Файл: 1. Понятие регулярности полетов ла факторы, влияющие на регулярность вылета.docx
Добавлен: 08.11.2023
Просмотров: 1956
Скачиваний: 25
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
Назначением лопаток статора является спрямление воздушного потока, закрученного впереди стоящим рабочим колесом, и направление его под необходимым углом на лопатки расположенного далее следующего рабочего колеса.
Соответственно этому один ряд лопаток статора называется направляющим аппаратом (НА).
Если первый ряд лопаток статора установлен впереди первого рабочего колеса, то он называется входным направляющим аппаратом (ВНА).
Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним направляющего аппарата называется ступенью компрессора.
В процессе эксплуатации двигателей отмечаются следующие характерные неисправности узлов и деталей компрессора. Разрушение лопаток ротора, что происходит по следующим основным причинам. Попадание посторонних предметов в двигатель при техническом обслуживании или при стоянке вертолета. Наибольшую опасность представляет попадание в компрессор металлических предметов. Поэтому после окончания какого-либо вида технического обслуживания, а также при наличии вероятности попадания посторонних предметов перед запуском необходимо тщательно осмотреть входную часть двигателя и специальной рукояткой вручную прокрутить турбокомпрессор. Попадание в двигатель легких посторонних предметов на взлете ив полете (например, небольшой птицы) менее опасно, так как в этих случаях вероятность разрушения рабочих лопаток несколько ниже. Примерзание лопаток ротора к корпусу при стоянке, вертолета в условиях пониженных температур окружающего воздуха. Вследствие малой величины монтажных зазоров между торцами рабочих лопаток и корпусом попадание в эти зазоры даже небольшого количества влаги может приводить к примерзанию рабочих лопаток. Влага при стоянке вертолета попадает в проточную часть двигателя при неплотно закрытой заглушке воздухозаборника, возможна конденсация влаги при охлаждении двигателя после его выключения. Запуск или даже холодная прокрутка (стартером) двигателя с примерзшими лопатками ротора приводит к их поломке или опасной деформации. Для предупреждения поломки лопаток в этих условиях следует перед запуском двигателя (или перед холодной прокруткой) провернуть ротор турбокомпрессора вручную.
При обнаружении примерзания лопаток (ротор не проворачивается) необходимо продуть проточную часть двигателя теплым воздухом от аэродромного подогревателя. Ротор компрессора ТВ2-117АГ. Неэффективность (отказ или неправильное пользование) системы обогрева входной части компрессора. Обледенение деталей входной части компрессора и двигателя обычно сопровождается скалыванием с них кусочков льда и попаданием их на лопатки компрессора. Вследствие большей частоты вращения рабочих лопаток первой ступени компрессора попадание на них даже небольших частичек льда создает забоины на лопатках и может вызвать в последующем их разрушение. Неэффективность системы обогрева наблюдается обычно при работе двигателя в условиях обледенения на низких режимах из-за недостаточной температуры воздуха, отбираемого для обогрева. Особенно значительное уменьшение температуры воздуха на входе в противообледенительную систему возможно при планировании вертолета. Поэтому при планировании с работающими двигателями в условиях возможного обледенения нельзя допускать снижение оборотов турбокомпрессора меньше 85%. Соответственно для предупреждения разрушения лопаток компрессора частицами льда необходимо в условиях обледенения избегать пониженных режимов работы двигателя и при ручном управлении системой обогрева включать ее заблаговременно, до наступления обледенения. Помпаж компрессора, в процессе которого возникает повышенная вибрация лопаток и всей конструкции компрессора; лопатки испытывают переменные нагрузки и при наличии забоин, рисок, царапин могут разрушаться. Конструктивные и профилактические меры борьбы с помпажом изложены выше. Превышение допустимого времени беспрерывной работы двигателя на форсированных режимах или работа на режиме выше допустимого для данных полетных условий. В этих случаях после уменьшения частоты вращения турбокомпрессора появляется остаточная деформация рабочих лопаток. При неоднократной нагрузке, близкой к разрушающей, в особенности при наличии повреждений и износе лопаток может происходить их разрушение (или обрыв). Поэтому двигателю ТВ2-117 установлены предельно допустимые режимы работы и допустимое время работы на форсированных режимах. Признаками разрушения, обрыва лопаток ротора компрессора в полете являются: резкий хлопок и удар в двигателе, появление повышенной вибрации (тряски), падение оборотов турбокомпрессора и повышение t3 до величин, выше допустимых для данного режима. Если частичное разрушение лопатки вызывает помпаж, то появляются его признаки, изложенные выше. Если кусок разрушившейся лопатки попадает в зазор между торцами остальных лопаток и корпусом, происходит заклинивание или затормаживание ротора. В результате уменьшения частоты вращения ротора топливная автоматика увеличивает подачу топлива в камеру сгорания, что приводит к срыву пламени и самовыключению двигателя. При обнаружении в полете разрушения лопаток компрессора двигатель следует немедленно выключить. Профилактическими мероприятиями, направленными на
предотвращение разрушения лопаток компрессора, являются: строгое соблюдение правил технической эксплуатации компрессора техническим и летным составом, тщательный визуальный и инструментальный контроль состояния лопаток, проверка времени выбега ротора турбокомпрессора экипажем при останове двигателя, строгое соблюдение рекомендаций по эксплуатации двигателей в условиях запыленного воздуха и условиях возможного обледенения входной части. Разрушение подшипников опор, что происходит по следующим эксплуатационным причинам. Выборка радиальных зазоров подшипников качения при запуске двигателя в условиях низких температур без предварительного обогрева. Обычно диаметр беговой дорожки внутреннего кольца подшипника при напрессовке на шейку вала увеличивается на 55—70% от величины номинального натяга, отчего соответственно выбирается зазор в подшипнике и при низких температурах наружного воздуха может быть выбран полностью. В процессе работы двигателя зазоры в подшипнике увеличиваются вследствие нагрева подшипника и вала. Масляное голодание (недостаточность смазки), при котором шарики (ролики). подшипника нагреваются значительно быстрее колец, так как имеют меньшую массу, а кроме того, от колец тепло частично отводится через посадочные поверхности. При нагреве шарики расширяются и заклинивают между кольцами, что приводит к их оплавлению. Признаками разрушения подшипников в, полете является: увеличение вибрации двигателя, резкое повышение температуры масла и температуры газа перед турбиной, появление характерного скрежета и падение Nтк. Разрушение подшипников также определяется по уменьшению выбега турбокомпрессора, по неравномерности усилий, необходимых для ручной прокрутки турбокомпрессора, и наличию металлической стружки на маслофильтре. При обнаружении разрушения подшипников в процессе подготовки двигателя к запуску запуск и дальнейшая эксплуатация его не разрешается. Если разрушение подшипников обнаружено в полете, двигатель следует выключить. Профилактическими мероприятиями, направленными на предотвращение разрушения подшипников, являются:
-предварительный подогрев двигателя перёд запуском от аэродромного подогревателя при температуре наружного воздуха 21-50С.
3. Назначение, конструкция, неисправности турбин авиационных газотурбинных двигателей.
| |
5. Статическая прочность элементов конструкций авиадвигателей
Статическая (квазистатическая) прочность подразумевает действие соответствующих нагрузок. Статическая прочность оценивается в условиях действия максимальных статических нагрузок. Однако, эти нагрузки изменяются в связи с изменением режима работы двигателя или полета воздушного судна. Характер изменения, как правило, – циклический с периодом, составляющим от единиц минут до единиц часов. Такая цикличность действия квазистатических нагрузок приводит к появлению процессов малоцикловой усталости конструкционных материалов.
Статическая прочность авиационных конструкций- способность конструкции воспринимать однократно приложенные максимальные внешние силы, не разрушаясь и не получая недопустимых остаточных деформаций. Основные требования к С. п. сформулированы в Нормах прочности летательных аппаратов. Работы по обеспечению С. п. проводятся на всех стадиях создания летательного аппарата и включают проектирование и общий расчёт конструкции планёра; экспериментальную отработку новых конструктивных и технологических решений на моделях и образцах; выбор и обоснование критериев прочности; подетальные расчёты и оценку местной прочности элементов и соединений; анализ и подтверждение С. п. натурной конструкции статическими испытаниями.
Вопросы 9 раздела.
-
Назначение, конструкция крыла самолета.
Крыло является важнейшей частью самолета и служит для создания подъемной силы. Кроме того, крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета, для чего несет на себе специальные органы управления – элероны, закрылки. Крыло также используется для крепления шасси, для размещения топлива и оборудования.
Под внешней формой крыла подразумевают его вид в плане и спереди, а также форму его поперечного сечения (профиль). Для современных самолетов характерно применение крыльев различных внешних форм. Внешние формы крыла оказывают влияние не только на аэродинамические, весовые и прочностные характеристики крыла, но и на характеристики всего самолета в целом.
Рис. 3.8. Профиль крыла
1-средняя линия, 2-хорда профиля.
Профилем крыла называется форма сечения его плоскостью по набегающему потоку воздуха (рис. 3.8). Наибольшее распространение получили двояковыпуклые несимметричные профили. Отрезок прямой, соединяющий две наиболее удалённые точки профиля, называется хордой профиля (b). Кривизна профиля (fmax) определяется как расстояние между хордой и средней линией профиля; Xcmax – расстояние максимальной толщины от носка профиля. Относительная максимальная толщина профиля определяется формулой
где Сmax – максимальная толщина профиля; b – хорда профиля.
Форма крыла в плане характеризуется размахом l, площадью S удлинением λ, сужением η и стреловидностью χ.
Размахом крыла называется наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.
Площадью крыла называют площадь его проекции на плоскость хорд.
Крыло, обеспечивая создание практически всей подъемной силы, является высоконагруженной частью самолета. К основным нагрузкам крыла относятся аэродинамические и массовые силы. Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимодействия крыла с воздушным потоком и является распределенной.
Величина расчетной (разрушающей) аэродинамической нагрузки определяется по формуле Раэр = Yр = G × n × f, где G – сила тяжести самолета; n – коэффициент эксплуатационной перегрузки; f – коэффициент безопасности. Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки приложены по линии центров давления крыла (рис. 3.9).
Рис. 3.9. Нагрузки, действующие на крыло
Массовые нагрузки – это силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, грузов и агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Инерционные силы возникают при появлении ускорений в криволинейных полетах, при полете в болтанку или при ударе о землю во время посадки.
Погонные массовые нагрузки конструкции крыла распределяются по размаху так же, как и его масса. Равнодействующие погонных массовых сил приложены по линии центров тяжести крыла, которую можно считать проходящей через точки, лежащие на 42-45 % хорд от носка крыла.
Крылья самолетов отличаются большим разнообразием не только внешних форм, но и особенностей конструкции. Во всех случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким при минимальной массе. Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба, кручения и сдвига (рис 3.10), которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами.
