На головну

ПРОЕКТУВАННЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛІТАКА

  1. I. Проектування бетонної підпірної стінки
  2. А) Внутрішнє облицювання салону літака
  3. А. ОБСЛУГОВУВАННЯ реагентної ГОСПОДАРСТВА ТА ВСТАНОВЛЕННЯ ПО гідразин ОБРОБКИ ВОДИ
  4. Автоматизоване проектування ІС з використанням CASE-технологій. Функціонально-орієнтований і об'єктно-орієнтований підходи.
  5. Аналіз вимог і попереднє проектування системи.
  6. Біти установки конфігураци
  7. ВАШІ ПСИХОЛОГІЧНІ УСТАНОВКИ - ВАШІ СОЮЗНИКИ

Мал. 15.16. Зони вигідності одно- і двопалубних фюзеляжів:

I - Зона вигідності однопалубних фюзеляжів; II - Зона вигідності

двопалубних фюзеляжів

ПРОЕКТУВАННЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛІТАКА

Ріс.16.1. Логічна схема проектування силової установки літака

Сучасні ТРДД для дозвукових літаків, в залежності від ступеня двоконтурності двигуна т, вживаються у такому значенні стартового питомої витрати палива ср0 і питомої витрати палива в крейсерському польоті :

m  висока  низька
ср0 , КГ / (ДАН Ч)  0,3 ... 0,4  0,5 ... 0,6
 , КГ / (ДАН Ч)  0,6 ... 0,7  0,7 ... 0,8

 Мал. 16.2. Вплив питомої тяги двигуна на лобове опір силової установки зі зміною числа М польоту

Мал. 16.4. Схема дозвукового повітрозабірника

Мал. 16.5. Способи освіти стрибків ущільнення:

а - Повітрозабірник з зовнішнім стисканням (всі косі скачки розташовані зовні);

б - Повітрозабірник змішаного стиснення (косі скачки розташовані і зовні, і всередині повітрозабірника);

в - Повітрозабірник з внутрішнім стисненням (всі косі скачки розташовані всередині)


Ріс.16.6. Схема надзвукового повітрозабірника змішаного стиснення

(Розрахунковий режим роботи)

Мал. 16.7. Залежність коефіцієнта ?ск від числа М польоту:

1 - Прямий стрибок; 2 - Косою стрибок + прямий; 3 - два косих стрибка + прямий; 4 - Три косих стрибка + прямий

Мал. 16.8. Схема регулювання повітрозабірника

винищувача Макдоннелл-Дуглас F-15:

1 - Отвори для відводу прикордонного шару; 2 - Силовий циліндр відхилення передньої частини повітрозабірника; 3 - Шарнірно-пов'язані рампи, регульовані за допомогою одного гідроприводу; 4 - Стулки перепуску повітря; 5 - Вісь повороту передньої частини повітрозабірника; 6 - Отвори відсмоктування повітря з бічних поверхонь каналу повітрозабірника

Мал. 16.9. Схема відводу прикордонного шару

Мал. 16.12. Вплив кута атаки на коефіцієнт відновлення повного тиску в лобовому осесимметричном воздухозаборнике

Мал. 16.10. Залежність кута атаки нижньої губи повітрозабірника  від кута атаки літака ? (М = 0,8)

Мал. 16.11. Основні особливості компонування нерегульованого повітрозабірника винищувача F-16 (повітрозабірник виконаний у вигляді окремого модуля і може бути замінений іншим повітрозабірником):

/ - Зазор між фюзеляжем і повітрозабірником для зливу прикордонного шару; 2 - Дуловий зріз гармати, віддалений від вхідного перетину повітрозабірника; 3 - Плавне збільшення площ повітряного каналу (забезпечує майже лінійну зміну числа М); 4 - Виступає вперед пластина для запобігання потрапляння прикордонного шару в повітрозабірник; 5 - Тупа губа обичайки (виконана у вигляді окремого компонента і може бути замінена, якщо буде потрібно поліпшити характеристики повітрозабірника); 6 - Положення прямого стрибка ущільнення; 7 - Нижня поверхні фюзеляжу, що виконує роль поверхні попереднього стиснення

Мал. 16.13. Основні параметри гондоли двигунів важкого надзвукового літака:

а - Загальне пристрій; б-крейсерскій політ; в-взлет;

г - зупинка двигуна; д- Реверсер тяги

/ -щель Для зливу прикордонного шару з поверхні крила; 2 - Нерухома площина клина; 3 - рухливі рампи; 4 - Дозвуковій канал повітрозабірника; 5 - Додаткові заборники повітря; 6 - Первинне сопло; 7 - Реверсер тяги; 8 - Регульоване вторинне сопло; 9 - Глушник; 10 - Форсунки форсажній камери; 11- Стінка під двигуном; 12 - Пропускна (протипомпажного) стулка; 13 - Допоміжна (злітна) стулка; 14 - Обичайка; 15 - Вертикальна перегородка, що розділяє заборники двох двигунів; А - Щілина для зливу прикордонного шару з площини клина; В - Повітря прикордонного шару

 Мал. 16.14. Розподіл коефіцієнта тиску уздовж утворюючих тіл обертання при швидкості польоту, що відповідає числу М = 0,9
 
 Мал. 16.15. Перетин сопла з малимдонним опором: / - приводний кільце первинного сопла; 2 - Приводний кільце вторинного сопла; 3 - Положення при форсажі; 4 - положеніепрі бесфорсажном режимі

Мал. 16.16. Додаткове опір можливих надзвукових сопел:

1 - Аеродинамічний ежектор; 2 - ізоентропіческая рампа; 3 - звужується

розширюється сопло з довгими стулками; 4 - Центральне тіло

Мал. 16.17. Вплив часу отримання максимальної негативної тяги при включенні реверсивного пристрою на довжину пробігу (Vсел = 250 км / год, = 0,25 ... 0,30, fтр = 0,2)

Мал. 16.18. Аеродинамічний ежектор, об'єднаний з реверсером тяги двигуна RM-8A, встановленого на багатоцільовий винищувач «Вігго» (Швеція):

а - вхідний канал відкритий; б - Вхідний канал закритий; в - Реверсер включений

Мал. 16.19. Реверсер тяги літака «Гольфстрін-II»

а - Стулки прибрані; б - Стулки в робочому положенні

Мал. 16.20. Конструкція кріплення ТВД до крила літака:

1 - Двигун; 2 - Підкоси; 3 - Демпфер; 4 - ферма кріплення двигуна

Мал. 16.21. Пілонна підвіска двигуна під крилом:

1 - Передній вузол кріплення двигуна; 2 - Кесон пілона; 3 -Задній вузол кріплення двигуна; 4 - Вузли кріплення пілона до крила; 5 - Гондола двигуна; 6 - підкіс

Мал. 16.22. Установка ТРДД всередині хвостовій частині фюзеляжу:

DB - Зовнішній діаметр кожуха вентилятора; f (lП /. З) - Розмір, що залежить від довжини поверхні освіти прикордонного шару; 1 - Лінія статі в пасажирській кабіні

Мал. 16.23. Кріплення двигунів на хвостовій частині фюзеляжу за допомогою підкосів:

1, 2, 3, 4, 5, 6 - Підкоси; 7, 8, 9 - Посилені шпангоути гондоли двигуна; 10 - Балка бічна; 11, 12, 13, 14 - Посилені шпангоути фюзеляжу; 15, 16 - балка


Мал. 16.24. Установка ТРДДФ Пратт-Уїтні F-100 на винищувачі

Дженерал Дайнемікс F-16:

1 - Вентилятор двигуна F-100; 2 - Посилений шпангоут; 3 - Передній вузол підвіски

двигуна; 4 - форсажна камера; 5 - Регульоване вихлопне сопло; 6 - головний

вузол підвіски двигуна; 7 - многолонжеронная конструкція крила

Мал. 16.25. Принципова схема паливної системи сучасного літака:

/ - Вхід дренажу; 2 - Датчик заправки; 3 - Ежектор; 4 - Дренажні поплавкові клапани; 5 - Клапани заправки - слива; 6 - Кран низького тиску; 7 - Розвантажувальний клапан (застосовується тільки на землі); 8 - З'єднання системи зливу; 9 - Крани ізоляції баків; 10 - кран перехресного харчування; 11 - Паливний клапан і насос ВСУ

Мал. 16.26. Розміщення паливних баків на надзвуковому пасажирському літаку «Конкорд»:

1, 2, 8 - Балансування баки; 3, 7 - Витратні баки; 4, 5, 6, 9, 10 - основні баки

Мал. 16.27. Можлива зміна положення центру мас і аеродинамічного фокусу літака в процесі польоту:

 - Гранично переднє положення ц. м .;  - Гранично заднє положення ц. м .;  - Допустимий діапазон центровок літака;  - Зрушення аеродинамічного фокусу при переході від дозвукового до надзвукового польоту; - можливе положення ц. м. в надзвуковому крейсерському польоті (після перекачування палива з передніх балансувальних баків в задні)

Мал. 16.28. Схема надзвукового пасажирського літака

на водневому паливі (зарубіжний проект):

Злітна маса - 376 т; маса палива - 106 т: маса комерційного навантаження-30 т (300 пасажирів); дальність польоту 7400 км; крейсерська швидкість відповідає

числу М = 2,5;

1 - Баласт (вода); 2 - Пасажирська кабіна; 3 - Баки з рідким воднем

 



Військово-транспортних літаків Локхід С. 130 Е і Боїнг YC.14 | Трохи історії про малювання
© um.co.ua - учбові матеріали та реферати