Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 9 (всего у книги 42 страниц)

В производственной практике используются травильные среды двух типов: кислотные и щелочные. Кислотные ванны вызывают межкристаллитную коррозию. Этот процесс очень производителен и находит применение прежде всего при обработке стальных материалов. Однако таким способом не удается изготовить детали с высокой размерной точностью ввиду трудности контроля скорости процесса травления. Кроме того, компоненты кислотных растворов относительно дороги. Щелочные растворы значительно дешевле, процесс травления в них также производителен (если он проводится при температуре 80-90°С), а скорость травления можно просто и довольно точно контролировать. С учетом меньших затрат на материалы чаще всего применяются растворы едкого натра.

Таким образом, технический прогресс в самолетостроении в 1950-1960-х гг. привел к освоению новых технологических методов изготовления и соединения частей планера, что не только значительно снизило собственную массу самолета, но и позволило повысить прочность планера, особенно усталостную. Предполагается, что уже в ближайшее время будет достигнут дальнейший прогресс в этой области, в частности, благодаря лучшему исследованию воздействий окружающей среды, совершенствованию расчетных методов, широкому применению средств повышения надежности и моноблочных конструкций и т.п., а также в связи с упомянутыми выше работами в области активного управления и увеличения числа управляемых степеней свободы самолета.

Более точное определение воздействий окружающей среды оказывает непосредственное влияние на определение параметров конструкции в том смысле, что уменьшает «степень незнания», которая вынужденно учитывается в расчетах в виде коэффициентов запаса. Это относится не только к новым исследованиям, но и к накоплению статистических данных, касающихся, в частности, знакопеременных нагрузок.

Благодаря прогрессу вычислительной техники стало возможным применение новых методов расчета (например, метод конечных элементов), учитывающих такие специфические характеристики материалов, как пластичность, анизотропия и т.д. Увеличение степени детализации расчетов оказалось важным средством, позволившим существенно продвинуться по пути оптимизации конструкции.

Концепция безопасных повреждений нашла применение в самолетостроении из-за заботы скорее о безопасности, чем об улучшении летных характеристик, однако уже сейчас она оказывает существенное влияние также и на массу самолета, а особенно на прочностную надежность планера. Эта концепция предусматривает расчет каждой силовой детали планера, исходя из предпосылки, что в детали могут существовать дефекты, возникшие во время ее изготовления и имеющие величину, равную пороговым значениям чувствительности обычно применяемых методов контроля. Следовательно, каждая деталь в условиях нормальной эксплуатации должна выдерживать переменные нагрузки без катастрофического роста дефектов и снижения прочности. До недавнего времени реализация этой концепции сводилась к местным усилениям конструкции. Предполагается, что дальнейший прогресс в этой области связан с более точным определением усталостного роста дефектов и учетом его в прочностных расчетах. Таким образом, оптимизация конструкции должна производиться с учетом коэффициента хрупкости материала так же, как это делалось ранее в отношении статической прочности, а теперь усталостной. Таким путем может быть повышена надежность конструкции планера и упрощена технология изготовления самолета.

Рис. 1.41. Модульная конструкция планера самолета YF-16.

Надежды на определенный прогресс в самолетостроении связываются с применением модульной конструкции планера. Такой подход позволяет в процессе производства проводить модернизацию выпускаемой модели путем замены целых узлов другими, более совершенными.

Среди авиационных материалов и в дальнейшем важное место будут занимать сплавы алюминия. Проводятся дальнейшие технологические исследования алюминиевых и других известных сплавов и материалов; большое внимание уделяется разработке новых сплавов и армированных волокнами композитов.

Важное место среди материалов для сверхзвуковых самолетов занимают сплавы титана. Титан отличается превосходными физическими и механическими свойствами: его прочность на растяжение в 3 раза больше, чем у алюминия, и равняется прочности железа, а плотность больше, чем у алюминия, только в 1,7 раза и в несколько раз меньше плотности железа. После введения соответствующих легирующих добавок и пластической обработки (обжатием) прочность титана возрастает до уровня прочности высоколегированной стали и сохраняется до температуры ~ 600°С. Титан имеет также хорошие технологические качества: его можно вальцевать, ковать, подвергать холодной гибке, сваривать и т.п.; он также стоек к воздействию морской воды. Благодаря таким качествам титан стал незаменимым конструкционным материалом в сверхзвуковой авиации, причем его доля в общей массе конструкции самолета непрерывно возрастает.

В 60-х годах предпринимались опыты использования в конструкции планера и других металлов. Один из них– бериллий, который отличается малой плотностью (меньшей, чем у алюминиевых сплавов), большим модулем продольной упругости (почти на 50% больше, чем у стали), а также относительно высокой прочностью при повышенных температурах.

Применение бериллия дает существенную экономию массы конструкции. Так, изготовление некоторых узлов самолета F-4C с использованием бериллия позволило уменьшить массу соответствующих узлов на 25-58,6%. Применение бериллия в авиации ограничено пока его высокой стоимостью.

Важнейшей проблемой авиационного материаловедения на рубеже 1960-1970-х гг. была разработка так называемых композитов, т.е. комбинаций матрицы и армирующего материала. Композиты, особенно с волокнами бора или углерода в качестве армирующего материала, отличаются большой удельной прочностью, которая дает реальные возможности уменьшения массы планера на величину до 20%. Однако довольно высокая стоимость композитов, недостаточная изученность их свойств и в некоторой степени психологический консерватизм конструкторов пока препятствуют широкому применению этих материалов в самолетостроении.

Еще несколько лет тому назад представлялось, что внедрение композитов ограничивается линейными свойствами волокон, т.е. анизотропными свойствами материала, а также почти полным отсутствием его пластичности. С учетом линейных свойств волокон необходима разработка композитов с надлежащей ориентацией волокон для каждого конкретного применения, а также точных методов расчета конструкций из таких материалов. Отсутствие же пластичности у композитов объективно нельзя считать недостатком, поскольку ее сравнивают с пластичностью металла, которая расценивается как положительное качество. Благодаря пластичности в конструкции происходит перераспределение напряжений в направлении их выравнивания, и зачастую пластичность сглаживает или исключает последствия ошибок, допущенных в процессе конструирования или производства. В настоящее же время существует мнение, опирающееся на результаты применения композитов в элементах конструкции некоторых новейших самолетов, что линейные свойства волокна в композите при условии тщательного проектирования и производства могут стать ценным достоинством.

Определенная ориентация волокон в различных слоях композита вызывает определенное поведение конструкции под нагрузкой. Например, в крыле появляются деформации кручения, которые во время полета дополнительно увеличивают эффективность управления. Это позволяет уменьшить требуемые размеры управляющих поверхностей и тем самым массу и полетное сопротивление самолета.

6. Взаимодействие планера самолета с двигательной установкой

Из данных, представленных в гл. 3, следует, что эволюция конструктивных форм и общая конструктивная идея самолета зависят от физических явлений, определяемых скоростями полета, и от возможных мер смягчения отрицательных последствий этих явлений. Важную роль в самолете играет двигательная установка, которая не только обеспечивает требуемую скорость полета, но и (с учетом ее габаритов, массы и характера внутренних процессов) значительно влияет также на форму самолета в целом. В отдельных случаях это влияние имеет даже решающее значение. Следовательно, уже на этапе проектирования самолета необходимо провести анализ взаимного влияния частей планера и двигательной установки с точки зрения возможности реализации требуемых летно– технических характеристик. Уровень же достигнутых характеристик свидетельствует о совершенстве самолета в целом и, в частности, об эффективности примененной двигательной установки.

Различия двигательных установок по типу и числу двигателей, их компоновке и габаритам привели к большому разнообразию форм планера сверхзвукового самолета и его частей. Тем не менее, несмотря на разнообразие очертаний самолетов, обусловленное различием задач и требуемых характеристик, располагаемой двигательной установкой и доступными материалами, самолеты каждого конструкторского бюро отличаются определенным «почерком» их создателей.

Двигательной (силовой) установкой называется совокупность устройств и коммуникаций, обеспечивающих самолету необходимую тягу во всем диапазоне его эксплуатационных условий. Основными элементами реактивной двигательной установки являются: двигатели и узлы их крепления, воздухозаборники и устройства выхода отработанных газов, гондолы и кожухи, системы обеспечения топливом и смазкой, системы охлаждения, противопожарной защиты и управления работой двигателя, а также средства контроля за работой систем.

Общий к. п. д. двигательной установки зависит в основном от эффективности работы двигателя, на которую влияет степень совершенства воздушного и выхлопного трактов. В сверхзвуковых самолетах это особенно относится к воздушному каналу, характеристики которого зависят от принципа работы и конструкции его входной части, называемой воздухозаборником. Выбор параметров двигателя для определенного самолета производится на основании энергетических требований, выполнение которых является одним из основных условий обеспечения заданных летно-тех– нических характеристик самолета.

На первом этапе развития сверхзвуковых самолетов существовала в определенных пределах свобода выбора двигателя, в том числе его типа. Однако надежды на использование ракетных и прямоточных двигателей в качестве основы двигательных установок для самолетов широкого применения не оправдались, что ограничило в настоящее время эту свободу лишь до возможности выбора числа и местоположения двигателей, а также принципа действия и конструкции воздухозаборника.

Из представленного во второй части книги обзора 88 типов сверхзвуковых самолетов следует, что 43 из них-одно– двигательные, 3 8 – двух двигательные, 1 – трехдвигательный, 6 – четырехдвига– тельные и 1-шестидвигательный (разница в числе типов самолетов получается в результате учета одно– и двухдвигательного вариантов самолета Х-15). Следовательно, преобладают одно– и двухдвигательные схемы. Значительно большее разнообразие наблюдается среди типов используемых двигателей. На однодвигательных самолетах в 3 случаях применены ракетные двигатели, в 33-турбореактивные (в том числе Е-50, «Дюрандаль» и «Мираж» III оснащены вспомогательными ракетными двигателями), а в 7-двухконтурные турбореактивные (турбовентиляторные).

На двухдвигательных самолетах в 1 случае установлен ракетной двигатель, в 2-комбинированная система, состоящая из турбореактивного и ракетного двигателей («Скайрокет» и SR. 53), в 2-комбинация турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей («Ледюк» 022 и «Гриффон» И), в 23-турбореактивные, а в 10-турбовентиляторные двигатели. На четырехмоторных самолетах в 4 случаях применены турбореактивные, а в 2-турбовентиляторные двигатели.

Рис. 1.42. Самолет «Ягуар» с балочным кронштейном крепления оперения.

Размещение двигательной установки

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.