя на стоянке ниже атмосферного. Это происходит из-за высокой скорости потока через входной канал. При движении самолета давление в воздухозаборнике начинает расти. Момент, когда давление в воздухозаборнике сравнивается с атмосферным, называется восстановлением давления скоростного напора . Этот момент обычно наступает на скорости около 0,1 М до 0,2 М. При дальнейшем увеличении скорости самолета, воздухозаборник создает все большее сжатие от скоростного напора, и степень повышения давления в компрессоре от этого увеличивается. Это приводит к повышению тяги без увеличения расхода топлива. Это показано ниже. Вторичные створки воздухозаборника позволяют подавать в компрессор дополнительный воздух во время работы на высокой мощности, когда самолет находится на стоянке или на низких воздушных скоростях/больших углах атаки (Диаграмма Харриера).
Рис. 2.1. Восстановление давления скоростного напора
2.2. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ
Сверхзвуковые самолеты должны иметь соответствующего типа воздухозаборники, т.к. передняя часть компрессора не может справиться со сверхзвуковым потоком. На дозвуковых скоростях воздухозаборник должен обладать свойствами восстановления давления дозвукового воздухозаборника, но на сверхзвуковых скоростях он должен понижать скорость потока воздуха ниже скорости звука и контролировать образование скачков уплотнения.
Площадь сечения сверхзвукового диффузора от передней части к задней постепенно уменьшается, что способствует снижению скорости потока ниже значения 1М. Дальнейшее снижение скорости достигается в дозвуковом диффузоре, площадь сечения которого увеличивается по мере приближения к входу компрессора. Для правильного замедления потока в скачках уплотнения очень важно контролировать их образование в воздухозаборнике. Применение воздухозаборников изменяемой геометрии позволяет правильно контролировать скачки уплотнения; они также могут иметь перепускные створки для спуска воздуха из воздухозаборника без изменения его скорости.
Рис. 2.2. Воздухозаборник с изменяемым горлом (основан на оригинальном чертеже Rolls-Royce)
Рис. 2.3. Воздухозаборник с внешним/внутренним сжатием (основан на оригинальном чертеже Rolls-Royce)
2.3. ПОДВИЖНЫЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ
У подвижных воздухозаборников изменяется площадь входного поперечного сечения (Concorde) с помощью подвижного центрального конуса (SR 71). Это позволяет контролировать скачок (скачки) уплотнения на входе компрессора.
2.4. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ РАСЧЕТЫ
Взлет . Воздухозаборник двигателя разработан для поддержания стабильного воздушного потока на входе компрессора; любые нарушения потока, вызывающие его турбулентность, могут вызвать срыв потока или помпаж компрессора.
Воздухозаборник не может справиться с большими углами атаки и поддерживать стабильный поток воздуха. Один из наиболее критических моментов возникает во время ускорения двигателя до взлетной тяги. На поток воздуха в воздухозаборнике может повлиять любой боковой ветер, особенно на двигатели, установленные в хвосте и имеющие воздухозаборники S-образной формы (TriStar, 727). Для предотвращения возможного срыва потока и помпажа в эксплуатационных руководствах предусмотрена процедура, которым необходимо следовать. Она обычно заключаются в поступательном перемещении самолета перед плавным повышением режима работы до взлетного, примерно 60 – 80 узлов (взлет без остановки).
Обледенение . В определенных условиях может произойти обледенение воздухозаборника. Обычно это происходит, когда температура наружного воздуха ниже +10°, присутствует видимая влажность, стоячая вода на ВПП или дальность видимости на полосе менее 1 000 м. Если данные условия присутствуют, пилот должен включить антиобледенительную систему двигателя.
Повреждение . Повреждение воздухозаборника или любая шероховатость внутри его канала может вызвать турбулентность входящего потока воздуха и нарушить поток в компрессоре, вызывая срыв или помпаж. Будьте внимательны к повреждениям и неравномерной шероховатости поверхности панелей обшивки при осмотре воздухозаборника.
Всасывание посторонних предметов . Всасывание посторонних предметов во время нахождения самолета на земле или вблизи нее неизбежно вызывает повреждение лопаток компрессора. Уделяйте достаточное внимание зоне на земле перед воздухозаборниками двигателей перед их запуском, чтобы гарантировать отсутствие валяющихся камней и другого мусора. Это не относится к двигателям, установленным на хвосте, чьи воздухозаборники расположены над фюзеляжем; они намного меньше страдают от всасывания посторонних предметов.
Турбулентность в полете . Сильная турбулентность в полете может не только заставить пролить кофе, но и нарушить воздушный поток в двигателях. Использование механической скорости для прохождения турбулентности, указаннойв эксплуатационном руководстве, и правильного значения RPM/EPR поможет снизить вероятность неисправности в компрессоре. Также может быть целесообразно или необходимо активировать непрерывное зажигание для снижения вероятности срыва пламени в двигателе.
Наземные операции . Большинство повреждений компрессора вызвано всасыванием посторонних предметов. Повреждение лопаток компрессора приводит к изменению геометрии системы, что может повлечь ухудшение производительности, срыв потока в компрессоре и даже помпаж двигателя. Для предотвращения возникновения таких повреждений важно принимать предварительные меры по удалению мусора (обломков) из зоны стоянки. Далее пилот во время предполетного осмотра должен убедиться в отсутствии посторонних предметов в воздухозаборниках двигателей. Ответственность на этом не заканчивается, после полета необходимо установить заглушки на входные и выхлопные каналы для предотвращения накапливания загрязнений и авторотации.
Во время запуска, руления и реверсирования тяги в воздухозаборник могут всасываться посторонние предметы, и для предотвращения потенциального повреждения необходимо применять минимальную тягу.
Во время работы ГТД происходили серьезные повреждения и некоторые с летальным исходом из-за всасывания персонала в воздухозаборники. При необходимости выполнять работы в непосредственной близости от работающего двигателя необходимо соблюдать особую осторожность.
ГЛАВА 3 – КОМПРЕССОРЫ
Основными параметрами, характеризующими двигатель как силовую установку самолета, являются развиваемая им тяга и удельный расход топлива. Эти параметры определяются на основании характеристик внутридвигательных процессов, которые в случае турбореактивного двигателя зависят главным образом от работы компрессора и турбины. Однако с увеличением скорости полета остальные узлы и агрегаты начинают оказывать на работу двигателя все большее влияние. Это в первую очередь относится к воздушному каналу, форма которого зависит не только от конструкции и назначения двигателя, но также и от его местоположения на планере. С увеличением скорости полета потери давления в воздушном канале увеличиваются, вследствие чего происходит уменьшение тяги двигателя и увеличение удельного расхода топлива.
Рис. 1
Следовательно, определяющими для самолета являются характеристики двигательной установки в целом, а не одного только двигателя. Это утверждение в первую очередь относится к сверхзвуковым самолетам, так как различие между соответствующими характеристиками двигательной установки и двигателя возрастает с увеличением скорости полета. Поэтому для двигательной установки вводится понятие «эффективная тяга», под которой понимается результирующая сил, действующих на внешние и внутренние поверхности двигателя. Характер и величины сил, создаваемых внутренним давлением, и сил трения, обусловленного вязкостью рабочего тела, определяются процессами, происходящими внутри двигателя. Силы же, действующие на внешние поверхности, определяются характером обтекания двигателя внешним потоком и зависят от местоположения и способа установки двигателя на планере, а также от скорости полета. Воздухозаборник и воздушный канал, обычно составляющие часть планера, более других элементов влияют на силу тяги, создаваемой двигательной установкой. Они обеспечивают подвод воздуха, необходимого для нормальной работы двигателя, в требуемом количестве и с определенными скоростью и давлением. При малых скоростях полета сжатие воздуха перед камерой сгорания происходит главным образом в компрессоре. С ростом же скорости полета, а особенно после достижения сверхзвуковых скоростей, появилась возможность использования кинетической энергии потока для повышения давления воздуха, подводимого к двигателю. При таких скоростях роль воздухозаборника существенно возрастает, поскольку использование кинетической энергии набегающего потока воздуха приводит к уменьшению расхода энергии на привод компрессора. Такое входное устройство является фактически предварительным бестурбинным компрессором.
В околозвуковых самолетах достаточно хорошо выполняет свою функцию воздухозаборник постоянной геометрии с закругленной передней кромкой. Тщательное профилирование воздухозаборника обеспечивает малые потери, а также однородное поле скоростей потока перед компрессором. Однако при сверхзвуковой скорости перед таким воздухозаборником на расстоянии толщины ударного слоя образуется неприсоединенный прямой скачок уплотнения, за которым скорость уменьшается до дозвукового значения. Такому скачку сопутствует большое волновое сопротивление, поэтому воздухозаборники постоянной геометрии с закругленной передней кромкой могут использоваться только до М ‹ 1,14-1,2.
Для сверхзвуковых самолетов потребовалось разработать воздухозаборники иной формы и иного принципа действия. Ввиду широкого диапазона эксплуатационных скоростей этих самолетов их воздухозаборники и воздушные каналы должны одинаково хорошо работать в разных условиях, обеспечивая как простой подвод воздуха при взлете, так и создание оптимальной системы скачков уплотнения в полете с максимальной скоростью. Таким образом, конструкция воздухозаборника зависит от скорости полета и расположения двигателя на планере, а также от формы и принципа действия входного устройства двигателя.
В построенных до настоящего времени сверхзвуковых самолетах нашли применение воздухозаборники:
- 1) центральные (лобовые), т.е. размещенные по оси симметрии самолета (или оси гондолы), либо боковые (по бокам фюзеляжа);
- 2) нерегулируемые либо регулируемые, т.е. воздухозаборники, внутренняя геометрия которых постоянна или может изменяться в зависимости от условий полета;
- 3) с внешней, внутренней или комбинированной компрессией, т.е. воздухозаборники, в которых сжатие воздуха путем преобразования кинетической энергии потока в статическое давление происходит соответственно перед воздухозаборником либо в воздушном канале;
- 4) плоские либо трехмерные, т.е. воздухозаборники, форма поперечных сечений которых близка к прямоугольной либо круглой (полукруглой, эллиптической и т.п.).
Из этих данных следует, что на 33 самолетах применен лобовой воздухозаборник (в том числе на 13 нерегулируемый), а на 52-боковой (в том числе на 17 нерегулируемый). Три самолета с ракетным двигателем, естественно, не имели воздухозаборника. Лобовые воздухозаборники в 21 случае размещены в фюзеляже и в 12-в гондолах. Среди фюзеляжных воздухозаборников в 18 случаях они находятся в носовой части фюзеляжа, а в остальных 3 применен надфюзеляжный (в самолете YF-107A) или под фюзеляжные (в самолетах «Гриффон» и F-16). Боковые же воздухозаборники обычно размещаются перед передней кромкой крыла в его плоскости, над крылом либо под ним в зависимости от принятой аэродинамической схемы самолета. Первый вариант характерен для среднепланов, а второй и третий - соответственно в низкопланах и высокопланах.
Центральные воздухозаборники в фюзеляже или в индивидуальных гондолах выполнены почти исключительно круглыми по форме поперечного сечения, и только в редких случаях использована овальная форма (F-100, «Дюрандаль» и др.) Преимуществом воздухозаборников двигателей, размещенных в гондолах, является их непосредственное соединение с компрессором, благодаря чему они имеют малую массу, малые потери давления и равномерное поле скоростей потока. В крейсерском полете со сверхзвуковыми скоростями для круглых воздухозаборников характерна, кроме того, постоянная система скачков уплотнения, соответствующая расчетным условиям работы.
К недостаткам круглых воздухозаборников относится снижение их эффективности с увеличением угла атаки, обусловленное изменением системы скачков уплотнения. В случае центральных фюзеляжных воздухозаборников воздушный канал оказывается длинным и сложным по форме, что требует значительного объема фюзеляжа и затрудняет размещение топлива, оборудования и т.п. Кроме того, такой воздухозаборник исключает возможность применения радиолокационной антенны большого диаметра, величина которого ограничена габаритами центрального тела, размещенного внутри входного устройства.
Недостаток надфюзеляжного и подфюзеляжного воздухозаборников состоит в снижении их эффективности при больших углах атаки (соответственно положительных или отрицательных) ввиду того, что воздухозаборник заслоняется фюзеляжем и крылом.
Боковым воздухозаборникам свойственно значительно большее разнообразие форм поперечного сечения. В начальный период развития сверхзвуковых самолетов обычно применялись воздухозаборники полуэллиптические, полукруглые или составляющие четверть круга. В последнее время почти повсеместно применяются плоские боковые воздухозаборники прямоугольной формы с закругленными углами. Отказ от полукруглых воздухозаборников объясняется стремлением не искажать профиль корневых частей крыла и плоскую форму несущего фюзеляжа. Размещение воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет не только значительно укоротить воздушные каналы, но и занять всю носовую часть фюзеляжа оборудованием, в том числе оборудованием радиолокационной станции. Плоские боковые воздухозаборники работают очень эффективно во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и углов атаки.
Основными недостатками боковых воздухозаборников являются затенение одного из них фюзеляжем во время выполнения маневров со скольжением при сверхзвуковой скорости полета и влияние на их работу пограничного слоя, который является основным источником неравномерности поля скоростей в воздухозаборнике и воздушном канале. Пограничный слой возникает в результате вязкого трения воздушного потока на обтекаемых поверхностях самолета, причем скорость потока у обшивки резко падает до нуля. При сверхзвуковом обтекании скачки уплотнения, взаимодействуя с пограничным слоем, вызывают местный отрыв потока от обтекаемой поверхности с резким увеличением толщины пограничного слоя 1. и т.д., где 1. Толщина пограничного слоя зависит от скорости полета, коэффициента вязкости воздуха, а также от длины обтекаемого участка поверхности. Принимается, что толщина пограничного слоя составляет 1% длины обтекаемого участка при сверхзвуковой скорости полета и возрастает с уменьшением скорости.
Неравномерность распределения скорости изза пограничного слоя возрастает так значительно, что, например, в самолете с воздухозаборниками, непосредственно прилегающими к обшивке фюзеляжа, при скорости полета М = 2,5 тяга уменьшается на ~ 45%, а удельный расход топлива увеличивается на ~ 15%.
Рис. 2
а-боковой воздухозаборник самолета F-4 (видны подвижная передняя и неподвижная-с системой отвода пограничного слоя-части клина); б-боковой воздухозаборник самолета «Мираж» III (видны щель для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа и генератор скачков уплотнения в виде полуконуса); в-подфюзеляжный воздухозаборник самолета F-16.
Аналогичная проблема существует и для лобовых воздухозаборников, оснащенных конусами или клиньями, а также для воздухозаборников с внутренней или комбинированной компрессией. Помпаж воздухозаборника или двигателя, вызванный отрывом потока, может привести к аварии. Для устранения этого нежелательного и опасного явления применяют устройства для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа (крыла) перед боковым, под- или надфюзеляжным воздухозаборником, а также отверстия для отсоса пограничного слоя с поверхности конуса или клина, что благоприятствует безотрывному обтеканию. При этом воздух пограничного слоя отводится во внешний поток либо используется для охлаждения двигателя. турбореактивный двигатель воздухозаборник генератор
Таким образом, проблема работы воздухозаборника самолета с М ‹ 1,1-1,2 весьма сложна, и поэтому входное устройство должно быть спроектировано несколько иначе, чем в дозвуковом самолете.
В диапазоне малых сверхзвуковых скоростей еще применимы нерегулируемые воздухозаборники, выполняемые с заостренными входными кромками, на которых возникает локальный присоединенный прямой скачок уплотнения.
Скорость потока за таким скачком уменьшается до дозвуковой, но она еще так велика, что необходимо дальнейшее замедление потока до значения скорости, требуемого для компрессора. Происходит это в расширяющемся диффузоре. Использование входных острых кромок препятствует возникновению в воздухозаборнике толстого пограничного слоя и последующему отрыву этого слоя, ухудшающему работу двигателя. За локальным присоединенным скачком уплотнения скорость воздуха уменьшается до дозвукового значения так же резко, как и за неприсоединенным головным скачком, однако вследствие его локальности большая часть кинетической энергии переходит в статическое давление (остальная преобразуется в тепловую энергию). Тем не менее с увеличением скорости полета интенсивность скачка и соответственно потери в процессе динамического сжатия возрастают, вследствие чего снижается тяга двигательной установки. Поэтому воздухозаборники такого типа применяются в самолетах с максимальной скоростью, не превосходящей М = 1,5. При более высоких скоростях хорошая эффективность динамического сжатия на бегающего потока может быть достигнута только в системе косых скачков уплотнения, для которых характерна меньшая интенсивность, т.е. меньшее падение скорости и меньшие потери давления. Скорость потока за косым скачком еще остается сверхзвуковой, и если она соответствует числу Маха, не превышающему 1,5-1,7, то дальнейшее торможение потока может происходить в прямом скачке. Потери в таком слабом скачке невелики, а дозвуковая скорость за ним уже приемлема для воздушного канала. Двухскачковый воздухозаборник работает эффективно до скорости полета М = 2,2. При дальнейшем увеличении скорости набегающего потока возрастает также число Маха за косым скачком. Если оно превышает 1,5-1,7, то поток воздуха следует дополнительно сжать в еще одном косом скачке, чтобы его скорость перед замыкающим прямым скачком имела приемлемое значение. Воздухозаборник с такой системой скачков называется трехскачковым и может применяться до М ~ 3.
Требуемую систему скачков можно создать путем выдвижения из воздухозаборника вперед элемента с острой вершиной (независимо от использованного принципа компрессии) либо путем использования воздухозаборника с острыми входными кромками и соответствующим образом спрофилированного диффузора (во входных устройствах с внутренней или комбинированной компрессией).
Конструктивные элементы внутри воздухозаборника, используемые для создания косых скачков уплотнения, называются генераторами скачков. На практике нашли применение генераторы в форме конусов, полуконусов, четвертьконусов и клиньев. На их вершинах при сверхзвуковом полете образуется присоединенный скачок с углом наклона, зависящим как от угла при вершине тела, так и от числа Маха. Поскольку в косом скачке изменение параметров потока, как уже упоминалось выше, происходит менее резко, чем в прямом, значительно меньше и потери, а тем самым выше создаваемое статическое давление. Статическое давление заторможенного потока тем больше, чем выше скорость полета и число косых скачков уплотнения, в которых происходит преобразование энергии.
На практике используются двух-, трех- и даже четырехскачковые системы. Второй и последующие косые скачки могут создаваться генератором с ломаной образующей или в результате отражения волн возмущения от внутренних стенок диффузора. Первый способ создания скачков характерен для воздухозаборников с внешней компрессией, а второй-с комбинированной.
Рис. 3.
а -«Сюпер-Мистэр» В.4; 6-F-100; e-F-104; г-F.D.l; d-F-8; е-В-58.
Рис. 4
В воздухозаборниках с внутренней компрессией скачки индуцируются внутри неосесимметричного воздушного канала благодаря соответствующему профилю поперечных сечений диффузора.
Описанные выше способы создания скачков уплотнения различаются между собой местом образования скачков относительно плоскости входа в воздухозаборник. Общей чертой их является многоступенчатость процесса торможения потока, благодаря чему обеспечиваются максимальное использование динамического сжатия, минимальные потери и равномерное распределение скорости.
На первых сверхзвуковых самолетах с воздухозаборниками, оснащенными генераторами косых скачков уплотнения, использованы входные устройства с внешней компрессией. По сравнению с другими они довольно просты в регулировке и имеют малую массу. Генератор размещается относительно входа в воздухозаборник таким образом, чтобы генерируемый им первичный скачок касался входной кромки воздухозаборника в расчетных условиях полета, что позволяет получить максимальный захват воздуха, минимальные потери в процессе сжатия и минимальное внутреннее сопротивление входного устройства.
Однако существенными недостатками входных устройств этого типа по сравнению с другими являются большое (наибольшее) внешнее сопротивление, связанное с изменением направления движения потока, а также наименьший прирост статического давления и большая лобовая площадь из-за того, что внутри воздухозаборника необходимо разместить генератор скачков. Теоретически наиболее рационально использование входных устройств с внутренней компрессией, которые наиболее эффективны и обладают минимальным внешним сопротивлением. Однако такие входные устройства пока не нашли практического применения ввиду сложности конструкции профилированного воздушного канала и необходимости плавного изменения его внутренней геометрии в соответствии с изменяющимися условиями полета и работы двигателя. В настоящее время все шире применяются входные устройства с комбинированной компрессией, которые при относительно простой конструкции отличаются довольно высокой эффективностью.
Представленные примеры геометрии и конструкции воздухозаборников свидетельствуют о возможности индивидуального подхода к задаче проектирования воздухозаборника с учетом изменяющихся условий его работы. Показанные на рис. 1.45 и 1.46 воздухозаборники принципиально различаются по форме и внешнему виду, но они аналогичны по характеру работы при определенной скорости. Разница в деталях обычно связана с принятыми теоретическими предпосылками, результатами экспериментов и вкусами конструкторов.
Например, британский экспериментальный самолет F.D.2, на котором в 1956 г. был установлен мировой рекорд скорости (1822 км/ч), имел весьма специфичный воздухозаборник. Его верхняя входная кромка заострена и выдвинута вперед относительно закругленной нижней. С одной стороны, это приводит к возникновению на верхней кромке присоединенного косого скачка, который проходит на определенном расстоянии перед нижней кромкой, не позволяя возникнуть около нее неприсоединенному прямому скачку. С другой же стороны, выдвижение верхней кромки вперед позволяет увеличить лобовое сечение воздухозаборника в полетах на больших углах атаки, когда скорость полета мала, а требуемый расход воздуха в двигателе велик.
Кроме того, получили распространение устройства дополнительного подвода или отвода воздуха, входящие в систему воздухозаборника. К таким устройствам относят впускные (взлетные) и перепускные створки, которые обычно располагаются либо вблизи регулирующего элемента (конуса, рампы, клина), либо по длине воздушного канала и открываются или закрываются в зависимости от требуемого для двигателя расхода воздуха. На рис. 1.47 показаны положения элементов воздухозаборника самолета F-14 на различных режимах полета.
При взлете и полете с небольшими скоростями передняя и задняя части подвижной рампы воздухозаборника подняты, а взлетно-перепускная створка открыта, благодаря чему обеспечивается поступление к двигателю требуемого количества воздуха, несмотря на малую скорость набегающего потока. С увеличением скорости полета и давления воздуха на входе в компрессор направление воздушного потока, протекающего через взлетную створку, меняется на противоположное, и излишний воздух из воздушного канала перепускается в атмосферу. При полете с околозвуковой скоростью пропускная способность створки оказывается недостаточной, и для ограничения поступления воздуха в компрессор задняя часть рампы отклоняется вниз, вследствие чего уменьшается проходное сечение воздухозаборника, а размеры канала для отвода воздуха увеличиваются. При полете с большими сверхзвуковыми скоростями передняя и задняя части рампы еще больше отклоняются вниз, обеспечивая поступление в двигатель оптимального количества воздуха. Щель между передней и задней частями рампы используется для отвода пограничного слоя.
Из представленного выше обсуждения следует, что сверхзвуковые воздухозаборники с генератором косых скачков должны профилироваться таким образом, чтобы при расчетной скорости полета первичный скачок касался входной кромки. Такое положение скачка обеспечивает наибольшую эффективность работы входного устройства, поскольку при этом расход воздуха максимален, потери в процессе сжатия и входное сопротивление минимальны, а двигатель работает наиболее устойчиво. Очевидно, что такие условия существуют лишь при определенном числе Маха. Это означает, что данному числу Маха соответствует определенное положение генератора скачков относительно входной кромки воздухозаборника, а на других режимах работы характеристики воздухозаборника ухудшаются. Таким образом, в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей набегающего потока удовлетворительные характеристики работы двигателя с нерегулируемым воздухозаборником обеспечить не удается.
Этот недостаток является следствием несоответствия постоянной геометрии воздухозаборника, рассчитанной для определенных условий течения, оптимальным параметрам внутреннего и внешнего потоков при нерасчетных условиях. Этот недостаток может быть устранен частично или полностью путем изменения геометрии воздухозаборника (входного, критического и/или выходного сечений) в соответствии с изменяющимися скоростью и высотой полета. Обычно это осуществляется посредством плавного автоматического перемещения регулирующего элемента, что обеспечивает требуемый расход воздуха при малом внешнем сопротивлении в широком диапазоне скоростей полета, соответствие пропускной способности входного устройства производительности компрессора и соответствие системы скачков конфигурации воздухозаборника. Это исключает также возможность возникновения неприсоединенного прямого головного скачка - основной причины неудовлетворительной работы воздухозаборника и воздушного канала в целом.
В заключение следует отметить, что расположение двигателей и воздухозаборников на самолете, как и выбор типа входного устройства, являются предметом комплексных исследований, учитывающих не только требования обеспечения наилучших условий работы двигательной установки, но и характеристики самолета в целом.
С массовым появлением реактивных авиационных двигателей в 40-х годах, важнейшую роль в конструкции самолетов стали играть воздухозаборники.
Их можно сравнить с легкими человека. Так же как кислород в легких служит для жизнеобеспечения всех живых материй в организме человека, так и воздух из воздухозаборников служит для жизнеобеспечения «сердца» самолета - его силовой установки (двигателей).
Воздушно-реактивные двигатели работают на горючем (сегодня это преимущественно сжиженный газ). Для того, чтобы произошло внутреннее возгорание газа, его необходимо окислить (хотя больше сюда подойдет слово «испарить»). Окислителем в данном случае является кислород, количество которого в воздухе составляет 23%. Получается, что пригодным для работы двигателя воздухом является только четверть, но куда девается остальной воздух? Остальные 77% воздуха используются для охлаждения камеры горения, а также сопла, из которого выходят в атмосферу раскаленные продукты горения. Специалисты называют этот воздух вторичным или вентиляционным. Он помогает защитить стенки камеры и турбины от повреждений: трещин, обугливания и, в самом крайнем случае, плавления.
Воздухозаборник, затем специальный компрессор, служащий для сжатия воздуха, а также камера сгорания представляют собой единую систему в любом современном реактивном двигателе. Взаимодействуют они следующим образом: сначала воздух поступает в воздухозаборник, где сжимается и нагревается до температуры от 100 до 200 єС (такая температура обеспечивает достаточное испарение топлива и практически полное его сгорание), далее воздух попадает в компрессор, где проходит еще одну стадию сжатия и нагревания, и наконец, в уже готовом виде оказывается в камере сгорания вместе с газом, где мощная электрическая искра воспламеняет смесь из кислорода и газа. Скорость, с которой воздух поступает в камеру сгорания, составляет 120 - 170 м/сек. Этот поток в 3 - 5 раз сильнее порыва ветра при самом мощном урагане, способном разрушать здания.
В воздушно-реактивных двигателях современных сверхзвуковых самолетов (от 1400 км/ч и более) компрессор утратил свою актуальность, так как при высокой скорости воздухозаборник сам достаточно эффективно нагревает и сжимает воздух.
Cовременные воздухозаборники состоят из трех слоев: двух металлических пластов и, расположенного между ними, стеклотканного сотового заполнителя. Вероятнее всего, выбор авиаконструкторов пал на такую конструкцию по следующим причинам: во-первых, использование сотового заполнителя обеспечивает большую прочность конструкции, хотя на первый взгляд может показаться, что это отнюдь не так; во-вторых, сотовый заполнитель является хорошим звуко-и теплоизолятором. В углублении на первом плане устанавливается вентилятор, который равномерно распределяет поток воздуха.
Воздухозаборники различаются и по размерам, и по форме, и по расположению на корпусе. Точных данных об их размерах нет, но можно сказать, что в среднем воздухозаборники современных самолетов в диаметре достигают, как минимум, 1 метра, но немало и исключений, это касается легких военных самолетов с небольшими габаритами. На больших транспортных и пассажирских самолетах их диаметр составляет более двух метров.
Традиционно на самолетах устанавливаются круглые и квадратные (или прямоугольные) воздухозаборники, однако, встречаются и исключения в виде овалов и дуг.
Если форма воздухозаборников выбирается для каждого самолета отдельно на основе летно-технических характеристик исключительно данного самолета, то при их расположении необходимо отталкиваться от строгих правил проектирования самолетов.
Различают три вида воздухозаборников по их расположению на самолете: лобовые, боковые и подкрыльные (или подфюзеляжные). Правда, фактически сегодня осталось только два вида. Лобовые воздухозаборники стали достоянием истории (F-86 « Sabre», Су-17 или МиГ-21).
Главным преимуществом лобовых воздухозаборников авиаконструкторы считали равномерную скорость потока воздуха, поскольку в отличие от всех остальных видов воздухозаборников они первыми встречаются с потоком воздуха. В остальных случаях первыми с потоком воздуха встречаются или носовая часть фюзеляжа или крылья.
Наиболее распространенным видом воздухозаборников в современной авиации являются боковые. Причина кроется в том, что важнейшей деталью любого современного боевого самолета стало радиолокационное оборудование. Располагается оно в носовой части фюзеляжа, поэтому, когда на самолетах стояли лобовые воздухозаборники для разведывательного оборудования места практически не оставалось.
Последний, менее распространенный вид воздухозаборников, - подкрыльные (подфюзеляжные). Об их расположении говорит само название. Они ничем не хуже боковых и также могут устанавливаться и на двухдвигательных и на четырехдвигательных самолетах, однако, специалисты в области авиастроения отмечают один серьезный недостаток. Подкрыльные воздухозаборники малоэффективны при больших отрицательных углах атаки, то есть, когда самолет находится не в горизонтальном полете, а совершает маневры с резким подъемом или сваливанием.
Стоит также отметить, что воздухозаборники далеко не всегда представляют собой статичное отверстие, в которое постоянно попадает воздух вне зависимости от того, требует этого ситуация или нет. На многих современных самолетах (да практически на всех), таких как истребители Су-33, Су-35, МиГ-29, бомбардировщик-ракетоносец Т-4 и других, установлены регулируемые (автоматически) воздухозаборники, что позволяет контролировать мощность потока воздуха и приспосабливать воздухозаборник к его направлению. На тот случай, если автоматическое управление воздухозаборниками выйдет из строя, предусмотрено ручное управление.
Литература
- 1. Авиационное оборудование / под ред. Ю. П. Доброленского. -- М.: Военное издательство, 1989. -- 248 с. -- ISBN 5-203-00138-3
- 2. Л.Л.Селяков "ТЕРНИСТЫЙ ПУТЬ В НИКУДА. Записки авиаконструктора."
- 3. С.М. Егер, В.Ф.Мишин, Н.К.Лисейцев. Проектирование самолетов. (М.: Машиностроение, 1983)
- 4. С.М. Егера, И.А. Шаталова «Основы авиационной техники».
Когда вы совершаете свой вечерний моцион вокруг самолёта, то невольно оглядываетесь в поисках интересного для поржать.
И конечно же, у вас при этом возникают много вопросы.
Ну, несомненно, что это за штука там торчит, или для чего, впрочем, нужна вот эта дырка?
Именно поэтому сегодня мы поговорим о системе кондиционирования воздуха.
Надо под сказать, что система кондиционирования воздуха (СКВ) на самолётах обычно считается довольно сложной.
Но я постараюсь, чтобы все даже поняли, зачем оно там растёт и как работает. Не говоря уже о с важным видом объяснить соседу по полати.
Поэтому сначала обучимся теории, а там и до фоток дойдёт.
1. Для чего это нужно?
Человек любит дышать. Ему это как-то надо. Всё время.
Дышать ему надо в определённом диапазоне давления и температуры воздуха, иначе к счастливым родственникам долетят не все. Ведь на высоте давления воздуха мало, и он ещё и очень холодный.
Человеков в салуне много.
И вот это много надо снабдить воздухом в потребном количестве и комфортной температуры (и давления).
Этим, собственно, и занимается СКВ.
2. Из чего ён состоит и где находится?
В составе СКВ много всяких разных штук, но принципиально мы имеем следующее:
2.1. Систему отбора воздуха от двигателей и вспомогательной силовой установки (ВСУ).
2.2. Систему подготовки воздуха.
2.3. Систему распределения воздуха до потребителей.
Сегодня мне интересно рассказать о большей части именно что второго кусочка этой всем хорошей системы.
3. Как оно выглядит и работает.
Как всем нам давно уже стало понятно, бОльшая часть работы по подготовке воздуха выполняется как раз установками кондиционирования (Air Conditioning Packs), так что про эти самые паки (иже херувимы) я сейчас и немножко покажу и расскажу.
Паки обычно находятся под салоном, в районе центроплана. Вот мы как раз и откроем створочку:
Видим мы там примерно следующее:
два здоровых теплообменника (воздухо-воздушных радиатора = ВВР) серебристого цвета
, левее - чёрные пластиковые кожухи для прососа воздуха через ВВРы, и много труб.
Тут вот какая штука.
Воздух для работы системы отбирается от компрессора ВСУ или от компрессоров двигателей (если они запущены).
Там он очень горячий - сотни градусов. Если бы мы жили только зимой, то всё было бы попроще - охладили бы его, да и подали в салон.
Но у нас ведь бывают и весьма положительные температуры, при которых хочется салон не то чтобы не сильно подогреть, а очень даже и охладить.
Поэтому в СКВ мы должны поиметь холодильник неслабой такой производительности (салон на 170 горячих парней - ага?), причём желательно, чтобы он работал без привлечения сторонних ресурсов вроде электроэнергии.
Такая задача хорошо решилась с привлечением законов физики.
Как известно, воздух, как и любой газ, охлаждается при расширении. А ещё лучше он охлаждается, если у него ещё и отобрать энергию принуждением к работе.
Оба два этих способа используются в устройстве, называемом "турбохолодильник" (по-английски используют термин Air Cycle Machine = ACM). Вот он серенький такой чуть левее середины:
В нём бывший горячий воздух (а сейчас слегка уже охлаждённый в ВВР), но всё ещё под давлением, совершает работу по вращению турбины, и при этом расширяется и охлаждается.
Теперь можно уже упрощённо объяснить работу СКВ в целом.
Горячий воздух отбирается от ВСУ или двигателей,
предварительно охлаждается в теплообменниках (ВВР),
затем приводит турбину турбохолодильника и охлаждается там до температуры чуть выше нуля (чтобы не замёрзли пары воды),
а потом к нему подмешивается горячий воздух в количестве, необходимом для получения заданной из кабины температуры.
И в результате мы получаем в салоне прохладный воздух летом или тёплый - зимой.
Ещё немного деталей.
Вот такой хитрой формы воздухозаборник имеется практически у всех самолётов.
Через него забирается воздух на продувку ВВР. По этому характерному виду можно сразу понять, где у самолёта находятся паки кондиционирования.
У большинства самолётов паки находятся снизу центроплана.
А вот у Ан-148 - сверху:
(заборник воздуха - в правом верхнем углу фото)
Ну, и ещё у некоторых оригиналов они бывают в носу.
Проходное сечение канала воздухозаборника регулируется. На 737 - подвижной стенкой входной части канала со стороны фюзеляжа.
Этим регулируется охлаждение ВВР - ведь на высоте набегающий поток очень холодный (-60 градусов) и скоростной, так что створочку лучше прикрыть.
Характерным для 737 является наличие щитка перед каналом воздухозаборника:
Его установили, чтобы меньше всякой гадости попадало на разбеге - ведь фюзеляж у 737 сидит довольно низко, а грязь из-под передних колёс иногда летит.
У Эйрбасов входники находятся гораздо выше, и там таких щитков нету.
Между паком и нишей шасси, снизу, находится выходное отверстие для продувочного воздуха:
Оттуда дует слегка тёплым, и зимой там может быть интереснее, чем вокруг.
Кстати, во время стоянки, когда нет набегающего потока для продувки ВВРов, воздух через них просасывается вентилятором, который приводится той самой турбиной турбохолодильника.
Вот и полезная работа, которую он совершает при охлаждении воздуха. Сам себя обеспечивает, так сказать:)
При охлаждении воздуха содержащиеся в нём парЫ воды конденсируются в капли. Эта вода отводится из холодного воздуха, и впрыскивается в поток, направляемый на ВВРы. Таким образом, испаряя эту воду, они охлаждаются ещё сильнее.
Тэк-с... воздух мы с горем пополам охладили.
Теперь как бы порегулировать и вообще в тепло.
Регулировка температуры воздуха производится подмешиваением к холодному воздуху горячего.
На 737-800 вся герметичная часть фюзеляжа разделена на три условных зоны: кабина экипажа, передняя и задняя части пассажирского салона. Тремя же клапанами и подмешивается горяченькая.
Соответственно, в кабине экипажа, на потолочной панели, имеются три задатчика температуры:
(вот они внизу фотки)
Над ними находятся индикаторы отказа соответствующих каналов контролирующей аппаратуры.
Ещё выше - выключатель подмешивания горячего воздуха.
Слева вверху - прибор для контроля температуры воздуха в магистралях и в салоне.
Вверху справа - переключатель для выбора, а чего, собственно, температуру смотреть будем.
При отказе регулирования температуры воздуха паки сами перейдут на выдачу какой-то средней температуры вроде +24 градусов.
Для того, чтобы поэкономить на воздухе, обычно работают вентиляторы рециркуляции воздуха в пассажирской кабине.
Вот их выключатели как раз присели на соседней панели сверху:
Вентиляторы сосут воздух из салона через боковые нижние панели, затем он очищается фильтрами и подмешивается к свежему воздуху из паков.
Воздух же в кабину пилотов всегда подаётся только свежий.
Ниже выключателей, посредине, виден прибор, показывающий давление воздуха в магистралях.
Под ним - тумблер клапана кольцевания левой и правой воздушных магистралей. Как видно, воздух от каждого двигателя подаётся к своему паку, а ВСУ подключена к левой магистрали.
По сторонам от него - тумблеры включения паков.
Ниже - сигнальные табло неисправностей разных частей системы подготовки воздуха.
И в самом низу - включение отбора воздуха от ВСУ и двигателей.
В заключение залезем на территорию системы регулирования давления воздуха внутри самолёта.
Воздух внутрь салона подаётся через паки под постоянным давлением.
Регулирование давления внутри салона производится автоматической системой, регулирующей стравливание воздуха через выпускной клапан.
Он находится справа сзади самолёта, примерно под задней правой дверью (обведён красным):
Клапан представляет собой две створки, которые могут приводиться от трёх разных электродвигателей (для запаса на случай отказа).
На случай, когда вообще всё плохо, предусмотрены ещё два совсем уж аварийных чисто механических клапана, открывающихся при превышении определённого давления внутри фюзеляжа по отношению к забортному.
Вот эти клапаны выше и ниже выпускного клапана:
Если же вдруг давление внутри фюзеляжа станет ниже, чем снаружи, то клапаны отрицательного перепада откроются и выровняют этот перепад, впустив воздух внутрь самолёта:
Также на случай разгерметизации багажников имеются вышибные панели на потолке багажников.
Если вдруг образуется слишком большой перепад давления между багажниками и салоном, панели выдавятся и пустят воздух для выравнивания этого перепада.
Это нужно для того, чтобы не сложился пол салона.
Пожалуй, теперь про паки я вкратце рассказал.
Модель «тихого» сверхзвукового самолета QueSST в аэродинамической трубе
Американская компания Lockheed Martin в ближайшее время приступит к испытаниям безотводного воздухозаборника, который станет частью конструкции перспективного «тихого» сверхзвукового пассажирского самолета. Как пишет Aviation Week , целью испытаний станет проверка эффективности работы воздухозаборника и эффективности отсечки пограничного воздушного слоя на его входе.
Во время полета отдельных частях поверхности корпуса летательного аппарата образуется пограничный воздушный слой. Пограничным воздушным слоем называют тонкий слой на поверхности летательного аппарата, характеризующийся сильным градиентом скорости от нуля до скорости потока вне пограничного слоя.
При попадании медленного пограничного слоя в воздухозаборник существенно падает эффективность вентилятора реактивного двигателя. Кроме того, из-за разности скоростей воздушных потоков, вентилятор испытывает разные нагрузки на разных своих участках. Наконец, пограничный слой из-за низкой своей скорости может снижать объем поступающего в двигатель воздуха.
Для того, чтобы избежать попадания пограничного слоя в воздухозаборник и двигатель, устройство для забора воздуха размещают либо в носовой части самолета (как это делалось на советских боевых самолетах, например, МиГ-15), либо на некотором расстоянии от корпуса летательного аппарата. Кроме того, на сверхзвуковых самолетах воздухозаборник имеет пластинку со стороны корпуса - отсекатель пограничного слоя.
Современные сверхзвуковые самолеты используют так называемый безотводный воздухозаборник. Он не имеет щелей между собой и корпусом самолета. В конструкцию такого воздухозаборника входит рампа и специальные кромки на входе. В таком воздухозаборнике при торможении воздушного потока возникает веер волн сжатия, который препятствует прохождению пограничного слоя.
Технология безотводного воздухозаборника была впервые представлена компанией Lockheed Martin в конце 1990-х годов и сегодня используется на модернизированных истребителях F-35 Lightning II. Разработчики полагают, что безотводный воздухозаборник будет эффективен и на «тихом» сверхзвуковом пассажирском самолете, разрабатываемом по проекту QueSST.
В перспективном самолете двигатель будет установлен в хвостовой части с воздухозаборником, расположенным над фюзеляжем. Такое расположение, по оценке разработчиков, позволит фюзеляжу отражать ударные волны, образующиеся при сверхзвуковом полете на кромках воздухозаборника, вверх, а не к поверхности.
Испытания модели сверхзвукового самолета с воздухозаборником будут проводиться в аэродинамической трубе на авиабазе «Форт-Уэрт» в Техасе. Испытываемая модель получит воздухозаборник с сечением несколько большим, чем у аналогичных устройств, ранее установленных на другие продувочные модели.
В декабре прошлого года американская компания Gulfstream Aerospace на новый сверхзвуковой воздухозаборник, который наравне с другими техническими решениями позволит снизить уровень шума самолета на сверхзвуковой скорости полета. Конструкция нового воздухозаборника позволит снизить и его аэродинамическое сопротивление.
Новое устройство забора воздуха получит кромки такой формы, которая «сглаживания» ударных волн. Такие волны будут отличаться относительно плавным перепадом давления. Конструкция предусматривает создание увеличенного компрессионного клина на небольшом углублении в воздухозаборник, а также уменьшение угла атаки губы - наплыва, расположенного на противоположном фюзеляжу конце отверстия.
Такая конструкция позволит перенести зону предварительного сжатия поступающего воздуха внутрь воздухозаборника (у современных обычных сверхзвуковых воздухозаборников предварительное сжатие происходит снаружи на входе). При входе воздушный поток будет наталкиваться на клин, отражаться к губе и резко тормозиться с образованием нескольких ударных волн.
Предполагается, что ударные волны в воздушном потоке в воздухозаборнике, называемые также веером сжатия, позволят эффективно сжимать и замедлять воздушный поток до скорости, на которой он может быть нормально втянут компрессором турбореактивного двигателя. Перенесение зоны предварительного сжатия внутрь воздухозаборника позволит снизить его аэродинамическое сопротивление.
Василий Сычёв
