ПД, необходим воздушный винт.

В противоположность ПД в газотурбинном двигателе кон­струкция каждой отдельной его части оптимизирована в соответ­ствии с режимом ее работы и назначением. Такое разделение обеспечивает газотурбинному двигателю и большую гибкость при практическом применении. Добавив ступени турбины к про­стому реактивному двигателю и уменьшив ускорение выхлопных газов в сопле, можно снизить скорость реактивной струи и полу­чить дополнительную мощность на валу. Эта мощность может быть использована как для приведения в действие обычного воздуш­ного винта, так и.для сжатия дополнительной массы воздуха и получения большей реактивной тяги, как это делается, например, в турбовентиляторном двигателе.

Тяга

Тяга авиационного двигателя - это не что иное, как реакция на силу, потребную для ускорения массы воздуха, проходящего через двигатель. Тяга проявляется как давление, действующее на лопасти винта (если двигатель винтовой) или на все внутрен­ние поверхности (если двигатель реактивный). Основное различие между винтовыми и реактивными двигателями заключается в со­отношении между величинами массы и ускорения в уравнении: сила = масса X ускорение.

Ускорение, придаваемое массе воздуха обычным воздушным винтом, сравнительно невелико и его можно увеличивать лишь в небольших пределах. Следовательно, и тягу воздушного винта можно увеличивать лишь путем увеличения массы отбрасываемого воздуха, что связано с применением воздушных винтов очень больших диаметров и со значительными трудностями при их уста­новке на самолете и эксплуатации.

В реактивном двигателе тяга создается путем придания сравни­тельно небольшой массе воздуха весьма значительного ускорения. Массовый расход воздуха через двигатель, естественно, зависит от его размеров, и это является единственным, что может вызвать затруднения при установке на самолете реактивного двигателя с чрезвычайно большой степенью двухконтурности.

Влияние скорости реактивной струи на тяговый к. п. д. рас­сматривается ниже.

Влияние скорости полета и размеров двигателя на экономичность эксплуатации самолета

Теперь можно более подробно рассмотреть вопрос о различиях между поршневым и реактивным двигателями с точки зрения удовлетворения требований по летным и экономическим харак­теристикам транспортного самолета. Для этого лучше всего еще раз обратиться к важнейшим свойствам, которыми должна обла­дать авиационная силовая установка. О них уже кратко говори­лось в гл. 1. Еще раз перечислим эти свойства: высокая выход­ная мощность силовой установки, высокая выходная мощность каждого двигателя, малый вес, малый мидель, малый расход топлива, высокий общий к. п. д., эффективное охлаждение и надежность. Рассмотрим каждое из этих свойств в отдельности.

1. 
   Высокая выходная мощность силовой
   установки. Типичное лобовое сопротивление транспортного
   самолета весом 109 тс (1070 кН) в полете на крейсерской высоте
   12 000 м со скоростью, соответствующей истинному числу М =
   = 0,85, равно 9,1 тс (89 кН). Для четырехдвигательного самолета
   это означает, что каждый двигатель должен развивать тягу 2,28 тс
   (22,2 кН), которая в приведенных выше условиях эквивалентна
   тяговой мощности порядка 7500 л. с. (5500 кВт). Такая мощность
   находится явно за пределами возможностей даже наиболее совер­
   шенных ПД, которые на уровне моря имеют мощность на валу
   около 3400 л. с. (2500 кВт), а на высоте 12 000 м - только около
   1000 л. с. (735 кВт). Тяговая мощность ПД еще меньше, поскольку
   крейсерский полет на скорости, соответствующей истинному
   числу М = 0,85, приводит к значительному снижению к. п. д.
   воздушного винта из-за влияния сжимаемости воздуха.
2. 
   Высокая выходная мощность на один
   двигатель. Оптимальное количество двигателей, устанав­
   ливаемых на самолете, зависит от назначения самолета и опре­
   деляется следующими факторами: величиной тяги, потребной
   для взлета с учетом возможного отказа одного двигателя или для
   полета с учетом возможного отказа одного или двух двигателей,
   протяженностью маршрута и временем полета над водной поверх­
   ностью. Конечно, имеется и много других факторов, определяющих
   степень безопасности полета при отказе двигателя и устанавли­
   вающих соответствие характеристик такого полета требованиям
   норм летной годности, но, как правило, окончательный анализ
   приводит к выводу, что короткорейсовый самолет должен иметь
   не менее двух двигателей, самолет для воздушных линий средней
   протяженности - не менее трех и дальний самолет - не менее
   четырех.

Важным параметром, характеризующим мощность двигателя, является массовый расход воздуха в единицу времени. Количе­ство воздуха, с которым может «справиться» ПД, ограничено. Это обусловлено, во-первых, ограничениями, накладываемыми

На размеры камер сгорания и давление наддува (что связано с проблемой обеспечения устойчивости пламени), и, во-вторых, трудностью увеличения количества цилиндров из-за самой гео­метрии двигателя, конструкции коленчатого вала и системы охла­ждения. В то же время усложнение кинематики блоков цилиндров, расположенных радиально или в ряд, путем использования более одного основного коленчатого вала, в конечном счете уменьшает механический к. п. д. и увеличивает вес двигателя до недопусти­мой величин.

Что касается воздушного винта, то установка винтов большого диаметра представляет собой известную трудность - возникают чрезмерные потери, вызванные влиянием сжимаемости воздуха из-за очень высокой окружной скорости концов лопастей таких воздушных винтов при скоростях прямолинейного горизонталь­ного полета, соответствующих числу М = 0,5 и выше. Эти ограни­чения в равной степени относятся и к турбовинтовому двигателю.

Если взять теперь цифры, приведенные в п. 1, и допустить, что можно достигнуть истинного числа М = 0,85 на высоте 12 000 м, применяя воздушный винт с к. п. д., равным 85%, то, как пока­зывает простой расчет, в этом случае понадобится силовая уста­новка из девяти ПД мощностью по 3400 л. с. 2500 кВт на уровне моря. Если же рассмотреть режим полета на малых числах М, когда воздушные винты более эффективны, и снова произвести расчет для взлета, предполагая статическую тягу винта равной 1,2 кгс (11,7 Н) на одну лошадиную силу мощности на валу, то потреб­ное число ПД в силовой установке окажется не меньше шести. Прогнозы показывают, что реактивные транспортные самолеты следующего поколения будут иметь взлетный вес около 320 тс (3140 кН) и будут оснащены четырьмя двигателями общей тягой 82 тс(804 кН), что на режиме взлета соответствует мощности на валу свыше 60 000 л. с. (44000 кВт). Для достижения такой же тяговоору-женности этих самолетов при помощи силовых установок, состоя­щих из ПД, на каждом самолете потребовалась бы установка восемнадцати двигателей, развивающих мощность на валу по 3500 л. с. (2600 кВт) каждый. Указанные количества ПД да­леки от оптимальных, не говоря уже о проблемах их уста­новки на самолете.

Следовательно, для обеспечения высокой общей мощности силовой установки и оптимального количества двигателей для самолета данного назначения необходима высокая выходная мощ­ность на один двигатель, которую ПД обеспечить не может.

С другой стороны, у реактивного двигателя нет каких-либо параметров, которые ограничивали бы дальнейший рост его мощ­ности. Реактивные самолеты первого поколения были оснащены двигателями тягой 2,28 тс (22,2 кН). Современные самолеты имеют двигатели тягой 9,1 тс (89 кН), а на проектируемых реак­тивных самолетах-гигантах будут установлены двигатели тягой 20,4 тс (200 кН), и это еще не предел.

3. Малый вес. Необходимость создания двигателей, обла­дающих минимальным весом и максимальной мощностью, не требует доказательств. Металлоемкость корпуса ПД чрезвычайно велика, так как он должен выдерживать высокие нагрузки, воз­никающие при возратно-поступательном движении больших масс элементов конструкции двигателя, и иметь необходимую для

Этого прочность.

ПД типичной конструкции весит вместе с воздушным винтом 2,05 тс (19,6 кН). Такой двигатель имеет мощность на валу 3400 л. с. (2500 кВт) и при расчетной статической тяге 1,2 кгс (11,7 кН) на одну лошадиную силу мощности на валу создает тягу примерно 2 кгс (19,6Н) на один килограмм веса двигателя. Газотур­бинный двигатель может быть легче, потому что его основные узлы представляют собой непрерывно вращающийся единый механизм, который, однако, требует, чтобы при проектировании учитывалась возможность разрушения двигателя и окружающей конструкции. Типичный большой реактивный двигатель весит 2,4 тс (23,5 кН) и создает статическую тягу 9,5 тс (93 кН), что составляет около 4 кгс (39 Н) на один килограмм веса двигателя. Данное сравнение сделано для наиболее благоприятных условий работы ПД и воздушного винта, а если учесть действительные условия крейсерского полета, то это соотношение еще более за­метно изменится в пользу реактивного двигателя. Что касается турбовинтового двигателя, то вес винта и редуктора говорит против их использования в сочетании с турбиной, если только не требуется очень высокий к. п. д. и малые удельные расходы топлива на относительно небольших скоростях прямолинейного горизонтального полета.

4. Малый мидель. Все выступающие части двигателя, конечно, очень невыгодны в отношении аэродинамического сопро­тивления. При оптимальном соотношении внутреннего диаметра цилиндра и хода поршня диаметр ПД с радиальным расположе­нием цилиндров пропорционален его мощности. То же самое можно сказать и о рядном ПД, для которого характерны проблемы, связанные с охлаждением цилиндров и конструкцией коленчатого вала. Мидель типичного ПД (воздушный винт в этом случае исклю­чается из рассмотрения, потому что при работающем двигателе он не создает сопротивления) достигает около 1,85 м 2 с учетом капота. Основываясь на приведенных выше величинах, находим, что на 1 м 2 фронтальной площади ПД приходится тяга 2,2 тс

В реактивном двигателе, мидель которого, грубо говоря, пропорционален массовому расходу воздуха, мощность можно увеличить, повысив рабочую температуру газов, при этом мас­совый расход воздуха остается постоянным. Расход топлива можно уменьшить путем повышения к. п. д. частей двигателя и увели­чения степени повышения давления. На протяжении ряда лет улучшение указанных параметров и уменьшение миделя реак-

тивного двигателя достигались также благодаря использованию и совершенствованию осевого компрессора. Усовершенствование компрессора до настоящего времени велось в основном в направ­лении увеличения его длины, а не радиуса, так как последнее связано с возрастанием миделя и соответственно - лобового сопротивления. Мидель типичного большого реактивного двига­теля, включая и гондолу, составляет около 2,7 м 2 , что значительно превышает мидель рассмотренного выше поршневого двигателя. Однако при этом реактивный двигатель способен создавать го­раздо большую тягу - на 1 м 2 его фронтальной площади при­ходится тяга 3,5 тс (344 кН). Реактивный двигатель показывает себя с еще более выгодной стороны, если проводить сравнение с учетом используемых в настоящее время высот и скоростей, при которых комбинация «ПД - воздушный винт» теряет свою эффективность.

Однако турбовентиляторный двигатель имеет больший мидель, чем простой реактивный двигатель стой же тягой, и по мере уве­личения степени двухконтурности для него все большее значение начинает приобретать специальная аэродинамическая профили­ровка обводов мотогондолы для снижения ее лобового сопро­тивления.

5. Малый расход топлива. С необходимостью повышения мощности двигателя тесно связаны и поиски способов уменьшения расхода топлива. Если говорить об удельных расхо­дах топлива реактивного двигателя и ПД в условиях крейсер­ского полета, то отношение расходов, составлявшее в недалеком прошлом 2: 1, в настоящее время все более уменьшается. Сравни­вая оба двигателя по величине удельного расхода топлива, надо иметь в виду и то, что реактивный двигатель обеспечивает боль­шую пассажировместимость самолета, позволяет ему достигнуть высоких эксплуатационных скоростей и имеет более низкую стои­мость потребляемого топлива (керосин вместо бензина). Все это вместе взятое и ряд других факторов говорит в пользу самолета с реактивным двигателем, который в целом оказывается более экономичным, чем самолет с ПД.

Известно, что истинную воздушную скорость можно значи­тельно увеличить, если совершать полет на наибольших высотах, Доступных реактивному самолету. А расход топлива пропорцио­нален тяге, равной лобовому сопротивлению самолета, которое, в свою очередь, пропорционально приборной скорости полета. Таким образом, при постоянной приборной скорости истинную скорость можно увеличить путем набора большей высоты, где плотность воздуха, а следовательно, и лобовое сопротивление самолета становятся меньше. Соответственно и часовой расход топлива для данного расстояния будет меньшим. Это самый важный и единственный фактор, который может контролироваться пилотом.

Расход топлива не является показательным, если его рассма­тривать отдельно от других действующих факторов. Нужно сов-

5 Д. Дэвис 65

Мещать экономию топлива с типичным крейсерским режимом полета, который для реактивного самолета предусматривает высокую скорость полета на большой высоте. При своих «скром­ных» скоростных и высотных характеристиках ПД неплохо спра­вился с задачей экономии топлива за пятьдесят лет своего разви­тия. Однако цели изменились. Теперь необходимо летать высоко и быстро, а ПД уже не способен обеспечивать мощность, потреб­ную для полета на большой скорости и высоте.

6. Общий к. п. д. авиационного двигателя. Это есть произведение термического и тягового к. п. д. Термиче­ский к. п. д. как ПД, так и газотурбинного двигателя можно по­высить увеличением степени повышения давления. Степень по­вышения давления у ПД ограничена устойчивостью процесса горения (например, детонацией), но в газотурбинном двигателе предел еще не достигнут.

Тяговый к. п. д. (или к. п. д. движителя) зависит от к. п. д. Фруда (созданная тяговая мощность, деленная на кинетическую энергию, сообщенную массе воздуха) и потерь, связанных с прев­ращением (в турбине, вентиляторе, винтах) энергии газа в ско­рость реактивной или завинтовой струи. К. п. д. Фруда опре­деляется по формуле

Где V - скорость самолета;

U - скорость истечения реактивной или завинтовой струи

Относительно самолета.

Этот к. п. д. низок, когда U значительно больше V , и подни­мается до 100%, когда две скорости равны, т. е. когда нет уско­рения и, следовательно, нет тяги. На рис. 3.2 дается сравнение к. п. д. движителей для различных двигателей. Винтовой движи­тель, придающий относительно малое ускорение значительной массе воздуха, имеет высокий к. п. д. Фруда, но его эффективность из-за большой окружности скорости лопастей воздушного винта и эффекта сжимаемости воздуха, обтекающего лопасти, начинает падать уже на довольно малых значениях чисел М прямолиней­ного горизонтального полета, т. е. задолго до появления пер­вых признаков сжимаемости воздуха при обтекании других элементов конструкции совре­менного самолета.

Рис. 3.2. Сравнение к. п. д. различ­ных движителей:

66

/ - воздушный винт; 2 - турбовентиля­торный реактивный двигатель; 3 - про­стой реактивный двигатель

Простой реактивный двигатель, способный придавать большое ускорение относительно небольшой массе проходящего через него воздуха, становится сравнительно экономичным только при очень больших скоростях прямолинейного горизонтального полета. В диапазоне чисел М = 0,8-^0,9 он лишь умеренно экономичен, а при увеличении скорости истечения реактивной струи, или, что то же самое, при увеличении температуры газов на входе в турбину его экономичность еще более уменьшается. В этих условиях гораздо более эффективными, имеющими повышенные значения к. п. д. Фруда и лучшую экономичность, являются тур­бовентиляторные и двухконтурные реактивные двигатели, которые при одинаковой с простыми реактивными двигателями тяге, имеют меньшие скорости истечения реактивной струи, но больший массовый расход воздуха.

В конечном счете из рис. 3.2 становится ясно, что для обеспе­чения больших скоростей полета, характерных для современных транспортных самолетов, обычный ПД совершенно непригоден и должен уступить место реактивным двигателям, причем при полетах на дозвуковых скоростях предпочтение следует от­дать турбовентиляторным и двухконтурным реактивным двига­телям.

И, наконец, сравнение по механическому к. п. д. также гово­рит в пользу газотурбинного двигателя - в нем все основные движущиеся части непрерывно вращаются; при этом механиче­ский к. п. д. приближается к 100%. В ПД механические потери сравнительно высоки из-за значительного веса элементов кон­струкции двигателя, совершающих возвратно-поступательное дви­жение.

7. Эффективность охлаждения. Лобовое аэро­динамическое сопротивление ПД зависит и от выбранного типа охлаждения его цилиндров. При воздушном охлаждении ПД со звездообразным расположением цилиндров последние непосред­ственно обдуваются набегающим воздушным потоком, уносящим их тепло, а при жидкостном охлаждении, чаще всего используе­мом в двигателе с рядным расположением цилиндров, необходим радиатор, также обдуваемый воздушным потоком. Лобовое со­противление системы охлаждения особенно увеличивается в ре­жиме работы двигателя на большой мощности, когда возникает необходимость в полном открытии створок для выпуска охлаждаю­щего воздуха. Все это требует весьма тщательного проектирования капота ПД или обтекателя радиатора, иначе часть мощности двигателя будет затрачиваться на преодоление его излишнего аэродинамического сопротивления.

В газотурбинном двигателе потери на охлаждение возникают лишь в том случае, когда для этой цели от компрессора двигателя отбирается часть воздуха, используемого в процессе сгорания и расширения. Такой отбор воздуха, безусловно, отражается на эффективности рабочего цикла двигателя.

8. Надежность. Самолету необходима такая силовая установка, которая могла бы непрерывно обеспечивать высокую мощность. В ПД из-за ограничений, обусловленных свойствами материала выхлопных клапанов и высокими внутренними напря­жениями, максимальную крейсерскую мощность ограничивают примерно до 50% максимальной располагаемой мощности, что обеспечивает приемлемый срок службы двигателя. Мощность реактивного двигателя ограничивается подобным же образом свойствами материала лопаток турбины, однако у этого двига­теля типичная максимальная крейсерская мощность составляет 75% максимальной располагаемой мощности.

Реактивный двигатель является, как правило, более простым и гораздо более надежным. Отсутствие механизма для изменения шага воздушного винта и редуктора, работающих в условиях высоких напряжений, дает газотурбинному двигателю дополни­тельные преимущества. У некоторых реактивных двигателей установленный срок службы до капитального ремонта более чем в два раза превысил срок службы самых лучших ПД.

На срок службы реактивного двигателя наиболее сильное влия­ние оказывает величина температуры газов в турбине. Ее макси­мально допустимое значение является критическим пределом, и если этот предел превышается сильно, например при запуске двигателя, то последний, несомненно, выйдет из строя. Если же этот предел превышается незначительно, но само превышение сох­раняется в течение длительного времени (например, в крейсер­ском полете), то срок службы двигателя сократится.

В заключение подчеркнем еще раз: ПД и воздушный винт превратились в препятствие на пути увеличения размеров и экс­плуатационных скоростей современных транспортных самолетов. Только газотурбинный двигатель может удовлетворить всем тре­бованиям в отношении критических параметров, рассмотренных выше.

РАЗВИТИЕ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Не вдаваясь глубоко в детали данной темы, полезно ознакомиться со схемами различных типов двигателей, пред­ставленными на рис. 3.3-3.9, и попытаться охарактеризовать причины, обусловившие их появление. Это нелегкая задача, поскольку наряду с техническим уровнем проектирования дви­гателей и самолетов в каждый данный момент на развитие газо­турбинных двигателей оказывали влияние различные экономи­ческие и политические факторы.

Реактивные двигатели в своем развитии видоизменялись много раз, начиная от простого двигателя с центробежным компрессором и кончая большими турбовентиляторными двигателями, пред­назначенными для самолетов-гигантов.

Двигатель с центробежным компрессором

Rit-«

Центробежные компрессоры вначале использовались в нагне­тателях ПД, и полученный при этом опыт способствовал их ус­пешному применению в газотурбинном двигателе, обеспечив его быстрое появление и внедрение в эксплуатацию, высокую надеж­ность и соответствие требуемым характеристикам.

Двигатель с осевым компрессором

В процессе развития двигателей центробежный компрессор был заменен осевым компрессором в связи с необходимостью повышения экономичности и получения минимального миделя двигателя. Для обеспечения надлежащей экономичности тре­буются более высокие степени повышения давления и увеличен­ные к. п. д. Осевой компрессор наиболее успешно справляется с этой задачей (его конструкция позволяет осуществлять про­дольное размещение нескольких ступеней компрессора без уве­личения миделя), но значительное улучшение характеристик такого двигателя стало возможным в результате тщательных газо-и аэродинамических исследований.

Двухвальный (или двухкаскадный) двигатель

Рис. 3.5. Двухвальный (двухкас­кадный) двигатель

С увеличением степени повышения давления появилась тен­денция к замене одновального двигателя двухвальным (с разде­лением компрессора на два каскада), ибо такое решение позволяло значительно расширить рабочий диапазон работы двигателя с высокой степенью повышения давления в компрессоре без приме­нения системы|управления лопатками компрессора, т. е. не при­бегая несложному автоматическому^изменению угла установки лопаток в зависимости от режима работы двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель был разработа!
с учетом использования более высоких температур в турбине для
получения большей тяги без соответствующего увеличения ско­
рости истечения реактивной струи и уменьшения тягового к. п. д.
двигателя, ведущих к увеличению удельного расхода топлива.
Отличительным признаком такого двигателя является наличие
дополнительного воздушного контура, по которому часть заса-:
сываемого воздуха после сжатия в компрессоре подается в обход
камер сгорания и турбины непосредственно на выхлоп, увеличи­
вая массу и снижая скорость истечения реактивной струи. Термин
«двухконтурный» обычно условно относится к схемам двигателей,
в которых предусматривается смешение горячего и холодного
потоков газов. Без этой особенности нет существенной разницы
между двухконтурным и турбовентиляторным (с передним рас­
положением вентилятора) двигателями, которые рассматриваются"
ниже. ■

Турбовентиляторный двигатель

Турбовентиляторный двигатель, созданный на основе дальней­шего развития принципа двухконтурности без смешения горячего и холодного потоков газов, можно рассматривать как промежу­точную ступень между турбореактивным и турбовинтовым двига­телем. Но в отличие от последнего он не подвержен влиянию сжимаемости воздуха благодаря специальной профилировке ка-

Нала и значительно меньшему диаметру вентилятора. Турбовен­тиляторный двигатель имеет увеличенную по сравнению с двух­контурным турбореактивным двигателем степень двухконтур­ности, т. е. отношение расхода воздуха через вентилятор к рас­ходу воздуха через газогенераторную часть двигателя, в резуль­тате чего еще больше возрастают преимущества, обеспечиваемые двухконтурным двигателем. При большой степени двухконтур­ности двигателя аэродинамическая форма мотогондолы оказывает повышенное влияние на располагаемую тягу, и могут понадобиться специальные меры для того, чтобы совместить противоречивые требования, относящиеся к крейсерскому и взлетному режимам работы этого двигателя.

Новые тенденции

Как уже было сказано выше, на ход разработки нового двига­теля существенное влияние оказывает ряд факторов: существую­щий уровень развития техники, политика, экономика. Однако цели разработки остаются в основном те же, а именно: уменьшение удельного расхода топлива, уменьшение удельного веса двига­теля, повышение надежности, усовершенствование системы управ­ления, снижение уровня шума.

Для обеспечения малых удельных весов и расходов топлива потребовались более высокие к. п. д. соответствующих узлов (например, к. п. д. компрессора), а также увеличение степеней повышения давления, двухконтурности и температуры газа в тур­бине.

Что касается проблем управляемости, то надо сказать, что хорошо спроектированный двигатель не должен вызывать труд­ностей при управлении им, по какой бы конструктивной схеме он не был выполнен.

С развитием двухконтурных и турбовентиляторных двигателей от современных со степенями двухконтурности 1:1 и 2: 1 до проектируемых со степенями двухконтурности 8:1, 12: 1 и выше потребуются другие компоновочные схемы. Уже предложен например, трехвальный турбовентиляторный двигатель с трехкас-кадным компрессором. Большая гибкость в управлении и возмож­ность изменения скорости вентилятора для снижения уровня шума в режимах захода на посадку и посадки - таковы основные пре­имущества, обеспечиваемые двигателями данного типа.

Имеются и другие направления развития двигателей с многокас­кадными компрессорами, которые также представляют интерес и могут быть весьма полезными в определенных случаях. Такие Двигатели могут быть более «гибкими» в работе на различных режимах благодаря лучшей аэродинамической «подгонке» при неполной нагрузке и меньшей инерции вращающихся элементов. Двигатели с многокаскадными компрессорами легче запустить, поскольку стартером нужно повернуть лишь один каскад.

ЗАВИСИМОСТЬ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ ОТ ПОЛОЖЕНИЯ РЫЧАГА ГАЗА

Тяга ПД пропорциональна числу оборотов, давлению наддува и углу установки лопастей воздушного винта. Из этих величин самой важной является величина давления наддува. При постоянных оборотах можно путем изменения давления над­дува и угла установки лопастей воздушного винта обеспечить более значительное изменение тяги, чем то, которого можно до­стичь при постоянном давлении наддува путем изменения числа оборотов. Поскольку число оборотов в минуту выбирается в соот­ветствии с давлением наддува, можно в грубом приближении счи­тать, что тяга ПД пропорциональна положению дросселя (рычага управления оборотами). Это значит, что при постоянных оборо­тах, характерных, например, для режима захода на посадку, тяга ПД пропорциональна положению рычага управления дви­гателем на пульте кабины экипажа.

У реактивного двигателя тяга пропорциональна числу обо­ротов (массовому расходу воздуха) и температуре (коэффициенту избытка воздуха). Эти параметры взаимосвязаны - их изменение зависит от к. п. д. компрессора при изменении числа оборотов. Весь рабочий цикл и газодинамический тракт двигателя рассчи­таны на наибольшую отдачу при больших оборотах, в режиме кото­рых двигатель должен работать наибольшую часть времени. С дальнейшим увеличением чис­ла оборотов увеличивается мас­совый расход воздуха, возра­стает температура газов в тур­бине, увеличивается к. п. д. и в результате создается значи­тельно большая тяга. Наиболь­шая тяга может быть получена на предельно допустимых обо­ротах, например на взлетном режиме работы двигателя.

На рис. 3.10 показаны по­ложения рычага газа для со­ответствующих величин тяги - от «Полного вперед» до «Пол­ного назад», как для ПД, так

Рис. 3.10. Зависимость между поло­ жением рычага газа и тягой для реак­тивного двигателя (а) и ПД (б):

72

/ - «Полный вперед»; 2 - режим малого газа в полете; 3 - реверсивная тяга в ре­жиме малого газа; 4 - максимальная реверсивная тяга

И для реактивного двигателя. Эти схемы не соответствуют каким-то конкретным двигателям, и представленные характеристики на­меренно увеличены для того, чтобы подчеркнуть их разницу. Для обеспечения надлежащих характеристик при управлении двигателем важно учесть следующее:

1. 
   У ПД тяга более или менее пропорциональна положению
   рычага газа (на графике прямая линия), тогда как тяга реактив­
   ного двигателя не пропорциональна положению рычага газа (на
   графике линия круто загибается при больших оборотах). Для ПД
   изменение положения рычага газа на 25 мм соответствует изме­
   нению мощности, скажем, на 700 л. с, независимо от местополо­
   жения рычага в зоне большой или малой мощности. Для реактив­
   ного двигателя смещение рычага газа на 25 мм при малых оборо­
   тах соответствует изменению тяги лишь на 0,45 тс (4,4 кН), а при
   больших оборотах будет соответствовать изменению тяги на 4,5 тс
   (44 кН). Вот.почему на самолете с реактивным двигателем для
   получения большого приращения тяги при положении рычага
   газа в зоне малой тяги необходимо рычаг значительно подвинуть
   вперед. Это, однако, не означает, что следует все время резко
   оперировать рычагами - например, в случае, если они уста­
   новлены на тягу, типичную для стадии захода на посадку, для ее
   изменения потребуются лишь незначительные перемещения ры­
   чагов.
2. 
   При закрытом дросселе (рычаг газа находится в положе­
   нии «Полный назад») воздушный винт ПД создает аэродинамиче­
   ское сопротивление - обратите внимание на положение линии
   тяги этого двигателя ниже нулевой отметки в режиме малого
   газа. У реактивного двигателя все же сохраняется какая-то тяга,
   когда положение рычага соответствует режиму малого газа.
   Эта тяга в прямолинейном горизонтальном полете составляет
   около 0,45 тс (4,4 кН). Она создает эффект «свободного хода»
   и является одной из причин применения на современных самолетах
   реверса тяги двигателя и воздушных тормозов. Остаточная тяга
   и незначительное аэродинамическое сопротивление самолета с трех­
   колесным шасси ведут к чрезвычайно медленному снижению ско­
   рости при пробеге после посадки. В случае полного отказа тор­
   мозов (невозможного, конечно, у хорошо спроектированного
   самолета, но эквивалентного условиям их работы на обледенев­
   шей поверхности ВПП) самолет будет просто безостановочно
   двигаться вперед. Работа реактивного двигателя на малом газе
   имеет, впрочем, одно неожиданное преимущество - отсутствие
   возмущенного потока от авторотирующего воздушного винта.
   Этот поток часто снижает эффективность руля высоты и, например,
   в случае посадки со смещенным вперед ц. т. при закрытых дрос­
   селях в зоне входной кромки ВПП не дает возможности осуще­
   ствить выравнивание самолета, что может привести к грубой
   посадке. На реактивном самолете таких неблагоприятных явле­
   ний в отношении руля высоты не происходит: у него эффективность

73

Руля высоты остается неизменной, независимо от того, работают двигатели или нет.

3. У ПД разница между тягой в прямолинейном горизонталь­ном полете и реверсивной тягой на режиме малого газа очень велика (обратите внимание на крутизну линии графика). Когда лопасти воздушного винта установлены в положение обратной тяги (включен реверс), то уже на малых оборотах ПД создается около 60% максимально возможного лобового сопротивления. Остальное достигается при полном реверсировании на полной мощности двигателя. Вот почему опасно реверсировать тягу ПД прежде, чем самолет совершит уверенную посадку; это связано не только с резким ростом лобового сопротивления, но и с потерей подъемной силы на большей части крыла, а также со значитель­ным уменьшением эффективности руля высоты. У реактивного двигателя разница между прямой и реверсивной тягой в режиме малого газа очень мала. При эффективности реверса тяги 50% чистое изменение тяги будет находиться в диапазоне от 0,45 тс (4,4 кН) в прямолинейном горизонтальном полете до 0,22 тс (2,2 кН) при реверсировании. Следовательно, при чистой конфи­гурации самолета реверсирование тяги реактивного двигателя в полете вполне безопасно. Этот довод свидетельствует также и о том, что при посадке (режим малого газа) не следует задержи­ваться с включением реверса дольше, чем это необходимо. Реак­тивный самолет обладает очень малым лобовым сопротивлением и, чтобы получить полную отдачу от реверса, нужно как можно ско­рее отклонить рычаг управления двигателем до полной реверсив­ной тяги, особенно если иметь в виду то, что реверсивная тяга гораздо более эффективна на больших скоростях движения са­молета.

Вообще говоря, пилоту может показаться довольно странным, что допускается такое длительное рассогласование между поло­жением рычага управления и тягой газотурбинного двигателя. Системы управления, находящиеся в настоящее время в стадии разработки, можно спроектировать таким образом, чтобы они могли обеспечить любое соотношение между положением рычага управления двигателем и получаемой тягой. Такие системы могут управляться, например, с помощью электрических средств, что весьма облегчает решение этой задачи. Однако на современных газотурбинных двигателях то же самое можно сделать путем при­менения довольно простого передаточного механизма, который изменил бы существующую зависимость между положением ры­чага управления и открытием топливного крана в соответствии с величиной получаемой при этом тяги.

ПРИЕМИСТОСТЬ

Способность воздушного винта ПД сохранять постоян­ную скорость вращения позволяет поддерживать у двигателя такие обороты, которые являются компромиссными между мощностью

На режиме при заходе на посадку и мощностью на режиме ухода на второй круг; при этом мощность меняется путем изменения давления наддува. Чтобы быстро увеличить мощность, увеличи­вают давление наддува и изменением шага винта быстро создают потребную тягу. «Быстро» в данном случае означает примерно 3-4 секунды, что обусловлено тенденцией воздушного винта к моментальному превышению скорости (раскрутке), и это не может удовлетворить пилота, как бы одобрительно он ни отно­сился к любым механическим приспособлениям. Между прочим, тягу ПД можно уменьшить так же быстро (и до такой степени, что будет даже создаваться лобовое сопротивление), потому что регулятор постоянного числа оборотов больше не сможет умень­шать угол установки лопастей воздушного винта.

Уже объяснялось, что самый высокий к. п. д. реактивного дви­гателя имеет место на больших оборотах, когда компрессор рабо­тает на режимах, близких к оптимальным. На малых оборотах рабочий цикл двигателя обычно неэффективен. Если неожиданно потребуется увеличить тягу при работе двигателя на оборотах, эквивалентных обычным оборотам при заходе на посадку, то дви­гатель среагирует немедленно, и полная тяга может быть достиг­нута примерно через 2 секунды. Однако при работе двигателя на более низких оборотах внезапный переход на максимальную тягу может привести к переполнению двигателя топливом и выз­вать его перегрев или помпаж. Для предотвращения подобных явлений в регуляторе подачи топлива установлены различные ограничители числа оборотов двигателя, функционирующие до тех пор, пока последний не наберет таких оборотов, на которых он может реагировать на быстрый разгон без всяких осложнений. Этот критический предел оборотов особенно заметен, когда осу­ществляется резкое увеличение числа оборотов при выходе из режима малого газа. Сначала разгон идет очень медленно, но затем резко возрастает, когда число оборотов превысит эту важ­ную критическую величину. На переход с малой тяги на полную при типичной скорости захода на посадку требуется в среднем около 6 секунд. Некоторые типы двигателей справляются с этим лучше других, но и среди отдельных двигателей одного и того же типа имеется расхождение по времени. Иногда двигателю тре­буется для этого целых 8 секунд, что не превышает, однако, допу­стимых пределов.

Обратите внимание, что точка перегиба кривой, определяющей зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, °т числа оборотов, соответствует примерно 78% максимальных оборотов (рис. 3.11). Двигатель «с трудом» набирает тягу до этой точки, но затем реагирует очень быстро. Обратите внимание также и на ограничитель, который вступает в действие как раз перед тем, Как создаются максимальные обороты (в зависимости от того, Какой параметр ограничивается в данный момент). Это небольшое 3ат РУДнение не представляет особого интереса с точки зрения

Рис. 3.11. Зависимость времени, потребного для достижения полной тяги, от числа оборотов двигателя

Летных характеристик потому, что дви­гатель уже располагает достаточной тягой, чтобы удовлетворить требова-100% ниям обеспечения набора высоты после од/мин неудачного захода на посадку в соот­ветствии с нормами летной годности.

Время приемистости играет очень важную роль для стадий захода на посадку, посадки и ухода на второй круг. Хотя не­большие изменения тяги можно осуществлять достаточно быстро, например, чтобы подкорректировать последнюю прямую захода на посадку, тем не менее всегда нужно помнить о том, каковы в это время обороты двигателя. Если обороты малы, скажем, после быстрого подъема над нижним концом глиссады (что ведет к уходу на второй круг), то может потребоваться до 8 секунд, чтобы до­стигнуть полной тяги. Следует подчеркнуть, что в первые 5 секунд после передвижения рычага газа происходит очень небольшое увеличение тяги. В условиях нормального полета эта задержка может быть терпимой, но в аварийной обстановке, когда большую тягу нужно получить мгновенно, такая задержка может оказаться роковой. На реактивном самолете внезапная потребность в быстром увеличении тяги может возникнуть по многим причинам (ниже они будут рассмотрены подробно). Поэтому, до тех пор пока необ-ходимость в быстром и значительном увеличении тяги полностью не отпала, не следует допускать снижения оборотов двигателя ниже той величины, с которой возможен быстрый разгон. Эта величина у разных двигателей различна, но в большинстве слу­чаев она лежит в пределах максимального числа оборотов при заходе на посадку минус 5%, т. е. равна 70-80% максимального числа оборотов.

ОТСУТСТВИЕ ЗАВИНТОВОЙ СТРУИ

Воздушный винт создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, отбрасываемой назад и обтекающей сравнительно большую часть площади крыла. Подъемная сила крыла с уста­новленными на нем винтовыми двигателями создается всей по­верхностью крыла: как той ее частью, которая обтекается завин-товой спутной струей, так и той, которую завинтовая струя не обтекает. Поэтому, изменяя скорость спутной струи, можно изме­нять полную подъемную силу, действующую на крыло при по­стоянной скорости полета. В прошлом учет этого простого факта позволил предотвратить несколько потенциальных катастроф.

Опасность заходов на посадку на слишком малой высоте и ско­рости во многих случаях была устранена путем резкого увели­чения мощности двигателя. Помимо увеличения подъемной силы при постоянной воздушной скорости, скорость сваливания также снижается в случае обдува крыла струей от воздушных винтов. При мощности, типичной для режима захода на посадку, обыч­ную скорость сваливания порядка 166 км/ч можно уменьшить при неработающих двигателях примерно на 18 км/ч, а при пол­ной тяге двигателей - даже еще больше.

Реактивный двигатель также создает тягу путем ускорения большой массы воздуха, но этот воздух, как правило, не обтекает крылья. Поэтому на постоянной воздушной скорости нет никакого приращения подъемной силы при увеличенной тяге и тем более не происходит значительного уменьшения скорости сваливания при работе всех двигателей. Практически существует лишь не­большое уменьшение скорости сваливания в пределах 3,7 - 5,5 км/ч, вызванное:

А) влиянием реактивной струи двигателя на обтекание крыла и

Б) появлением вертикальной составляющей тяги на больших
положительных углах тангажа, эффективно снижающей вес
самолета.

Итак, поскольку на реактивном самолете отсутствуют воздуш­ные винты, пилот может попасть в затруднительное положение по двум причинам:

А) невозможно мгновенно увеличить подъемную силу только
путем увеличения тяги двигателей;

Б) невозможно снизить скорость сваливания простым увели­
чением тяги двигателей. При этом теряется скрытый запас, равный
примерно 18 км/ч (разница между скоростями сваливания при не­
работающих и работающих двигателях для винтового само­
лета).

Добавим еще сюда недостаточную приемистость реактивного двигателя, о чем уже говорилось выше, - и перед нами три при­чины, которые усложняют пилотирование реактивного самолета по сравнению с самолетом, оснащенным винтовыми двигателями. Все эти три причины обусловлены именно наличием на самолете реактивных двигателей и отсутствием воздушных винтов. Ниже сюда будут добавлены еще три фактора, связанные с конструк­цией планера самолета.

По этим причинам имеется заметная разница - мы затраги­ваем наиболее важную область - между методикой захода на посадку самолета с ПД и реактивного самолета. В первом случае допустимы некоторые ошибки: скорость не является слишком критическим параметром, и увеличение мощности двигателя может предотвратить увеличение скорости снижения. Во втором случае почти нельзя допускать ошибок; если увеличение скорости сни­жения все же произойдет, то нужно помнить о двух следующих моментах в их должной последовательности: во-первых, увеличе-

Ние подъемной силы возможно только путем ускорения набегаю­щего воздушного потока, обтекающего крыло (что будет освещено в одном из последующих подразделов), а этого можно добиться лишь посредством разгона самого самолета; во-вторых, разгон самолета без потери высоты можно осуществить только быстрым увеличением тяги двигателей, которые, как известно, обладают недостаточной приемистостью на малых оборотах.

Предотвращение увеличения скорости снижения при заходе на посадку может оказаться очень трудным маневром, о чем будет. сказано подробнее при рассмотрении основных вопросов, касаю­щихся самолета. А пока следует довольствоваться теми знаниями о двигателе, которые у нас имеются, и не забывать о трех упомя­нутых выше факторах. Для того чтобы не попасть в затрудни­тельную ситуацию, следует все время и особенно при заходе на посадку выдерживать скорость захода на посадку, поддерживать повышенные обороты двигателя и принимать соответствующие меры сразу же, как только любой из этих основных параметров начнет приближаться к своему пределу. Нужно не только пред­ставлять себе заданную траекторию полета, но и предвидеть пути ее корректирования с помощью средств, имеющихся в вашем распоряжении. Конечно, нужно иметь полное представление о воз­можностях этих средств и их особенностях.

ОТСУТСТВИЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА

Когда на самолете с ПД двигатели задросселированы до малого газа, воздушный винт создает лобовое сопротивление, т. е. отрицательную тягу. Нулевой тяге на скорости захода на посадку соответствовало бы примерно 1800 об/мин и дав­ление наддува 305 мм. Величина сопротивления, создавае­мого авторотирующим воздушным винтом, зависит также от ско­рости вращения и угла установки его лопастей. Если воздушный винт зафиксирован в положении малого шага, то чем выше будут обороты, тем больше будет сопротивление. Эта способность воздуш­ного винта создавать сопротивление полезна, потому что бывает необходимо не только быстро увеличить скорость при некоторых условиях полета, но и в равной степени быстро ее снизить.

Реактивный двигатель, наоборот, при задросселировании до малого газа все еще создает в прямолинейном горизонтальном полете тягу - примерно до 0,45 тс (4,4 кН), если его номинальная тяга составляет 9 тс (88 кН). Как и в других случаях, это имеет свои преимущества и недостатки. Основное преимущество состоит в том, что пилот может больше не опасаться лобового сопротивле­ния, создаваемого вышедшим из строя простым или реверсивным воздушным винтом (реверсивный винт в полете можно приравнять к сплошному диску, который при диаметре 4,3 м создает лобовое сопротивление 1,8 тс (17,6 кН). А основным недостатком является

Эффект «свободного хода», который оказывает заметное влияние на характеристики самолета. Хотя это явление можно иногда использовать как преимущество (например, при продолжитель­ном снижении), оно является препятствием, когда необходимо быстро снизить скорость, например при входе в зону аэропорта или при выравнивании перед посадкой.

Этот основной недостаток возмещается путем использования других средств создания лобового сопротивления. Почти на всех самолетах применяются воздушные тормоза, причем в этом каче­стве довольно часто используются и главные ноги шасси и сравни­тельно редко - пока только на двух типах самолетов - реверс тяги в полете. Хотя эти средства и установлены для того, чтобы ими пользоваться, применять их нужно с осторожностью. С не­большим упреждением траекторией полета самолета вполне можно управлять так, чтобы уменьшить необходимость их использования до минимума. Применение этих средств почти всегда создает шум или тряску, и более осторожный пилот станет пользоваться ими только в случае действительной необходимости. Эффект свободного, или, как его иногда называют, холостого хода, заключающийся в сохранении значительной положительной тяги на режиме малого газа, осложняет проблему инерции для большого скоростного самолета с убранными шасси и закрылками. Если ранее упоми­налось, что из-за плохой приемистости двигателя никогда не следует необдуманно задерживать перемещение рычагов газа, а теперь акцентируется внимание на эффекте свободного хода на режиме малого газа, то читателю можно простить, если он поду­мает, что контролирование траектории полета реактивного само­лета является (в отношении управления скоростью) весьма слож­ным делом. В действительности это не так уж трудно и описанное является типичным примером того, как прием, который в полете можно продемонстрировать за несколько минут, требует гораздо больше времени для изложения на бумаге.

Самолет с ПД более или менее «привязан» к своей траектории полета в продольной плоскости вследствие действия воздушного винта, подобно тому, как вагон фуникулера «привязан» к своему пути посредством зубчатой рейки и шестерен. Изменение мощно­сти двигателей самолета с ПД ускоряет или замедляет его полет заранее известным образом. У реактивного самолета нет такой «привязанности» ни к чему, и его движение в продольной пло­скости должно корректироваться путем точного контролирова­ния задержки реакции самолета на уменьшение или увеличение тяги и оценки тяги, сохраняющейся на режиме малого газа.

При выдерживании скорости во время захода на посадку не следует ждать появления прямого указания на необходимость повышения тяги. Рычаги газа должны быть мгновенно сдвинуты при появлении первого намека на снижение скорости. Подобным же образом, если при быстрой потере скорости требуется сравни­тельно большое увеличение тяги, не следует создавать большую

тягу на слишком продолжительное время, иначе самолет снова быстро наберет большую скорость. Быстро уменьшите тягу и вы увидите, что скорость хорошо стабилизировалась.

ВЫСОКИЙ РАСХОД ТОПЛИВА НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ ПОЛЕТА

Уже указывалось, что часовой расход топлива изменяется. в соответствии с приборной скоростью, следовательно, чем больше разница между приборной скоростью и истинной воздушной ско­ростью, тем большее расстояние, отнесенное к килограмму топлива, сможет пролететь самолет. Этим в основном и объясняется наз­вание данного подраздела. Остановимся на этом вопросе несколько подробнее. Продолжительность и дальность полета будут рассма­триваться отдельно.

Продолжительность полета

В том случае, если нужно продержаться в воздухе как можно дольше при данном количестве топлива, необходим минимальный часовой расход топлива. Поскольку для реактивного двигателя часовой расход топлива приблизительно пропорционален тяге, для его минимального значения необходимо наличие минималь­ной тяги и минимального лобового сопротивления.

Йа рис. 3.12 показан классический график зависимости пол­ного лобового сопротивления от приборной скорости, из которого следует, что оптимальной скоростью, обеспечивающей наиболь­шую продолжительность полета, очевидно является та скорость, при которой создается наименьшее лобовое сопротивление. Вообще говоря, эта скорость остается постоянной при изменении высоты, но в действительности: а) ее обычно несколько увеличивают, чтобы улучшить характеристики пилотирования и избежать небольших снижений скорости, вызывающих отклонение кривой лобового сопротивления в нежелательную сторону и б) на больших высотах ее слегка уменьшают во избежание чрезвычайно большого лобо­вого сопротивления, возникающего из-за влияния числа М. Расход топлива остается более или менее постоянным с изменением высоты, потому что лобовое сопротивление и тяга постоянны.

В действительности, опять-таки на большой высоте, расход топлива не­сколько уменьшается благодаря повы­шению к. п. д. двигателя, обусловлен­ному более высоким значением истинной

Рис. 3.12. К определению оптимальных скоро­стей при полете на максимальную продолжи­тельность и дальность:

/ - оптимальная скорость при полете на макси­мальную продолжительность; 2 - оптимальная ско­рость при полете на максимальную дальность

Воздушной скорости, а также благодаря и более высоким оборотам, которые требуются для поддержания потребной тяги (что свя­зано в основном с работой реактивного двигателя без «наддува» и падением его тяги при любом заданном режиме с высотой) и почти соответствуют режиму работы с наименьшим удельным расходом топлива. Этот режим с наименьшим удельным расходом топлива определяется внутренней газодинамикой двигателя и отражает стремление оптимизировать конструкцию двигателя для получения наименьшего удельного расхода топлива в условиях, в которых он будет работать большую часть своего срока службы, т. е. в условиях большой высоты и скорости полета при сравни­тельно большой тяге.

Итак, не пренебрегая другими соображениями эксплуатации, пилот должен помнить о том, что если требуется продержаться в воздухе максимальное время на оставшемся количестве топлива (например, при продолжительном ожидании посадки), то следует совершать полет на возможно большей допустимой высоте. Однако, если пилот вынужден снизиться на несколько меньшие высоты, то нет особых причин для беспокойства, потому что расход топ­лива увеличится незначительно.

Дальность

Максимальная дальность полета при заданном количестве топлива достигается из условия обеспечения минимального кило­метрового расхода топлива. На рис. 3.12 прямая, проведенная из начала координат, касается кривой, показывающей основную зависимость лобового сопротивления от приборной скорости, в точке, которая определяет наивысшую приборную скорость при наименьших лобовом сопротивлении или тяге, а следова­тельно, и минимальный километровый расход топлива. Обратите внимание на то, что эта скорость несколько выше скорости, обес­печивающей максимальную продолжительность полета.

Теоретически приборная скорость постоянна на всех высотах, но практически: а) она незначительно увеличивается на малых высотах, что достигается доведением числа оборотов двигателя до такой величины, при которой повышение лобового сопротивле­ния в значительной степени окупается наименьшим удельным расходом топлива и б) она несколько уменьшается на больших высотах во избежание возникновения повышенного лобового сопротивления при больших числах М. Теперь становится оче­видным, что чем больше высота, тем больше налет в километрах на килограмм расходуемого топлива. Действительно, приборная скорость, лобовое сопротивление и расход топлива остаются более или менее постоянными, в то время как истинная воздушная ско­рость, а следовательно, и пройденное расстояние увеличиваются. Это обстоятельство следует рассматривать.как наиболее важное. Например, типичный реактивный транспортный самолет при одном

6 Д. Дэвис 81

И том же количестве топлива имеет на высоте 12 000 м примерно на 65% большую дальность, чем на уровне моря.

Итак, правило для полета на наибольшую дальность таково: чем выше, тем лучше. Конечно, насколько именно выше, зависит от многих других факторов. Два наиболее важных из них - это наличие ветра на различных высотах и длина горизонтального участка полета. Нет нужды объяснять роль, которую играют два этих фактора.

Конечно, при современных методах управления воздушным движением, когда специальные службы тщательно планируют jj полеты реактивных транспортных самолетов с учетом плотности движения на различных эшелонах, не часто случается, чтобы пи­лоту приходилось самому заботиться об обеспечении надлежащей дальности и продолжительности полета. Но когда необходимость в этом возникает, пилот должен помнить, что он не ошибется, если продержится на большой высоте как можно дольше. Это применимо до тех пор, пока не произойдут заметные изменения! ветра на высоте полета. Полет на слишком малой высоте дорого обходится в отношении расхода топлива и пройденного расстоя­ния. Расход топлива у большого транспортного самолета с реак­тивными двигателями (например, в течение двух неудачных захо­дов на посадку в пункте назначения из-за неблагоприятных условий погоды) может оказаться совершенно потрясающим. В этом случае гораздо более разумным может оказаться решение уйти на запасной аэродром.

ПРИЕМЫ ПИЛОТИРОВАНИЯ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ ШУМА НА МЕСТНОСТИ

Реактивные двигатели создают много шума. Шум вы­зывается эффектом перепада скоростей на границе реактивной струи. Чем больше тяга двигателя и скорость истечения реактив­ной струи, тем больше эффект перепада и тем сильнее шум. Кроме того, при заходе на посадку шум от компрессора или вентилятора некоторых двигателей распространяется вперед по направлению полета, и этот шум также может оказывать неблагоприятное воз­действие. Для снижения шума реактивной струи применяются глу­шители шума - специальные насадки, устанавливаемые на реак­тивное сопло двигателя, которые смешивают воздух погранич­ного слоя на периферии реактивной струи. Это уменьшает перепад скоростей на границе реактивной струи и, следовательно, способ­ствует снижению шума. Установка таких глушителей, конечно, приводит к небольшому ухудшению характеристик двигателя. Учитывая, что высокий уровень шума реактивных самолетов беспокоит проживающих вблизи аэродромов людей, в настоящее время авиакомпании обязаны ввести в практику такие приемы пилотирования, которые позволяют поддерживать приемлемый минимальный уровень шума на местности без ущерба для безо-

Пасности полета. Допустимые значения максимальных уровней шума для дневного и ночного времени устанавливаются нацио­нальными нормирующими органами отдельных стран. Уровни шума измеряются постами прослушивания, расположенными на некотором расстоянии от каждой ВПП.

Из многих факторов, определяющих уровень шума, только два имеют действительно преобладающее значение и могут быть ис­пользованы практически. Во-первых, уровень шума пропорцио­нален тяге, развиваемой двигателем, и во-вторых, он обратно пропорционален расстоянию между источником шума и его «при­емником». Следовательно, возможны только два пути снижения уровня шума. Необходимо уменьшить мощность и уйти как можно быстрее и как можно дальше от зоны, где нежелательно сильное воздействие шума. В то же время отсутствие в большинстве аэро­портов свободы выбора направления трассы для взлета обуслов­ливает необходимость проводить все мероприятия по снижению уровня шума только в вертикальной плоскости.

Во всем мире приняты следующие основные приемы пилоти­рования для снижения уровня шума (причем только этими прие­мами может воспользоваться пилот, других пока нет). После отрыва от ВПП эти приемы выполняются в два этапа:

На первом этапе снижения шума производится воз­можно более крутой набор высоты при полной тяге и при обеспе­чении надлежащей безопасности полета, чтобы достичь как можно большей высоты в пределах или вблизи границ аэропорта.

Второй этап наступает на подходе к постам прослуши­вания, которые сами находятся около зон сильного воздействия шума; здесь траектория полета изменяется и двигатели дроссе­лируются до тяги, необходимой для сохранения самолета в режиме плавного набора высоты. На этом режиме полет продолжается до достижения заявленной высоты или до выхода из зоны ограни­чения воздействия шума. Затем тяга двигателя восстанавливается, самолет разгоняется, убираются механизация крыла, шасси и устанавливается нормальный режим набора высоты на маршруте.

Как видим, первый этап удовлетворяет требованию достиже­ния возможно большего расстояния между источником и прием­ником шума, а второй - удовлетворяет требованию обеспечения возможно меньшей тяги. Конец первого этапа обычно опре­деляется окончанием стандартного промежутка времени, который отсчитывается с момента снятия самолета с тормозов в начале разбега при взлете.

При пилотировании по этой методике становятся очевидными Два очень важных фактора: выбор скорости на первом этапе и величина снижения тяги на втором этапе. На протяжении всего второго этапа закрылки большинства реактивных самолетов находятся во взлетном положении.

Скорость на первом этапе выбирается на основании следую­щих требований:

А) достижение угла набора высоты при всех работающих дви­
гателях должно производиться на такой скорости, которая при
отказе двигателя не скажется отрицательно на высоте прохода
над препятствием, установленной для случая отказа двигателя
при полете на скорости V z ;

Б) в случае отказа двигателя должна обеспечиваться надле­
жащая управляемость самолета;

В) необходимо обеспечить надлежащую спиральную устой­
чивость (о чем будет сказано ниже);

Г) угол тангажа должен выдерживаться в диапазоне значений,
на которые рассчитаны пилотажные приборы, включая приемле­
мый допуск на ошибки в управлении.

Скорость, удовлетворяющая этим требованиям, обычно по­стоянна для всех весов самолета вплоть до некоторого достаточно большого веса (как правило, она устанавливается исходя из тре­бования обеспечения нормального угла тангажа); в диапазоне весов от этого достаточно большого веса до максимального ско­рость равна У 2 + 28 км/ч (для удовлетворения требованию по градиенту набора высоты). Другие требования обычно не накла­дывают ограничений.

Величина снижения тяги на втором этапе выбирается таким образом, чтобы при самых неблагоприятных сочетаниях веса самолета, высоты и температуры был обеспечен градиент набора высоты 2% (или скороподъемность 120 м/мин). При более благо­приятных сочетаниях веса, высоты и температуры скороподъем­ность на втором этапе будет, конечно, значительно выше. Для мак­симального упрощения приемов пилотирования в таких условиях для некоторых самолетов устанавливается единое число оборотов на втором этапе. Для тех самолетов, которые не допускают ис­пользования единого числа оборотов в таком широком диапазоне условий, число оборотов на втором этапе постепенно изменяется в зависимости от веса и температуры. Минимальный градиент набора высоты 2% был выбран с таким расчетом, чтобы при сочетании таких переменных факторов, как обычная спо­собность пилота управлять самолетом, погодные условия и различия в летных данных самолетов, действительные харак­теристики набора высоты никогда не выходили за рамки безо­пасных.

Приемы пилотирования изменяются в зависимости от типа самолета. Например, эти изменения могут касаться использо­вания закрылков и выбора величины скорости на втором этапе, которая обычно бывает такой же, как и на первом, но может быть и немного выше. Специальные приемы пилотирования того или иного самолета оговариваются в руководствах по летной эксплуа­тации.

На рис. 3.13 показана типичная схема взлета с использова­нием приемов пилотирования для снижения шума. Последова­тельность их выполнения состоит в следующем.

Аэродром зон о. ограничения

воздействия шума

Рис. 3.13. Типичная схема взлета с использованием приемов пилотирования для снижения шума

1. Первый этап - шасси убрано, закрылки находятся
во взлетном положении, полная тяга двигателей, скорость V 2 +
+ 28 км/ч.

A. Переход на второй этап-тяга уменьшается.

2. Второй этап - закрылки во взлетном положении,
тяга уменьшена, скорость V 2 + 28 км/ч.

B. Отпадает необходимость в снижении шума. Тяга восстанав­
ливается до тяги набора высоты.

3. Третий этап - разгон самолета в полетной конфи­
гурации (закрылки убраны).

C. Тяга всех двигателей должна обеспечить скорость, необ­
ходимую для набора высоты на маршруте.

4. Четвертый этап - набор высоты на маршруте.
Выяснив необходимость применения изложенной методики

Пилотирования для снижения шума и разобрав соответствующие приемы, рассмотрим теперь последовательность их выполнения при управлении самолетом. Необходимо сразу же отметить, что вопреки прежнему мнению в выполнении этих приемов пило­тирования нет ничего исключительно сложного или трудного, и пилот средней квалификации, придерживаясь их, способен пило­тировать самолет с требуемой степенью точности и справляться с возникающими проблемами. Это, однако, не означает, что все будет проходить очень легко. Описанные приемы пилотирования для снижения шума при взлете, безусловно, сложнее обычных, но при некотором опыте, хорошем знании обстановки и соблюде­нии определенной точности в выдерживании траектории полета они оказываются не столь трудными, как может показаться с пер­вого взгляда.

Однако все же имеется несколько моментов, которые необхо­димо особо учитывать при выполнении приемов пилотирования Для снижения шума. Для того чтобы после отрыва от земли плавно, быстро и точно перейти к первому этапу, полезно знать заранее приблизительный угол тангажа на этом этапе, который опреде­ляется достигаемым уровнем летних характеристик самолета.

Предположим, известно, что на первом этапе необходим угол тангажа 15°. Тогда сразу же после того, как будет убрано шасси и будет достигнуто нужное приращение воздушной ско­рости, надо штурвальную колонку плавно и мягко взять на себя для получения угла тангажа 15° и выдерживать ее в этом поло­жении. Когда воздушная скорость приблизится к потребной воз­душной скорости, можно последовательно проводить небольшие корректировки по тангажу и скорости. Если же начать сначала выдерживать скорость как основной параметр, то траектория по­лета будет менее устойчива из-за медленного изменения воздушной скорости, присущего реактивному самолету, что скажется на угле тангажа. Сделав такое утверждение, необходимо отметить, что нельзя лететь, просто управляя по тангажу и исключая все осталь­ное. Хотя угол тангажа рекомендуется принимать за основной параметр, предполагается, что должен проводиться обычный и тщательный контроль за воздушной скоростью, высотой и скоро­подъемностью на основе информации, получаемой от авиагори­зонта.

Переход от первого ко второму этапу необходимо проводить плавно и непрерывно. Нужно знать угол тангажа на втором этапе, достичь его при уменьшении тяги, а затем следить за показаниями вариометра - самолет должен плавно набирать высоту - и кон­тролировать воздушную скорость. Следующая задача - перейти к полетной конфигурации. Тяга двигателей увеличивается, затем на установленной скорости полета убираются закрылки. Необ­ходимо следить за углом тангажа во время уборки закрылков, парируя стремление самолета опустить нос. Держите самолет в по­ложении с поднятой носовой частью, произведите его балансировку на скорости набора высоты на маршруте, и все будет в порядке.

В случае, если возникает тенденция к появлению бафтинга при убирании закрылков, необходимо сразу же после установки ры­чага управления закрылками в положение на уборку увеличить скорость, необходимую для нормального полета с убранными за­крылками, путем легкого отклонения штурвальной колонки на пикирование. В этом маневре можно несколько пожертвовать вы­сотой ради получения необходимого ускорения.

Если, следуя приемам пилотирования для снижения шума, пилот почувствует, что общая безопасность полета каким-либо образом ставится под угрозу, он имеет полное право выполнять полет так, как он считает нужным при сложившихся обстоятель­ствах. Это следует особенно подчеркнуть.

Появившаяся в последнее время тенденция уменьшения тяги при взлете также связаига с желанием снизить шум. Однако сле­дует иметь в виду, что взлет и набор высоты с пониженной тягой приводят к тому, что полет проходит на меньшей чем обычно вы­соте. И хотя уменьшение тяги обеспечивает незначительное сни­жение шума, это преимущество более чем компенсируется умень­шенной высотой полета. Поэтому при возникновении потребности

В снижении шума не прибегайте к уменьшению тяги при взлете, если только возможная степень ослабления шума в результате применения этого метода не оправдывает некоторого отклонения от норм эксплуатации и не создает серьезных трудностей.

В этом подразделе рассматриваются приемы уменьшения шума только при взлете. Проблеме уменьшения шума при заходе на посадку в настоящее время уделяется много внимания, но она ока­залась более трудной для решения: использование крутых на­клонов глиссады делает полет более опасным и не оправдывается получаемым при этом снижением шума. Подобным же образом метод захода на посадку в два этапа (под углом 6°, скажем, до вы­соты 450 м, затем переход на стандартную глиссаду 2,5° или 3° до входной кромки ВПП) все еще находится в стадии начальных исследований, и проблемы, возникающие при этом, весьма сложны. До сих пор не разработаны специальные методы уменьшения шума при заходе на посадку, и обычно пилоты стараются избегать про­лета над густонаселенными районами в конфигурации, создающей большое лобовое сопротивление. Поэтому снижение по глиссаде следует начинать с высоты 750-900 м, а не с высоты 450 м.

Снижения шума при заходе на посадку, можно, конечно, до­стигнуть, если поздно выпускать шасси и закрылки и не исполь­зовать автодросселирование. К сожалению, это противоречит со­временным требованиям - производить возможно больше авто­матических заходов на посадку в условиях хорошей погоды, чтобы получить необходимые данные, которые будут использованы в бу­дущем для разработки методики автоматической посадки в пло­хих погодных условиях.

РАСПОЛОЖЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ

Поршневые двигатели значительно ограничивали кон­структора самолета, в выборе места для их расположения. Кроме необходимости решения проблем охлаждения, требовалось обес­печить размещение ПД с воздушным винтом на достаточном рас­стоянии от соседних двигателей, от конструкции самолета и в не­меньшей степени - от земли. Хотя в процессе развития схемы самолета с ПД двигатели устанавливались в самых различных ме­стах, в конечном счете, на больших транспортных самолетах их стали располагать вдоль размаха на передней кромке крыла. Та­кое расположение давало определенные преимущества. В част­ности, двигатели способствовали уменьшению изгибающего мо­мента и снижению веса крыла. В этом случае почти полностью использовался и благоприятный эффект обдува крыла завинтовой спутной струей, но при отказе крайнего двигателя возникал не­благоприятный момент рыскания.

Реактивные двигатели благодаря отсутствию воздушного винта предоставляют конструктору значительно более широкий выбор места для их размещения на гражданских транспортных самоле-

Тах, но на стадии разработки иногда встречаются трудности, свя­занные с размещением воздухозаборников двигателей и обеспече­нием их нормальной работы в различных условиях полета.

Наиболее часто встречаются три основные схемы размещения реактивных двигателей на самолете, а именно:

А) в корневой части крыла;

Б) в гондолах под крылом;

В) в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой
части фюзеляжа.

Каждая схема имеет свои преимущества и недостатки. И, хотя пилот мало что может сделать в отношении последних, все же стоит проанализировать особенности каждой схемы, чтобы лучше по­нять общие особенности взаимного расположения планера и дви­гателя, их возможности и ограничения.

Установка двигателей в корневой части крыла

Преимущества:

1. 
   В случае отказа одного двигателя возникает небольшой асим­
   метричный момент рыскания, потому что линия действия тяги
   проходит очень близко от оси симметрии самолета. Поскольку
   в этом случае другие параметры не являются преобладающими,
   то и критические скорости получаются относительно небольшими,
   а конструкция руля направления - менее сложной.
2. 
   Двигатели установлены вблизи ц. т. самолета и в полете не
   оказывают дестабилизирующего влияния, что при данном плече
   позволяет использовать горизонтальное оперение меньшей пло­
   щади, с меньшим лобовым сопротивлением.
3. 
   Двигатели, утопленные в корне крыла, имеют относительно
   небольшое лобовое сопротивление.

Недостатки:

1. 
   Из-за необходимости делать вырезы в силовых элементах
   крыла (обшивке, лонжеронах) для размещения самого двигателя,
   его воздухозаборника и выхлопного сопла прочность этих элемен­
   тов уменьшается, а конструкция значительно усложняется.
2. 
   Усиление силовых элементов в местах установки двигателей
   и сложность их конструкции ведут к заметным весовым потерям.
3. 
   Воздействие выхлопной струи двигателя на хвостовую часть
   фюзеляжа усиливает шум в пассажирской кабине.
4. 
   Трудно или даже совсем невозможно установить реверс
   тяги двигателя из-за опасности попадания реверсивного потока
   выхлопных газов на фюзеляж."
5. 
   Действие акустических нагрузок может вызвать поврежде­
   ние конструкции самолета в зоне выхлопной струи.
6. 
   Наличие общего воздухозаборника для двух и более двига­
   телей с коротким разделителем потока может привести к тому,
   что в случае разрушения одного двигателя вылетающие из него

88

лопатки и прочие части могут попасть в соседние двигатели и причинить им повреждения.

7. Горячие части двигателя находятся довольно близко к топ­ливу.

Установка двигателей в гондолах под крылом

Преимущества:

1. 
   В зависимости от геометрии и расчетного крейсерского
   числа М сопротивление интерференции может быть сведено к ми­
   нимуму.
2. 
   Исключается влияние различных частей самолета на к. п. д.
   воздухозаборника.
3. 
   Двигатели способствуют уменьшению величины изгибаю­
   щего момента и снижению веса конструкции крыла, которое в прин­
   ципе тем больше, чем дальше от оси симметрии самолета отстоят
   двигатели.
4. 
   Не ухудшается профиль крыла по сравнению с вариантом
   установки двигателей в корне крыла.
5. 
   При больших углах атаки (а при тщательном проектирова­
   нии и в других случаях) пилоны подвески двигателей действуют
   подобно аэродинамическим перегородкам, управляя течением по­
   тока вдоль размаха крыла.
6. 
   Уменьшается воздействие акустических нагрузок на кон­
   струкцию планера.
7. 
   Становится возможным создание простой и эффективной
   конструкции реверса тяги двигателя.
8. 
   Обеспечивается хороший доступ к двигателю при наземном
   обслуживании.
9. 
   Уменьшается опасность общего повреждения самолета при
   посадке с убранным шасси.

Недостатки:

1. 
   Если двигатели не установлены достаточно близко к фюзе­
   ляжу (что само по себе уменьшило бы возможность снижения вели­
   чины изгибающего момента, а следовательно, и веса крыла), то
   асимметричный момент рыскания при отказе крайнего двигателя
   очень велик, приводит к большим критическим скоростям и к не­
   обходимости иметь высокоэффективный руль направления.
2. 
   Угол крена при движении самолета по земле ограничен из-за
   малого клиренса внешней гондолы над землей.
3. 
   Низко расположенная по отношению к ц. т. самолета линия
   действия тяги двигателей может оказывать дестабилизирующее
   влияние в продольной плоскости, например, при уменьшении тяги
   возможно появление пикирующего момента.
4. 
   На четырехдвигательном самолете со стреловидным крылом
   поток, выходящий из реверсивных устройств внутренних двига­
   телей, может нарушить работу воздухозаборников внешних дви-

89

Гателей, что вызывает необходимость раннего выключения ревер­сивных устройств внутренних двигателей.

5. Низкое расположение двигателей способствует засасыванию посторонних предметов с поверхности ВПП.

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа или в гондолах на хвостовой части фюзеляжа

Преимущества:

1. 
   Двигатели создают заметно меньший уровень шума в пас­
   сажирской кабине.
2. 
   В случае отказа крайнего двигателя возникающий асим­
   метричный момент рыскания невелик, потому что линия действия
   тяги близка к оси симметрии самолета.
3. 
   Крыло, свободное от ограничений, вызываемых установкой
   двигателей, может быть оптимизировано по своим аэродинамиче­
   ским характеристикам для всего диапазона режимов полета.

4. Возможна установка нечетного числа двигателей.
Недостатки:

1. 
   При одинаковой длине фюзеляжа пассажировместимость
   меньше по сравнению с уже рассмотренными вариантами уста­
   новки двигателей.
2. 
   На больших углах атаки более вероятны отказы двигателя
   из-за попадания в воздухозаборник возмущенного потока, иду­
   щего от крыла.
3. 
   Необходима тщательная изоляция и защита топливопро­
   водов, проложенных в фюзеляже от крыла к двигателям.
4. 
   Расположение двигателей далеко позади за центром тяжести
   самолета приводит к сильному смещению назад и крыла, что в свою
   очередь значительно уменьшает плечо оперения и вызывает не­
   обходимость в применении горизонтального оперения большой
   площади.
5. 
   Увеличивается вес конструкции самолета, так как из-за
   отсутствия разгрузки крыла двигателями возрастает вес крыла,
   а заднюю часть фюзеляжа приходится усиливать, чтобы обеспе­
   чить крепление к ней двигателей, а также восприятие конструк­
   цией киля нагрузки от высокорасположенного горизонтального
   оперения большой площади.
6. 
   Применение высокорасположенного горизонтального опере­
   ния вызывает в некоторых случаях очень сложные проблемы по
   обеспечению устойчивости и управляемости самолета на больших
   углах атаки.
7. 
   При установке в хвостовой части фюзеляжа по его оси сим­
   метрии третьего двигателя могут возникнуть трудности при созда­
   нии эффективного воздухозаборника и устройств реверсирования
   тяги; кроме того, при таком расположении двигателей пилот не
   «ощущает» отказа двигателя. В связи с этим требуется хорошее
   приборное оборудование, обеспечивающее надежный контроль за
   работой двигателя.

90

Пилот почти лишен возможности сделать что-либо в целях устранения большинства этих недостатков, но с некоторыми их проявлениями можно справиться, если их предвидеть заранее. Следует запомнить следующее.

1. Когда двигатели установлены в гондолах на крыле, то в слу­
чае отказа крайнего двигателя при взлете бывает очень трудно
парировать разворот. Поскольку применение киля большой пло­
щади (который в данном случае является наилучшим решением
проблемы) приводит во многих случаях к аэродинамическим и ве­
совым потерям, то при сертификации такого самолета стараются
определить наименьшую безопасную величину скорости V M cg -
С другой стороны, поскольку нормы летней годности допускают,
чтобы минимальная скорость V 1 равнялась скорости Vmcg > эффект,
обеспечиваемый этими в общем-то совершенно разумными пра­
вилами, не очень велик. Выбор между прерванным и продолжен­
ным взлетом дает мало утешения - прерванный взлет может
оказаться более неустойчивым в смысле тенденции бокового
смещения и крена, чем продолженный взлет.

Здесь просто подчеркивается тот факт, что для большинства самолетов нужно наиболее полно использовать преимущества, обеспечиваемые выполнением того или иного требования во время сертификации. Самолет с расположением двигателей в гондолах под крылом должен идти на скорости, как можно более близкой к скорости Vmcg - Простым решением, видимо, было бы введение минимальной скорости V\ ^ 1,05 V M cg - Поскольку, однако, отказ двигателя на скорости У г на ВПП ограниченной длины является маловероятным, то нельзя показать, что коэффициент 1,05 ока­зывается необходимым, исходя лишь из вероятности отказа дви­гателя.

Итак, при совершении взлета на самолете с малым взлетным весом с укороченной ВПП на скорости V x = V MCG действуйте быстро и энергично. Будьте психологически готовы к прерванному взлету и мысленно проработайте соответствующие приемы пилотирова­ния, пока скорость самолета не достигнет скорости У\; после дости­жения скорости V x будьте готовы произвести плавный координи­рованный взлет в случае отказа двигателя, не забывая о подъеме передней ноги на скорости Vr , и сумейте достичь установленных скорости и высоты при проходе над препятствием, несмотря на трудности, которые все еще могут быть при управлении рулем направления и элеронами.

1. 
   При любом расположении двигателей, если два из них на­
   ходятся очень близко друг к другу, следите за ними обоими, осо­
   бенно в том случае, если один из них подвергся удару или появи­
   лись признаки его разрушения. Существует определенная опас­
   ность того, что части разрушающегося двигателя могут нанести
   повреждения другому.
2. 
   При расположении двигателей в гондолах под крылом воз­
   можность кренения при движении самолета по земле или вблизи

91

От нее может оказаться весьма ограниченной. Концы стреловид­ного крыла и выпущенные закрылки также расположены очень близко к земле. Поэтому, производя взлет при боковом ветре или плавно устраняя снос во время посадки с боковым ветром, сле­дите, чтобы самолет сохранял горизонтальное положение крыльев.

1. 
   Применяя реверсирование тяги при посадке самолета с че­
   тырьмя двигателями в гондолах под крылом, необходимо иметь
   в виду, что в случае бокового ветра реверсирование тяги всех
   двигателей, выдерживаемое до достижения малой скорости, может
   привести к неустойчивой работе внешних двигателей из-за «за­
   глатывания» ими струй газа, выходящих из реверсивных устройств
   внутренних двигателей. Казалось бы, что в таком случае нужно
   выключить реверсивные устройства на всех двигателях. Однако
   не делайте этого, иначе придется сбросить со счетов полезное и
   эффективное действие от реверсирования внешних двигателей. На
   скорости около 148 км/ч при встречном ветре или на несколько
   большей скорости при боковом ветре плавно уменьшите обороты
   внутренних двигателей так, чтобы реверсирование их тяги про­
   изводилось на малом газе при скорости около ПО км/ч; затем
   постепенно уменьшайте обороты внешних двигателей до реверси­
   рования также их тяги на малом газе. При этом приеме не только
   устраняется риск повреждения двигателей, но и из применения
   реверса тяги извлекается максимальная польза.
2. 
   Особое внимание нужно уделить тем двигателям, у которых
   внешние признаки отказа на взлете почти незаметны или даже
   совсем не проявляются вследствие того, что возникающий в таких
   случаях момент рыскания выражен очень слабо. Это особенно
   характерно для среднего двигателя на трехдвигательном самолете
   и в не меньшей степени для внутренних двигателей четырехдвига-
   тельной силовой установки, расположенной на хвостовой части
   фюзеляжа. Быстрое распознавание отказа двигателя во многом
   определяет взлетно-посадочные характеристики самолета, и не­
   обнаруженный вовремя отказ двигателя может привести к тому,
   что самолет совершенно не выдержит дистанцию прерванного
   взлета или не достигнет необходимой высоты при проходе над
   препятствием.

Многие из вопросов, рассмотренных в этом подразделе, отно­сятся к проблемам проектирования самолета. К тому времени, когда тот или иной тип самолета получит свидетельство летной годности, все недочеты, присущие проекту, должны быть устра­нены. И важно подчеркнуть, что ко времени получения свидетель­ства летной годности самолеты всех типов, независимо от рас­положения двигателей, достигают приемлемого уровня летных качеств. Автор рассматривает эти^вопросы потому, что считает, что пилот должен о них знать. Тогда, если пилот когда-либо попадет в необычные условия полета, при которых возникнут некоторые из этих проблем, у него будет необходимый запас знаний, на осно­вании которых он придет к правильному решению.

В авиации применяются несколько схем расположения крыла относительно фюзеляжа (низкоплан, центроплан, высокоплан) и двигателей (например: под крылом, в хвосте)

В современных реактивных пассажирских лайнерах наибольшее распространение получила схема низкоплана с двигателями под крылом. Конечно, любая компоновка — это совокупность плюсов и минусов, но преимущества этой схемы перевешивают её недостатки. Боинг исследовал множество вариантов и остановился именно на ней для своих самолетов Б737, 747 и т. д.

Размещение двигателя в задней части фюзеляжа дает возможность повысить аэродинамическую чистоту крыла, уменьшить шумность в салоне и снизить аэродинамические эффекты от обтекания фюзеляжа реактивной струей. Так же меньше дестабилизирующий момент при отказе двигателя.

Но при этом возникают свои проблемы. Итак, несколько слов о компоновке «Двигатель в хвосте»

«Свой» писал:
1. Есть такая пакость у движков на хвосте — попадание самолёта в так называемый затяжной, «замкнутый» срыв при выходе самолёта на закритические углы атаки в 25-30° и выше. Самолет как бы «запирался»в этом положении с задранным носом, терял скорость, сваливался в штопор. Выход на закритические углы случался при попадании самолёта в мощный восходящий поток, порыв воздуха. Такие мощные порывы на больших высотах весьма редки, но каждый самолёт, как правило, в них попадает. Однако, как выяснилось, только самолёты с двигателями на хвостовой части фюзеляжа оказались неустойчивыми на этом режиме. На закритических углах атаки с крыла срывается спутная струя воздуха, которая попадает на ВЗ двигателей (что приводит к помпажу) и на горизонтальное оперение (рули высоты), делая его неэффективным.
Печальный пример:

А горизонтальное оперение у компоновки двигатели на хвосте, как известно, располагается на вершине киля (если его устанавливать на фюзеляже, то оно попало бы в струю газов из сопла двигателей). Так называемое Т-образное хвостовое оперение ещё и тяжелее обычного. Существенное утяжеление конструкции является значительным недостатком самолётов с двигателями на хвосте. Кроме тяжёлого хвостового оперения, самое большое утяжеление имеет фюзеляж, на котором крепится силовая установка, загружающая его. Как оказалось, на самолётах с двигателями на хвосте преимущества «аэродинамически чистого» крыла снижались за счёт увеличения аэродинамического сопротивления, обусловленного взаимовлиянием (интерференцией) мотогондол и хвостовой части фюзеляжа.

2. Ко всему прочему, расположение двигателей в хвосте - отбирают часть салона, этим увеличивая общую длину фюзеляжа. Сравните длину 5-рядного SSJ (29,94 м, 98 пассажиров в 19.5 рядов) и 6-рядного Ту-334 (31,26 м, 102 пассажира в 17 рядов).

3. Существует и недостаток, связаный с близостью расположения двигателей друг к другу (а так же компактностью топливопроводов в хвосте): в случае пожара одного мотора шансы, что огонь повлияет и на второй (третий) двигатель (или подачу топлива к ним) - много выше, чем у самолетов с широко разнесёнными двигателями (под крылом).

4. Если двигатель подвешен под крылом, то его вес частично уравновешивается подъемной силой крыла(в полете). А если он в хвосте - вес ничем не уравновешивается, окромя как прочностью конструкции фюзеляжа и (крыла тоже). Или, если сказать по другому, двигатели на крыльях хорошо разгружают и само крыло - подъемная-то сила стремится задрать крыло вверх.

5. Двигатели "под крылом" ГОРАЗДО удобнее обслуживать. Из интервью Жака Декло : Я хотел бы подчеркнуть, что низкое положение двигателя является огромным преимуществом для техобслуживания. Благодаря такому его расположению мы способны заменить любое оборудование в течение 20 минут, для замены двигателя потребуется менее двух часов. А стоимость техобслуживания является одним из важнейших критериев для авиакомпании-заказчика.

6. Ещё один недостаток связан с большой разбежкой центровки самолетов. Расположенные сзади двигатели приводят к смещению назад центра тяжести (ЦТ) самолета. Смещается назад и крыло. В результате фюзеляж и пассажирская кабина оказываются разделёнными крылом на неравные части — длинную носовую и короткую хвостовую. При этом наличие коммерческой нагрузки (пассажиры, багаж, груз) перемещает ЦТ вперед относительно крыла, а её отсутствие (перегоночный вариант, неполная загрузка) приводит к перемещению ЦТ самолета назад. В итоге расстояние между крайними положениями ЦТ превысило у самолетов с «высоким движком» все ранее известные пределы. Как решить эту проблему? Первые создатели таких самолетов — конструкторы «Каравеллы» и Ил-62 — решили идти привычным путём. Пусть истинная разбежка огромна, но летать самолёт должен только при умеренном её значении, характерном для прежних самолетов с двигателями на крыле, следовательно, необходимо компоновать крыло и главные стойки шасси относительно переднего положения ЦТ (полная загрузка). Что же будет, когда пассажиры выйдут и ЦТ переместится назад? Самолёт перевернется на хвост? Чтобы этого избежать, на Ил-62 применили дополнительную хвостовую стойку шасси, на которую опирается пустой самолёт. Как-то во время испытаний Владимир Коккинаки забыл убрать хвостовую опору перед взлётом и при разбеге сломал ее. Он комментировал это происшествие так: «Отлетает всё, что не нужно самолету». Пилоты не любят непонятных усложнений… У «Каравеллы» роль хвостовой опоры играл бортовой пассажирский трап в хвостовой части фюзеляжа (после высадки пассажиров самолет опирается на него, пока топливозаправщик не зальет горючее в крыльевые баки). Это на земле, а как лететь, если ЦТ переместится назад и самолет окажется неустойчивым в полёте? На Ил-62 предусмотрен балластный бак в носовой части фюзеляжа, в который при отсутствии коммерческой нагрузки заливается вода. Ведь топливо не следует размещать в фюзеляже по соседству с пассажирской кабиной — это пожароопасно. На «Каравелле» в перегоночном полёте в носовые багажники грузят балласт. Это, если можно так сказать, решение проблемы «по-французски». Оно связано с эксплуатационными трудностями, опасностями ошибиться при использовании балласта. В крейсерском полёте самолёт летает при малых разбежках центровки, что требует меньших балансировочных нагрузок на горизонтальное оперение и меньших его размеров.

Вставший на хвост самолет

7. Итак, двигатели "под крылом" работают на устойчивость самолёта и на его хорошую весовую культуру (при прочих равных такой самолёт весит меньше тех, у кого движки расположены по-другому), т.е. самолёт везёт больше комм.нагрузки.

Вероятно, указанные выше ограничения не устраивали английских создателей VC-10, DH-121, ВАС 111. Они захотели решить проблему кардинально — обеспечить возможность полёта при всех имеющихся огромных разбежках центровки. При этом надо компоновать крыло и главные стойки шасси относительно заднего положения ЦТ (самолет без нагрузки). В этом случае самолет никогда не перевернётся на хвост и всегда будет устойчивым в полёте. Но проблема возникает при полной загрузке самолета. Она состоит в том, что огромное плечо главных стоек шасси относительно ЦТ затрудняет отрыв передней стойки шасси при взлете самолета. Трудно и балансировать самолёт в полёте: требуются большие усилия на горизонтальном оперении и углы его отклонения, что увеличивает сопротивление в полёте. Эти проблемы решаются только за счёт существенного увеличения площади (и массы) горизонтального оперения. Для примера сравним близкие по размерам самолеты: скомпонованный «по-французски» Ил-62 имеет площадь горизонтального оперения, составляющую 14,7% от площади крыла, а скомпонованный «по-английски» VC-10 — 23%.

Возможных компоновок двигателя для пассажирского лайнера сегодня, фактически, всего две — на хвосте и под крылом (у верхнего крыла глюков ещё больше). Естественно, выбирая между мифической опасностью «засосать в движок мусор с полосы» и хорошо известным авиаторам гемороем…

Про движки на хвосте можно сказать ещё то, что известно об одной катастрофе и двух «инцидентах» связанных с попаданием на взлёте в движки ледяной корки с крыльев. Виновата, само собой, аэродромная служба — но факт остается фактом. «Под крылом» такого не может случиться в принципе.

А расскажите так же и про минусы компоновки «движок под крылом»

1. Движок под крылом несколько портит аэродинамику
2. Движок под крылом шумит на уровне салона
3. Движок под крылом вынуждает делать высокие шасси, а значит — самолёт для высадки и посадки пассажиров нуждается в трапе, плюс большое шасси — это лишний вес.

Выводы по пунктам:

1. Движок портит аэродинамику ВЕЗДЕ. Ну, разве только сунуть его в сам фюзеляж. Но это неприемлимо потому, что он, гад, шумит, занимает место, в случае поломки может устроить пожар или мясорубку. А на пилоне — на пожар можно смотреть и идти на аварийную посадку, либо просто сбросить. (они сбрасываются, правда )
2. Вкусовщина, можно перетерпеть. А в случае «двигатель под крылом» — само крыло экранирует шум мотора.
3. С ростом размера самолёта значение этого фактора теряется. Если в авиетке бизнес-класса движки под крылом просто сунуть некуда, там высота от крыла до бетонки метр максимум, то на Ил-96 шо так, шо этак — все равно из салона не выпрыгнешь.

Соответсвенно, выбор конструктора пляшет именно от размера самолета. В среднем классе — или встроенный трап и геморой с ЦТ, или движки под крыло — но получается дверь на большой высоте.

Вот какую штуку нашел. Полюбуйтесь, как извращаются люди, лишь бы не ставить двигатель на хвост!!!

Валерий Попов писал: … У самолётов с размещением двигателей в хвосте есть ещё одна проблема — нелокализованное разрушение двигателя. Вероятность поражения обломками двигателя коммуникаций, генераторов, гидронасосов, элементов системы управления значительно выше, чем при размещении двигателей под крылом. Сертифицировать самолёт в такой схеме можно, но уровень безопасности будет заведомо ниже, чем для альтернативного варианта. То же отностится к пожару двигателя (читайте Ершова). Причём это нелокализованное разрушение, в отличие от попадания в двигатель посторонних предметов, реальная опасность. За последние 3-4 года в России было 2 случая — Як-42 и Ту-154. В то время, как по попаданиям посторонних предметов — проблем не припомню…

Drozdov Vadim пишет: Добавлю, что на самом распостранённом ныне Ту-154 проблему пытались решить также наклонив назад стойки основного шасси (ось тележки при этом сдвигается назад относительно заднего лонжерона). Но получили дополнительную проблему в виде необходимости усиления задней части фюзеляжа из-за появления эффекта «ножниц» при касании земли. Если посмотрите на фюзеляж за крылом — видны серьёзные усиливающие накладки. Тем не менее избавиться от проблемы полностью не удалось и перегрузка на посадке ограничена до 2,0. Это довольно небольшая величина, и усугубляет ситуацию инертное поведение машины в продольном канале, особенно при передних центровках. Поэтому требования к технике пилотирования этого самолёта весьма высоки, а цена жёсткой посадки довольно большая.

Lukas писал: двигатель под крылом — разгружает крыло. Т.е. в весовом отношении со схемой двигатель в хвосте проигрываем дважды: и крыло тяжелее, и хвост начинает весить как чугунный мост.

Экзот : Разница в топливной системе близка к принципиальной. Расходные баки/отсеки располагаются у «двигатель по крылом» также в баках или рядом с ними. И, при необходимости, топливо оттуда может поступать даже при отказе самолётных подкачивающих насосов . При расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа это очень сложно.

При расположении двигателей под крылом двигатели продолжают работать даже при невероятном отказе всех СПН. Если же Вы предполагаете отказ всех СПН вероятным (например, умерла вся электросистема), то даже в этом случае силовая установка продолжит работать. Чего нельзя сказать о компоновке «двигатель в хвосте».

20.06.2015 Vetrogonov пишет:

16:59 tomashomecat пишет:
чистое крыло и меньший разнос (крутящий момент) движков это для Вас пустой звук?

Совершено пустой. Они не компенсируют большое количество недостатков жопомоторов.

21.06.2015 tomashomecat пишет:

20.06.2015 Vetrogonov пишет:
Это понятно каждому, кто в состоянии представить прохождение сил в полете по каркасу.

1. насколько я знаю главная причина всеобщего переноса движков под крыло в 60х годах был вес тогдашних движков нужной мощности, сейчас такой проблемы нет.
1. с точки зрения геометрии центр силы тяги "жопомотора" почти идеально совпадает с центром лобового аэродинамического сопротивления что облегчает работу каркаса, чего совсем нельзя сказать про движки под крылом низкоплана. их момент на кабрирование нужно тоже как-то компенсировать конструкцией фюзеля плюс частичной потерей эффективности крыла.
2. "жопомотор" не должен создавать никаких проблем для конструкции каркаса современного пасс-самоля с мощной палубой посреди фюзеля.

Котик, ты бы лучше в историю авиации не вдавался! ;)
В 60-е годы как раз шло массовое "перемешивание" двигателей в хвост - по примеру "Каравеллы". Даже Боинг после В-707 создал 727-й по таккой схеме. И главным фактором было уменьшение шума в пассажирском салоне.

21.06.2015 asp пишет:

09:51 aosta63 пишет:
главная причина переноса движков под крыло - масса возникающих плюсов. Крыло разгружается от действующей подъемной силы, и его масса становится ниже. Хвостовая часть фюзеляжа тоже становится легче так как не должна воспринимать тягу. Доступ к двигателям проще.
и еще я смутно помню, что двигатель под крылом играет роль своеобразного противофлаттерного груза
на вход в двигатель не попадают возмущения с крыла и он не затеняется. все это способствует устойчивости работы двигателей.

… а еще на мотогондолы работают как запасное шасси, и после поездок на них самолет можно использовать снова:-)

21.06.2015 Посторонним В пишет:

К плюсам компоновки "двигатель под крылом" можно отнести и то, что при увеличении тяги возникает дополнительный кабрирующий момент - в отличие от компоновки "двигатели в хвосте", где в той же ситуации наоборот - создаётся пикирующий момент.
Вспоминается Туношна…
Понятно, что не из-за этого, но, может, именно этой малости и не хватило… (

21.06.2015 B_A_K пишет:

tomashomecat,
Я так вижу, вы прям всезнайка в авиации:) И где только таких делают?

"В плюс" схемы "двигатели в хвосте" можно отнести, по большому счёту, только "чистое крыло" и меньшую шумность в передней части салона. Во всём остальном эта схема проигрывает традиционной начисто!

Работа силовой схемы фюзеляжа (а не каркаса!) на растяжение-сжатие далеко не самое главное. Я бы сказал, несущественное. Основное нагружение фюзеляжа - это изгиб. Эпюра изгибающих моментов, действующих на фюзеляж, определяется разносом масс. Чем весомей некий агрегат (двигатель, к примеру) и чем дальше он расположен от точки приложения аэродинамических сил от крыла (1/4 САХ), тем больше
изгибающий момент, тем больше металла вы туда заложите. Размещение двигателей в хвосте приводит к заметному перемещению центра тяжести конструкции. Как следствие - уменьшается плечо горизонтального и вертикального оперения. Вряд ли вы знаете, что в горизональном установившемся полёте статически устойчивого самолёта стабилизатор создаёт отрицательную подъёмную силу. Это нужно для парирования момента, создаваемого парой сил: вес самолёта и подъёмная сила. Поскольку плечо стабилизатора уменьшилось, силу на стабилизаторе приходится увеличивать, что, соответственно, сказывается на ЛТХ самолёта в целом.
Как справедливо было отмечено выше одним из авторов, выдвинутые вперёд двигатели при установке их на крыле служат противофлаттерными грузами. Вкупе с разгрузкой крыла это позволяет применить более тонкие профили, что, как учили нас в институтах, снижает аэродинамическое сопротивление (со всеми вытекающими последствиями).
Есть ещё масса нюансов, например, увеличение веса топливной системы, бОльшая трудоёмкость обслуживания и, не поверите, двигатели в хвосте охотнее собирают с ВПП всякую бяку. Так что поменьше гонора в суждениях, есть резоны, про которые не пишут в "мурзилках", и только разработчик самолёта, прикидывая хрен к носу, определяет, чем он может пожертвовать, а чем нет, чтобы его самолёт покупали.

21.06.2015 Engineer_2010 пишет:

Krendel V.M. пишет: …задачей про пластинку бесконечного размаха на крутильной пружинке проблема флаттера не исчерпывается))

Это точно, если учесть, что ко всем крутильно-машущим колебаниям консолей ОЧК ещё добавляется возбуждающий фактор от поперечно-вертикальных колебаний мотогондол. Кстати, на ролике про частотные испытания SSJ наглядно можно увидеть, как на определённых частотах начинают «мотыляться» движки: http://www.youtube.com/watch?v=mIUUncpPnyM
Я слышал от спецов по флаттеру из ЦАГИ, что в своё время, как на Ил-86 (или 96, точно не помню), так и на Ту-204, пришлось изрядно попотеть над решением проблем взаимодействия крыло-мотогондола. По их же рассказам, китайские товарищи сознательно выбрали для своего «пробного шара» в лице ARJ-21 компоновку с двигателями в ХЧФ, чтобы не связываться с этой непростой задачей.
p.s. Кадры с «трясучкой» мотогондол примерно на 5 мин 45 сек.

Министерство образования Украины

Государственная летная академия Украины

Контрольная работа

по дисциплине

основы конструкции авиационной техники

«Назначения и особенности конструкции гондол и пилонов самолета»

Выполнил курсант 662 к/о

Никашин В.Н.

Проверил преподаватель:

Соболь О.Ю

Кировоград 2008

1. Размещение двигателей в фюзеляже;

2. Размещение двигателей на крыле;

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бо­кам хвостовой части фюзеляжа;

4. Гондолы и пилоны;

5. Силовые схемы гондол;

6. Прочность гондол, пилонов;

7. Литература.

Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Вы­бор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1

1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обес­печивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влия­ние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструк­ции узлов крепления двигателя получается небольшим.

Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).

Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верх­ние воздухозаборники. Применение таких входных устройств спо­собствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.

Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусмат­ривают систему отсоса пограничного слоя.

К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отне­сти дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных кана­лов.

2. Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).

Двига­тели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости со­здания монтажных люков в силовых панелях, крыла.

К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.

При расположении двигателей в средней части и на конце кры­ла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесен­ные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.

Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схе­мы можно отнести следующее:

Высокое аэродинамическое качество крыла;

Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);

Увеличение критической скорости флаттера за счет смеще­ния вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;

Удобные подходы к двигателю.

В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и не­достатки:

Увеличивается сопротивление самолета;

Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;

Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стре­ловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;

Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэро­дрома.

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бо­кам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).

Эта схема имеет сле­дующие достоинства:

Отсутствие на крыле гондол способствует повышению его аэро­динамического качества и более эффективному использованию ме­ханизации;

Близость двигателей к плоскости симметрии самолета облег­чает, полет при отказе одного из них;

Объем крыла освобождается для размещения топлива;

Снижается уровень шума и вибраций в кабине;

Снижается возможность попадания в двигатель частиц грун­та во время пробега и разбега самолета.

Вместе с тем, эта схема приводит к некоторому увеличению веса конструкции фюзеляжа и веса крыла, которое в этом случае не име­ет разгрузки от массовых сил двигателей.

Рис.1 Схемы размещения двигателей на самолете.

4. Гондолы и пилоны.

Для уменьшения лобового сопротивления двигатели и присоединенные к ним агрегаты заключаются в обтекаемые гон­долы. Гондолы предохраняют двигатель и его агрегаты от коррозии, загрязнения и механических повреждений. Воздухозаборник гон­долы обеспечивает использование кинетической энергии набегаю­щего потока и подвод к двигателю воздуха с выравниванием поля скоростей для нормальной работы компрессора ВРД
или охлаждения поршневого двигателя.

Рис. 2. Схема нагружения стержневого крепления ТВД:

P x , P y , P z - нагрузки, действующие на ДУ; Р 1 x , P 1 y , P 1 z - силы, воспринимаемые передними узлами фермы; Р г - сила, воспринимаемая задними узлами фермы; M y г М z г - гироскопи­ческие моменты; М x д - реактивный момент

Рис. 3. Конструкция несимметричного крепления двигательных установок к фюзеляжу (Ту-154):

2 - силовые шпангоуты гондолы; 3- продольная балка; 4, 5, б - подкосы передней плоскости крепления двигателя; 7- продольный подкос; 8, 9-подкосы задней плоскости крепления двигателя; 10 - шаровой шарнир заднего крепления; Il - шаровой шарнир креп­ления подкоса к цапфе двигателя; 12, 13 - узлы крепления силовых шпангоутов гондолы к фюзеляжу. Конструкция, непосредственно закрывающая двигатель, назы­вается капотом. Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нем, для осмотра, замены и тех­нического обслуживания. Для этого они имеют системы легко-съемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструк­ции, аналогичные конструкции фюзеляжа.

5. Силовые схемы гондол могут быть двух типов.

Гондола полумонококовой конструкции состоит из жестких па­нелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Такая конструк­ция воспринимает воздушные нагрузки и массовые силы и крепится к планеру или подвеске двигателя. Нагрузки же от дви­гателя передаются на планер (непосредственно на крыло, фюзеляж или пилон).

Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой кар­кас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передает их на планер.

На рис. 4 показана гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом. На рисунке видно сходство конструкций гондолы и фюзеляжа, пилона и крыла.

Особенностью конструкции и компоновки гондол ТВД является специфическая конфигурация передней части, обусловленная нали­чием обтекателя втулки винта и редуктора.

6. Прочность гондол, пилонов и креплений оборудования силовых установок.

Гондолы двигателей, воздухозаборники, которые нагружаются в основном аэродинамическими силами, особенно значительными при действии скоростного напора q max max в случаях нагружения А" и D". Поэтому их конструкция сходна с конструкцией фюзеляжа. Для глушения шума от двигателя используется трехслойная об­шивка с сотовым заполнителем.

Конструкции пилонов имеют те же внутренние силовые эле­менты, что и конструкция крыла, достаточно сильные для вос­приятия больших нагрузок от двигательной установки и гондолы и передачи их на крыло или фюзеляж.

Прочность конструкции и креплений оборудования силовых ус­тановок (баки, трубопроводы, агрегаты) проверяется в соответ­ствии со случаями нагружения по НЛГС частей планера ЛА, где они установлены.

Поскольку гондолы, пилоны и части оборудования силовых уста­новок непосредственно соединяются с двигателем, они испытывают

значительные вибрационные воз­действия, что может сказаться на состоянии конструкции (ослабле­ние затяжки болтов и заклепок, образование люфтов и трещин) и ресурсе. Поэтому необходимо при­нимать меры защиты от вибраций.

Рис. 4. Гондола ТРД на вертикаль­ном пилоне под крылом

Литература:

1. Конструкция и прочность самолетов, В.Н.Зайцев, Г.Н. Ночевкин – Киев 1974 г.

В настоящее время мы, россияне, продолжаем летать на «Боингах» и «Аэробусах», которые составляют основу парка отечественных авиакомпаний. И на каждом шагу продолжается реклама «забугорных» самолётов. Но безопасно ли на них летать? Попробуем разобраться.

Когда российские пассажиры, отправляясь в отпуск или командировку, садятся на борт западного лайнера, то первая мысль, которая закономерно возникает у них – исправен ли самолёт? Сумеет ли он долететь до места назначения?

Нужно признать, что опасения пассажиров насчёт безопасности полётов более чем оправданы – Запад никогда не станет продавать России новую авиатехнику! Наши конкуренты будут душить российский авиапром! И в данной статье необходимо сравнить лётно-технические качества и прочность отечественной и зарубежной авиатехники.

Первое, что бросается в глаза – это низкое расположение двигателей под крыльями и малый клиренс от нижней части «движков» до земли у зарубежных самолётов. Ведь при взлёте и посадке велика вероятность попадания в воздухозаборник посторонних предметов, а это чревато катастрофой. Кроме того, учитывая наши суровые метеоусловия, российские лайнеры оснащены более надёжными и неприхотливыми двигателями. О максимальной скорости самолётов и говорить не приходится – так, у Ту-154 она составляет 950 км/ч., Ан-148 – 870 км/ч. В свою очередь, «Боинг» Б-737-800 развивает скорость лишь до 850 км/ч., «Аэробус» А-320neo – до 870 км/ч.

Оставляет желать лучшего и прочность западных лайнеров. Как известно, они не могут нормально сесть на неподготовленные и грунтовые аэродромы, коих в России хватает, а благополучная посадка Ту-154М в Ижме 7 сентября 2010 года весьма красноречиво показывает, что отечественные самолёты сделаны на совесть. Ещё одно происшествие с участием Ту-154М до сих пор упорно замалчивается мировыми СМИ. Так, 26 сентября 2006 года в аэропорту «Манас» (Киргизия) столкнулись взлетавший Ту-154М и загородивший ему полосу американский заправщик КС-135. При ударе «американец» тут же загорелся и после пожара восстановлению не подлежал. А легендарный «Туполев» лишился части плоскости крыла, но сумел благополучно сесть на аэродром. И после ремонта до сих пор летает!.

Кроме того, вспомним катастрофу 2 апреля 2012 года франко-итальянского турбовинтового самолёта АТR-72 авиакомпании «ЮТейр» под Тюменью. Эта нежная, капризная машина может эксплуатироваться только в южных широтах, и, по существу, не является конкурентом не только новым российско-украинским Ан-140, но и старым добрым Ан-24. Катастрофы, произошедшие с участием АТR-72 (всего потеряно 19 машин), подтвердили опасность его эксплуатации в сложных метеоусловиях, так как главными причинами аварий стали проблемы с двигателями и обледенение конструкции. И после этих инцидентов АТR-72 за рубежом в северных широтах больше не эксплуатируется.

Серьёзным недостатком у западных самолётов является их ограничения в эксплуатации по климату и влажности воздуха. Например, во время испытаний Ту-334 в Иране, в горной местности в разрежённом и горячем воздухе, причём отечественная машина взлетала даже на одном двигателе. При этом зарубежные самолёты выполняют рейсы в жару только по ночам, так как двигателям не хватает мощности. Кроме того, при температуре ниже -30 градусов по Цельсию «Боинги», «Бомбардье» и другие западные лайнеры также не могут эксплуатироваться.
Также аэродинамика и прочность отечественных самолётов позволяют им значительно меньше реагировать на внешние источники возмущения: при попадании в зону турбулентности дискомфорт в них почти не ощущается.

Много пишут о «комфортабельности» зарубежных машин. К примеру, система кондиционирования функционирует настолько плохо, что её отключение в полёте зачастую либо не представляется возможным, либо кондиционер не удаётся включить вовсе. О тесноте в салоне и говорить не приходится. Вот отзыв пассажирки о самолёте «Embraer» E-195 бразильского производства авиакомпании «Саратовские авиалинии», которая в августе нынешнего года обратилась к руководству авиаперевозчика с просьбой улучшить техническое состояние воздушного парка:
«…Мы вылетели из Москвы рейсом “6W-775” компании “Саратовские авиалинии” в Саратов. На самолёт я опаздывала, приехал автобус за опоздавшими, нас четыре человека было, когда подъехали к самолёту, было видно, что его проверяли, но в самолёте уже было очень душно. Так и эта духота осталась на протяжении всего полёта, мужчина в хвосте сказал стюардессе, чтобы включили кондиционер, так как из-за набора высоты и снижения ему стало плохо, мне также стало плохо, как бы не хватало воздуха, и из-за перепадов высоты давление сильно поднялось.

Когда начался взлёт, мы попали в зону сильной турбулентности. Самолёт начало сильно трясти. Причем трясло его долгое время. Я понимаю, что так долго самолёт трястись не может. Неожиданно он начал снижаться. В итоге, мы летели не в облаках, а под ними. Все пассажиры могли видеть землю. Нам сказали, чтобы мы закрыли все окошки, и не ходили по салону. Нас очень сильно трясло. Это было нам понятно, тем более сам командир нам об этом объявил!

После этого все пассажиры начали жаловаться, чтобы включили кондиционер. Стюардесса обещала исправить это, но в итоге никто ничего не включил. Весь полёт в салоне самолёта было жарко, была невозможная духота.

Мы всё-таки сели. Хочу поблагодарить за профессионализм командира этого рейса, который очень достойно посадил самолёт. И сказать «спасибо, что долетели!». Когда мы приземлились, никто не хлопал в ладоши, как это обычно бывает, потому что все, наверное, находились в шоковом состоянии. Никто не вставал с места и не включал телефоны до тех пор, пока не вышел командир – весь мокрый и бледный – он сказал: “можете вставать”, когда уже трап подогнали к самолёту, и тогда все начали потихоньку выходить».

Кроме того, у западных лайнеров имеется ещё одна «ахиллесова пята» – это управление самолётом с помощью компьютера. В этом случае велика вероятность, что по чьей-то зловредной команде сработает тайная программа, вирус – тем самым вырубится жизненно важный электронный блок и самолёт обречён. История напоминает – ещё в 1980-х годах президент Ирака Саддам Хусейн покупал у французов комплексы ПВО. И перед началом воздушного этапа операции НАТО «Буря в пустыне» (1991 год) в Ираке все эти зенитные системы в одночасье были выведены из строя по команде со спутника.

Однако, до сих пор упорно игнорируется то обстоятельство, что в РФ успешно эксплуатируются отечественные самолёты Ан-148 (числятся в авиакомпаниях «Ангара» и «Саратовские авиалинии»), Як-42Д (авиакомпании «Ижавиа», «Саратовские авиалинии», «КрасАвиа» и др.), Ту-204-100 (авиакомпания «Ред Вингс»). Следовательно, Россия должна быть великой авиационной державой. Иначе страны не будет как таковой. Сегодня мы самое большое по площади государство с слабой транспортной инфраструктурой. Таким образом, проблемы отечественной авиации из экономической плоскости перерастают в проблему национальной безопасности.

Таким образом, если западные авиационные корпорации объявят России экономическую войну, мы, конечно, сможем восстановить отечественное гражданское самолётостроение. Но не столь ударными темпами, так как это высокотехнологичная инновационная отрасль. Разрушать российский авиапром, напомним, начал ещё в начале 1990-х годов Егор Гайдар. Будучи премьер-министром, он цинично заявлял, что гражданское авиастроение – это, мол, слишком затратное дело для российской экономики. Результаты этой разрушительной политики – налицо…

Отсутствие воздушного винта, относительно небольшая масса, сравнительно простые конструкция и обслуживание реактивных двигательных установок позволяют размещать двигатели в местах, обеспечивающих оптимальные условия их работы и оптимальные характеристики самолета. В современной реактивной авиации наблюдается большое разнообразие вариантов размещения двигателей на самолете. Правда, в сверхзвуковых самолетах эти возможности существенно ограничены, тем не менее в конструкторской практике реализованы следующие варианты размещения двигателей:

– в гондолах, расположенных непосредственно под корневыми (Ту-144, В-1) или средними («Конкорд») частями крыла, либо в гондолах, встроенных в средние части крыла (Т. 188, YF-12A); в самолетах Ту-144, «Конкорд» и В-1 применены гондолы, вмещающие по два двигателя, в остальных случаях-индивидуальные гондолы;

– в гондолах, размещенных под крылом на пилонах (В-58, М-50) либо на концах крыла («Тридан», М-50, VJ-101C); в самолете VJ-101C использованы двухдвигатель- ные, а в остальных-индивидуальные гондолы;

– в гондоле, вмещающей шесть двигателей и расположенной под хвостовой частью фюзеляжа и корневыми частями крыла;

– в индивидуальных гондолах, размещенных над хвостовой частью фюзеляжа с обеих сторон вертикального оперения.

Остальные самолеты построены по од- но- и двухдвигательной схемам с двигателями, размещенными в хвостовой части фюзеляжа.

Классической для двухдвигательных самолетов можно считать схему с двигателями, размещенными в фюзеляже рядом, хотя построены также и самолеты с двигателями, расположенными один над другим («Лайтнинг», SR.53), друг за другом (в самолете «Скайрокет» с комбинированной двигательной установкой турбореактивный двигатель размещен в средней части фюзеляжа, а ракетный – в его хвосте), а также один в другом («Гриффон» II и «Ледюк» 022, где турбореактивные двигатели установлены соосно внутри прямоточных). Пять из остальных двухдвигательных самолетов (Х-3, F-101, F-4, «Ягуар» и Т-2) имеют короткие фюзеляжи с балочными кронштейнами крепления оперения, что придает самолету специфичную форму. Можно отметить также схему размещения двигателей в самолете F-14, где двигательные гондолы объединены с фюзеляжем, что определяет как общий вид, так и поперечные сечения этой части планера самолета.

При проектировании самолета обычно прорабатываются различные варианты расположения двигателей. Каждый из вариантов, являясь результатом компромисса, имеет определенные недостатки и достоинства. Из них обычно выбирается такой, который с учетом современного состояния науки и техники, назначения самолета, располагаемых возможностей конструкторского бюро, его смежников и заводов-изготовителей представляется конструктору вариантом, обеспечивающим наилучшие показатели самолета.

Варианты конструкции самолета с двигателями, размещенными в крыле, под ним либо на его концах, имеют следующие преимущества:

– свободное пространство в фюзеляже для бомбовых отсеков, топливных баков, грузов и т.п.;

– малую длину воздушных каналов, а значит, и малые потери давления на входе в компрессор двигателя;

– разгружение крыла от массовых сил (тяжести и инерции) в полете, что позволяет уменьшить массу крыла на 10-15%;

– двигатели, размещенные в передней части крыла, выполняют роль противофлат- терного груза и гасят вибрации крыла при полете в турбулентной атмосфере;

– в двигательных гондолах могут размещаться также и люки для уборки шасси;

– в случае установки гондолы на пилоне замена двигателя одного типа на другой (с иными габаритами) может быть осуществлена путем лишь незначительного изменения конструкции (этот вариант обеспечивает также большую противопожарную безопасность);

– более легкий доступ к двигателям во время обслуживания.

Основными недостатками таких компоновок (особенно варианта с двигателями, размещенными в средних частях крыла в плоскости хорд) являются:

– ухудшение аэродинамических характеристик крыла, связанное с размещением воздухозаборника вблизи передней кромки, а выходного сопла возле задней кромки крыла, что приводит к уменьшению несущей способности крыла, увеличению полетного сопротивления самолета и уменьшению возможностей механизации крыла;

– усложнение силовой конструкции крыла;

– возникновение значительного отклоняющего момента в случае выхода из строя одного из двигателей;

– увеличение моментов инерции массы самолета относительно продольной и вертикальной осей, приводящее к уменьшению его маневренности;

– низкое расположение воздухозаборников при размещении двигателей под крылом на пилонах приводит к попаданию в двигатель пыли и других предметов вместе с воздухом во время взлета и посадки, что ускоряет износ деталей двигателя и может быть причиной аварии.

При выборе варианта установки двигателей в крыле необходимо учитывать проблему возникновения дополнительной аэродинамической интерференции между крылом и гондолами, а также проблему нагрева конструкции. Вследствие интерференции при больших скоростях полета у самолета с двигателями в крыле или под ним раньше возникает волновой кризис, что приводит к уменьшению критического числа Маха (т.е. к уменьшению эффекта стреловидности крыла) по сравнению с самолетом, двигательная установка которого размещена в фюзеляже. Интенсивность этого явления зависит от положения гондолы как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях, поскольку интерференционное сопротивление оказывается наименьшим, когда ось двигателя совпадает с хордой профиля, а наибольшим – при размещении гондол двигателей на пилонах.

Проблема нагрева конструкции при работе двигателя имеет наряду с фактом снижения прочности материала при повышении температуры и другие аспекты. Например, в процессе проектирования самолета В-58 с треугольным крылом потребовалось в соответствии с принципами балансировки, чтобы центры тяжести двигателей, установленных на пилонах, находились перед линией центров давления крыла. Однако при этом возникала опасность нагрева нижней поверхности крыла потоком выхлопных газов. Для самолета В-58 это было тем более опасно, поскольку внутренние объемы его крыла предполагалось использовать как емкости для топлива.

Испытания макета самолета с двухдвигательными гондолами показали, что температура обшивки крыла при работающих двигателях (особенно на земле) возрастает выше допустимого предела. Рассматривался также вариант с гондолами, размещенными над крылом и под ним, однако этот вариант оказался менее всего соответствующим правилу площадей. В конце концов была принята компоновка, удовлетворяющая обоим условиям: гондолы сдвинуты одна относительно другой в продольном направлении (правило площадей) и установлены под разными углами относительно хорды крыла. Для уменьшения интенсивности нагрева внутренние гондолы установлены под значительным положительным углом атаки, а внешние, с выхлопными соплами, находящимися уже за задней кромкой крыла,-под отрицательным углом. Такое расположение двигательных гондол позволило также уменьшить до приемлемого уровня вибрации, сопутствующие воздействию выхлопных газов на обшивку крыла.

Рис. 1.43. Схемы размещения двигателей в сверхзвуковых самолетах.

Другого рода проблемы возникают при размещении двигателей в гондолах под задними частями крыла либо под корневой частью крыла и фюзеляжем. Такое местоположение гондол позволяет использовать систему косых скачков уплотнения, возникающих под крылом, для увеличения подъемной силы самолета. Наиболее эффективным с этой точки зрения является размещение двигателей в одной общей гондоле, как это сделано в самолете ХВ-70А. Однако недостаток такого решения заключается в увеличении массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Разнесение гондол, как в самолете «Конкорд», позволяет использовать более короткие воздушные каналы и приводит к разгрузке крыла. Однако при этом прирост подъемной силы по сравнению с общей подфюзеляжной гондолой уменьшается в два раза (20 и 10% соответственно). Ввиду этого в самолете Ту-144 принято промежуточное решение.

В сверхзвуковых самолетах двухмоторная двигательная установка размещается обычно внутри хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка имеет следующие преимущества:

– отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления;

– уменьшение момента инерции массы самолета относительно его продольной оси, что облегчает управление по крену.

Но эта компоновка имеет также и недостатки, а именно:

– усложнение формы и конструкции, а также удлинение воздушных каналов;

– значительный объем фюзеляжа занят двигателями, воздушными каналами и выходными устройствами;

– затрудняется доступ к двигателям, так как для этого возможно использовать лишь относительно небольшие люки конструкции фюзеляжа.

Выше упоминалось, что расположение двигателей один над другим в плоскости симметрии самолета использовалось редко. Одним из двух самолетов, построенных по такой схеме, является «Лайтнинг». При проектировании этого самолета оказалось, что проблема размещения двух двигателей при условиях наименьшей площади миде- лева сечения и минимальной асимметрии тяги может быть успешно решена путем установки двигателей (с общим лобовым воздухозаборником) друг над другом с продольным сдвигом (верхний ближе к концу фюзеляжа). Это не только упрощает задачу балансировки самолета, но также приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа, а значит, к улучшению путевой устойчивости и возможности некоторого уменьшения площади вертикального оперения.

Однако эта концепция не нашла последователей, так как, помимо обычных недостатков размещения двигателей в фюзеляже, ее характеризует еще более трудный доступ к двигателям, усложнение формы воздушных каналов, а также большой демпфирующий момент хвостовой части фюзеляжа, возникающий во время выполнения маневров в горизонтальной плоскости. Таким образом, основным вариантом компоновки двух двигателей в фюзеляже можно считать их расположение рядом друг с другом.

Наиболее часто двигатели устанавливаются в фюзеляже рядом практически вплотную и только в одном случае (самолет F-14) они раздвинуты на некоторое расстояние. Для первого варианта характерны большие потери давления и большая масса конструкции воздушных каналов (что связано с их большей длиной и криволинейной формой), а также опасность последовательного отказа обоих двигателей. Второй же вариант объединяет достоинства размещения двигателей в фюзеляже и в крыле, поскольку в этом случае воздушные каналы короткие и прямые, а двигатели разделены внутрифюзеляжным пространством, значительная часть которого может быть отведена под оборудование. Этот вариант компоновки отличается также меньшим сопротивлением хвостовой части фюзеляжа, которую можно выполнить в форме клина.