Размещено на http://www.allbest.ru/

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени

Исследование условий устранения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности аэродрома в двигатели, расположенные в хвостовой части самолета

Специальность: 05.07.05 - тепловые, электроракетные двигатели

и энергоустановки летательных аппаратов

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

кандидата технических наук

Маргулис Станислав Гершевич

Казань 2010

Работа выполнена в ОАО Конструкторско-производственное предприятие «Авиамотор» и Казанском государственном техническом университете им. А. Н. Туполева

Научные руководители - доктор технических наук, профессор В.А. Костерин;

доктор технических наук М.Г. Хабибуллин

Официальные оппоненты - доктор технических наук, профессор А.В. Фафурин

доктор физико-математических наук, профессор Д.В. Маклаков;

Ведущее предприятие - ОАО Самарский научно - технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова

Защита состоится _____ _________2010 г. в _____ ч. на заседании диссертационного Совета Д 212.079.02 Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева по адресу:

420111, Казань, К.Маркса,10, в зале заседаний Ученого Совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КГТУ им. А.Н. Туполева

Электронный вариант автореферата размещен на сайте КГТУ-КАИ (www.kai.ru)

Автореферат разослан _____ _________2010 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета

к.т.н. А.Г.Каримова

Общая характеристика работы

реверсивный торможение самолет пробег

Актуальность. Одним из способов торможения самолета на пробеге после приземления является реверсирование тяги авиационного двигателя. Однако при включении реверса возникает ряд проблем, связанных с попаданием на вход в двигатели выхлопных газов и твердых посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП), ухудшением аэродинамических характеристик самолета. Указанные проблемы в различной мере присущи для большей части многодвигательных самолетов и имеют характерные особенности в зависимости от размещения двигателей. Так, при посадке самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа (самолеты Ту-154, Ту-334 и другие) реверсивные струи, истекающие вниз в направлении ВПП, взаимодействуя с ее поверхностью и воздушными массами, образуют рециркуляционную зону, границы которой при определенных условиях достигают воздухозаборников двигателей. При этом искажается поле скоростей и температур на входе в двигатели, что является предпосылкой к помпажу компрессоров и выключению двигателей. Кроме того, данное рециркуляционное течение может транспортировать с поверхности ВПП на вход в двигатели посторонние твердые предметы, повреждающие лопатки компрессора, что снижает безопасность полетов, приводит к досрочному съему двигателей с эксплуатации. Отрицательным фактором является аэродинамическая интерференция реверсивных струй и планера. Так, реверсивные струи, истекающие из верхних окон реверса, снижают эффективность руля направления, что при раннем включении реверса (в воздухе или до опускания на ВПП передней стойки шасси) может привести к ухудшению устойчивости и управляемости самолета. Выпуск интерцепторов и закрылков в посадочное положение приводит к возмущению воздушного потока на входе расположенных за крылом двигателей, способствует увеличению зоны рециркуляции газов реверсивных струй и их попаданию в воздухозаборники двигателей. Необходимость учета данных факторов накладывает ограничения на использование реверса тяги и снижает интенсивность торможения самолета.

В связи с этим, вопросы предотвращения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и улучшения посадочных характеристик самолета с расположением двигателей за крылом в хвостовой части по бокам фюзеляжа имеют актуальное значение. Важной составляющей данного направления работ является обобщение опыта оптимизации реверсивного устройства в системе самолет - силовая установка.

Цель работы. Расчетное и экспериментальное исследования процесса заброса реверсивными струями посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и эффективности применения средств торможения для сокращения длины пробега самолета. Разработка на базе экспериментальных и расчетных исследований рекомендаций и технических решений, направленных на обеспечение защищенности двигателей от попадания в воздухозаборники газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП и повышение эффективности применения реверса тяги для торможения самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа.

Задачи исследования.

1. Разработка физической и математической модели взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей. Проведение расчетного исследования параметров движения частицы и условий ее попадания на вход в двигатель с учетом влияния параметров реверсивной струи, скорости движения самолета, положения механизации крыла, продольного ветра.

2. Проведение расчетного исследования изменения длины пробега и сравнительной эффективности средств торможения самолета в зависимости от программы применения реверса, управления положением механизации крыла, торможения колес шасси. Расчетная проработка методик оптимального применения средств торможения самолета для сокращения пробега при повышении защищенности двигателей и уменьшении аэродинамической интерференции реверсивных струй и планера.

3. Проведение исследований на моделях в аэродинамической трубе границ распространения реверсивных струй в сносящем потоке воздуха и условий их попадания в воздухозаборник двигателя применительно к компоновке самолета с расположением двигателей за крылом в зависимости от конфигурации крыла и конструкции отклоняющей решетки реверса.

4. Проведение на самолете Ту-154 исследований:

- попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели в зависимости от скорости пробега самолета, режима работы двигателей и конструкции нижней решетки реверса;

- влияния положения интерцепторов и закрылков на развитие реверсивных струй и работу двигателей с включенным реверсом тяги;

- управляемости самолета при включении реверса до опускания на ВПП передних колес шасси;

-изменения длины пробега самолета в зависимости от методики применения средств торможения.

5. Разработка рекомендаций и технических решений по обеспечению защищенности двигателей от попадания на вход газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП при посадке самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа и рекомендаций по сокращению длины пробега самолета за счет расширения диапазона применения реверса.

Научная новизна. Предложена модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей и процесса заброса частицы на вход в двигатель. Разработан метод расчета скорости пробега самолета, при которой происходит заброс частиц на вход в двигатель, с учетом влияния параметров реверсивной струи, положения механизации крыла, продольного ветра. Получены зависимости скорости пробега, соответствующей забросу частиц, от комплексного параметра, характеризующего их массу и аэродинамическое сопротивление.

Разработана методика оценки суммарного относительного заброса твердых частиц на дистанции пробега самолета.

Предложена методика расчетных исследований и оценки сравнительной эффективности средств торможения самолета. По результатам расчетов определены направления оптимизации совместного применения реверса тяги и устройств аэродинамического торможения самолета с расположением двигателей за крылом по бокам фюзеляжа.

Выполнен комплекс расчетных и экспериментальных исследований на моделях и натурных объектах, по результатам которого разработаны рекомендации и технические решения, направленные на повышение эффективности реверса тяги и устранение заброса посторонних предметов и газов реверсивных струй на вход в двигатели при пробеге самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа. Рекомендации и технические решения заключаются в рациональном управлении режимом работы двигателей, пространственной ориентации газовых струй на выходе из реверса и изменении положения взлетно-посадочной механизации крыла на пробеге самолета.

Основные положения, выносимые на защиту.

1. Модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей. Результаты расчетного исследования процесса заброса частиц с поверхности ВПП на вход в двигатели при посадке самолета.

2. Результаты расчетно-теоретических исследований сравнительной эффективности средств торможения самолета и оптимизации методики их совместного применения с целью сокращения пробега.

3. Результаты экспериментальных исследований на моделях и в натурных условиях на самолете Ту-154 условий попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели.

4. Рекомендации и технические решения по устранению попадания посторонних предметов и газов реверсивных струй на вход в двигатели и повышению эффективности реверса тяги для торможения самолета.

Практическая значимость. Результаты теоретических и экспериментальных исследований расширяют представление о процессе заброса реверсивной струей посторонних предметов на вход в двигатель. Использование разработанных рекомендаций, апробированных методик для моделирования процессов заброса посторонних предметов и оценки эффективности средств торможения позволяет обоснованно осуществлять разработку конструктивных и эксплуатационных мероприятий по защите двигателей и сокращению пробега самолета с расположением двигателей за крылом по бокам фюзеляжа на этапах проектирования, доводки и эксплуатации.

Использование результатов. С участием автора разработаны, прошли испытания и внедрены на двигателе НК-8-2У и самолете Ту-154 следующие технические решения, повышающие защищенность двигателей и сокращающие пробег:

- конструкция решетки реверса с диагональной секцией (карта изменения - решение №Т-226 МАП-МГА, бюллетени № 773-БД-Г и № 773-БД-В);

- система ступенчатого управления реверсом тяги (бюллетень №154-3824 БУ-Г);

- автоматизированная система управления механизацией крыла на пробеге (бюллетень № 154-4580-БУ);

-методика посадки самолета со ступенчатым управлением режимом работы двигателей и изменением положения механизации крыла на пробеге (РЛЭ самолета Ту-154).

Степень достоверности полученных результатов. Достоверность результатов модельных, расчетных и натурных исследований, разработанных методик и рекомендаций подтверждается эффективностью применения разработанных технических решений на эксплуатирующихся самолетах Ту-154, удовлетворительным согласованием расчетных данных с результатами натурных экспериментов и эксплуатации.

Апробация работы. Основные положения работы докладывались на:

- IV и V научно-технических конференциях по проблемам защиты ГТД от повреждений посторонними предметами, Москва, ЛИИ, 1990, 1992;

- V научно-техническом симпозиуме «Авиационные технологии 21 века», Жуковский, ЦАГИ, 1999;

- Международной научно-технической конференции, посвященной памяти Н.Д. Кузнецова, Самара, СГАУ, 2001;

- VI Международном конгрессе двигателестроителей, Украина, ХАИ, 2001;

- научно-технических конференциях, проводимых в КГТУ им. А.Н. Туполева и Казанском артиллерийском университете, научном семинаре в ЦИАМ.

Личный вклад автора. Автором разработана методика и проведено расчетное исследование способов повышения эффективности средств торможения самолета для сокращения пробега. Предложена математическая модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей и проведено расчетное исследование процесса ее заброса с поверхности ВПП на вход в двигатель. Разработана экспериментальная установка и проведены исследования на моделях границ распространения реверсивных струй и условий их попадания на вход в двигатели. Автор непосредственно участвовал в разработке и проверке в натурных условиях мероприятий по уменьшению попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели НК-8-2У и повышению эффективности реверса тяги при посадке самолета Ту-154. Им проведен сбор и анализ данных из эксплуатирующих организаций, выполнена оценка эффективности разработанных мероприятий по результатам эксплуатации.

Публикации. По теме диссертации опубликовано тринадцать печатных работ (две статьи в изданиях, рекомендованных ВАК, пять материалов конференций, два авторских свидетельства, четыре тезиса докладов).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и списка использованных источников. Диссертация изложена на 170 страницах машинописного текста, содержит 77 рисунков, 7 таблиц и список использованных источников из 173 наименований.

Содержание работы

Во введении обоснована актуальность темы работы, осуществляется выделение области исследования и сформулированы цели работы.

В первой главе дается обзор и анализ опубликованных работ по исследованию внутренней и внешней аэродинамики реверсивных устройств, расчетной оценки эффективности средств торможения самолета и влияния реверса тяги на пробег самолета, экспериментальных и расчетных исследований условий попадания газов реверсивных струй и транспортируемых ими с поверхности ВПП твердых посторонних предметов на вход в двигатели, исследованию аэродинамической интерференции реверсивных струй и планера самолетов различных компоновочных схем.

Рассмотрены статистические данные по случаям нарушения газодинамической устойчивости компрессора двигателей НК-8-2У при посадке самолета Ту-154 и данные по досрочному съему двигателей с эксплуатации и количеству замен рабочего колеса первой ступени компрессора вследствие обнаружения недопустимых забоин на лопатках. На основании статистических данных и опубликованных материалов показано, что твердые частицы, поднимаемые реверсивными струями, представляют наибольшую опасность для двигателей с хвостовым расположением.

Задача предотвращения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов в двигатели неразрывно связана с задачей обеспечения посадочных характеристик и сокращения пробега самолета. Вопросы расчетного исследования влияния реверсирования тяги на длину пробега и оценки эффективности реверса тяги в сравнении с другими средствами торможения достаточно широко рассмотрены в научно - технической литературе (наиболее полно в работах Гилерсона А.Г.). Однако расчеты проводятся с существенными упрощениями, без учета ряда факторов, действующих при пробеге, применяемые критерии эффективности средств торможения (по суммарному импульсу силы или по среднему ускорению) не достаточно обоснованы. Для выбора оптимальной методики применения средств торможения конкретного самолета необходимо максимально точно учитывать реальные процессы и динамику изменения действующих сил на пробеге.

Представленные в научной литературе основные направления исследования внешней аэродинамики реверса тяги, в основном, связаны с устранением попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели путем обеспечения соответствующей пространственной ориентации реверсивных струй (Клестов Ю.М., Кабанец И.Ф., Сидельковский Д.Б., Гилязов М.Ш., Мингалеев Г.Ф. и другие). Поскольку реверсивные струи оказывают влияние на аэродинамические характеристики самолета, а положение механизации крыла, в свою очередь, влияет на работу двигателей и границы распространения реверсивных струй, необходимо рассматривать вопросы оптимизации совместного применения реверса тяги и аэродинамических устройств торможения и управления самолетом.

Вопросы защиты двигателей от посторонних предметов, забрасываемых колесами шасси, вихревым жгутом и реверсивными струями наиболее полно изучены Комовым А.А. Однако вопросы расчетного исследования процесса взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей и условий заброса частицы на вход в двигатель требуют дополнительного рассмотрения.

Детальные исследования внутренней и внешней аэродинамики реверсивных устройств и отработка мероприятий по обеспечению их эффективности и надежности применения при посадке самолетов Ил-86 и Ту-154 проведены Хабибуллиным М.Г. Однако, ряд полученных экспериментальных данных нуждается в дополнительном теоретическом обосновании.

На основе анализа литературных источников и статистических данных по повреждаемости двигателей посторонними предметами сформулированы задачи настоящего исследования.

Во второй главе изложены результаты расчетного исследования влияния средств торможения самолета на длину пробега Ту-154 (рис.1).

Рис.1. Схема распространения реверсивных струй при посадке самолета Ту-154

Исследование условий устранения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели предусматривает изменение режимов работы двигателей, положения механизации крыла, изменение направления истечения реверсивных струй. Поэтому рассмотрено влияние на длину пробега самолета регулирования режима работы двигателей по величине обратной тяги, моменту включения и моменту выключения реверса, изменения положения взлетно-посадочной механизации крыла на пробеге и силы торможения колес шасси.

Длина и время пробега самолета по ВПП определяются по формулам

 , , (1)

где М_пос - посадочная масса самолета, F - суммарная сила, направленная противоположно движению самолета, V_кас - скорость самолета в момент касания ВПП основными колесами шасси.

Рис.2. Изменение силы торможения колёс шасси, аэродинамического сопротивления и тяги двигателей (с учетом входного импульса) на пробеге самолёта Ту-154 по сухой ВПП (М_пос = 78 т, V_кас = 258 км/ч)

Входящие в F сила торможения колес шасси F_тр и сила аэродинамического сопротивления самолета Х определяются по известным выражениям через коэффициенты трения _тр, аэродинамического сопротивления С_х и подъемной силы С_у . Сила обратной и прямой тяги двигателей (R_обр -R) берется с учетом входного импульса. На переходных режимах работы двигателей (при приемистости и «сбросе», включении и выключении реверса) расчет ведется методом последовательных приближений до получения соответствия зависимостей R = (V) и V = () известному (по результатам стендовых испытаний) изменению тяги по времени R = (). Изменение действующих сил при пробеге самолета показано на рис.2.

Проведен расчет кинетической энергии самолета Е, которая рассеивается с помощью тормозных средств и соответственно равна работе силы торможения колес А_ТР, работе силы аэродинамического сопротивления самолета А_Х и работе силы тяги двигателей А_R (рис. 3)

,(2)

где вместо F_i в формулу подставляются F_тр, Х или (R_обр - R).

Согласно расчету при посадке на сухую ВПП при выключении реверса на скорости самолета V = 120 км/ч с помощью тормозов шасси

рассеивается 51 % кинетической энергии самолета, за счет аэродинамического сопротивления 28 %, за счет работы двигателей 21 % (рис.3). Длина пробега составляет

L_пр=1055 м. Влияние методик применения средств торможения на длину пробега показано на рис. 4.

Проведен анализ применяемых рядом авторов критериев эффективности тормозных средств. Показано, что сравнение по суммарному импульсу силы, среднему ускорению торможения или по совершаемой работе не характеризуют влияние тормозных средств на интенсивность торможения самолета. Объективную оценку дает сравнение средств торможения по их влиянию на пробег самолета. Но это требует проведения достаточно сложных сравнительных расчетов с поочередным исключением из формулы L_пр сил F_i.. Автором предложено оценку



Рис. 3. Сравнение эффективности средств торможения самолёта по величине совершаемой работы: --- исходный вариант посадки; - - - посадка с уборкой интерцепторов, приборкой закрылков, ступенчатым реверсированием

эффективности средств торможения (суммарно и по отдельности) проводить с помощью параметра

, (3)

который представляет собой интеграл от мощности тормозного средства по скорости пробега

, (4)

где - средняя мощность тормозного средства в диапазоне скоростей пробега от V_кас до нуля.

Параметры и L_пр связаны между собой обратной пропорцией

(5)

Рис. 4. Изменение длины пробега самолёта Ту-154 при посадке на сухую ВПП: 1- использование режима R_{обр. макс.} = 35,3 кН (прямые решетки реверса) до V = 0; 2- выключение реверса при V = 120 км/ч; 3- реверс не включается (режим малого газа); 4 - торможение колёс не производится, режим R _{обр. макс.} до V = 0; 5- уборка внутренних интерцепторов, приборка закрылков, ступенчатое реверсирование тяги, R _{обр. макс.} = 33,3 кН (диагональные решетки реверса).

Ниже в главах 3 и 4 показано, что выпуск устройств аэродинамического торможения (интерцепторы и закрылки) способствуют увеличению зоны рециркуляции газов реверсивных струй и их попаданию на вход в двигатели, что приводит к необходимости раннего выключения реверса. Поэтому рассмотрена возможность оптимизации совместного применения реверса и устройств аэродинамического торможения с целью уменьшения попадания газов и твердых частиц в двигатели и сокращения пробега самолета. На рис. 5 в обобщенном виде представлены результаты расчета влияния на длину пробега скорости самолета V, при которой производится изменение режима работы двигателей и частичная уборка механизации крыла. Согласно расчету закрылки обеспечивают эффективное аэродинамическое торможение самолета в начале пробега, а выпуск интерцепторов способствует эффективному применению тормозов шасси за счет уменьшения коэффициента подъемной силы крыла. С уменьшением скорости V эффективность устройств аэродинамического торможения самолета интенсивно уменьшается. При этом сохраняется достаточная эффективность реверса тяги вплоть до низких значений V. Отсюда следует, что с целью уменьшения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели целесообразно при пробеге проводить уборку внутренних интерцепторов и приборку закрылков. При этом сокращение пробега самолета обеспечивается расширением диапазона применения реверса тяги за счет смещения момента начала заброса газов и твердых частиц в область низких значений скорости пробега.

Для дополнительного сокращения L_пр целесообразно во второй половине пробега вместо выключения реверса осуществлять перевод двигателей на пониженные режимы работы, которые определяются отсутствием заброса посторонних предметов в двигатели (режим малого газа обратной тяги, рис.2 и 5, глава 4).

Рис.5. Зависимость длины пробега самолёта Ту-154 по сухой ВПП от регулирования режима работы двигателей и изменения конфигурации крыла во время торможения

Базовая посадка: М_пос = 78 т; V_кас = 258 км/ч; V_{вкл. рев.} = 255 км/ч; V_{н. торм.}= 240 км/ч; V_{выкл. рев.}= 120 км/ч; _з = 45 ; _инт = 50 ; L_пр= 1055 м.

Изменяемый параметр (по V): А) момент включения режима R _{обр. макс.}: 1 _ с режима R _м.г.; 2 _ с режима R _{обр.м.г.}; Б) момент выключения режима R _{обр. макс.} с переходом на режим: 3 _ R _м.г. (выключение реверса); 4 _ R _{обр.м.г.} (ступенчатое реверсирование тяги); В) момент уборки механизации крыла: 5 _ внутренних интерцепторов(_инт = 0); 6 _ дополнительно закрылков до _з = 28

Установлено, что действие импульса силы при высокой скорости самолета в большей степени сокращает пробег, чем действие импульса силы при низкой скорости. Показана эффективность раннего включения реверса (в воздухе перед приземлением). Вопросы обеспечения управляемости самолета при включении реверса в воздухе рассмотрены в главе 4.

С использованием результатов расчетного исследования разработана методика посадки самолета Ту-154, для реализации которой спроектирована система ступенчатого управления реверсом тяги и автоматизированная система управления механизацией крыла (см. главу 4).

Третья глава содержит описание экспериментальной установки, методику проведения исследования на моделях внешней аэродинамики реверса тяги и результаты исследования.

Экспериментальная установка (рис. 6) включает в себя воздушные магистрали, измерительные приборы и экспериментальный отсек. Экспериментальный отсек размещается в рабочем участке аэродинамической трубы. Конструкция отсека позволяет проводить исследования на моделях границ распространения свободной реверсивной струи в сносящем потоке воздуха, создаваемом аэродинамической трубой, и исследование границ распространения реверсивной струи, соударяющейся с плоской поверхностью, имитирующей поверхность ВПП, с учетом влияния элементов летательного аппарата. Основным элементом экспериментального отсека является полумодель двигателя НК-8-2У (разрез по плоскости симметрии), выполненная в масштабе М 1 : 20 и включающая реверсивное устройство и воздухозаборник (рис.7). Модель реверса включает одну дросселирующую створку и отклоняющуюся решетку, состоящую из семи сменных продольных секций, межлопаточные каналы которой выполнены в масштабе М 1:10. В модель подавался воздух от компрессора с давлением, обеспечивающим приведенную скорость на выходе из решетки до _рев= 0,764. Электрический подогреватель обеспечивал подогрев воздуха до t^*_рев = 80⁰ С при максимальном расходе через модель. Рабочая часть воздухозаборника соединена с эжектором. Аэродинамическая труба с соплом 320 х 500 мм обеспечивает скорость воздуха в рабочем участке до V_в = 39 м/с (_в = 0,12).

Рис. 6. Схема экспериментальной установки

Исследования влияния положения механизации крыла на попадание реверсивной струи на вход в двигатель проводились в компоновке экспериментального отсека, содержащей основные элементы, моделирующие в масштабе М 1 : 20 компоновку самолета Ту-154 (рис. 8). А именно, упрощенную полумодель фюзеляжа, модель крыла со сменными закрылками и внутренним интерцептором, полумодель двигателя с исходным вариантом решетки реверса и экран-имитатор ВПП. Исследование развития рециркуляционной зоны, образующейся при взаимодействии реверсивной струи с экраном и внешним потоком воздуха, и оценка попадания реверсивной струи в модельный воздухозаборник проводились путем измерения полей температуры в поперечных сечениях между плоскостью среза воздухозаборника и крылом с помощью гребенки девяти термопар, закрепленной на координатнике, и с помощью термопар, закрепленных на входной кромке воздухозаборника модели.

Рис. 7. Модель двигателя НК-8-2У с реверсивным устройством и воздухозаборником

Рис.8. Компоновка экспериментального отсека для исследования реверсивных струй применительно к самолету Ту-154

Измерения проводились при одновременной и поочередной установке интерцептора и закрылков в посадочном (_закр, = 45⁰, _инт, = 50⁰) и полетном (_закр, = 0, _инт, = 0) положениях. Материалы экспериментов были обобщены в виде зависимостей относительной температуры в трех точках воздухозаборника и размеров рециркуляционной зоны (рис.9) от параметра (рис.10), который представляет собой отношение скоростных напоров реверсивной струи и внешнего потока .

Исследования показали, что взлетно-посадочная механизация крыла существенно влияет на развитие реверсивной струи, соударяющейся с поверхностью ВПП за крылом самолета. Уборка интерцептора и закрылков способствует увеличению воздействия внешнего потока на реверсивную струю и, соответственно, способствует уменьшению скорости внешнего потока, при которой реверсивная струя начинает попадать на вход в двигатель (скорость V_в, определена применительно к работе натурного двигателя на режиме максимальной обратной тяги):

закр, град	инт, град		Vв, км/ч
45	50	23…25	184…190
45	0	68…80	105…110
0	50	88…92	95…98
0	0	99…107	90…92

Рис.9. Измерение температуры в Рис.10. Динамика высоты нарастания выплоскости воздухозаборника соты рециркулярной зоны в плоскости воздухозаборника

Попадание выхлопных газов на вход в двигатель в значительной степени зависит от ориентации реверсивных струй, которая определяется конструкцией отклоняющих элементов реверсивного устройства. Уменьшить попадание реверсивной струи, отраженной от поверхности ВПП, на вход в двигатель, можно за счет ее бокового отклонения и за счет ее формирования таким образом, что улучшится снос реверсивной струи внешним потоком воздуха.

Исследования распространения свободной реверсивной при наличии внешнего потока проводились с различными вариантами решетки реверса. В частности, определялись границы распространения реверсивной струи для следующих вариантов решетки: а) исходная решетка, продольные стенки секций которой расположены параллельно плоскости симметрии реверса так, что межлопаточные каналы имеют одинаковое направление (рис.7); б) решетка с унифицированными секциями, продольные стенки которых расположены по радиусу к оси модели и формируют неполную веерную струю; в) решетка с «диагональной» секцией для бокового отклонения реверсивной струи (модельная решетка соответствует натурной, показанной на рис.13).

Рис.11. Компоновка экспериментального отсека для исследования границ распространения свободных реверсивных струй

Исследование развития реверсивных струй проводилось путем измерения полей температур в сечениях, параллельных внешнему потоку воздуха, с помощью сетки, препарированной 144 термопарами (рис.11).

По результатам исследования для различных значений параметра построены траектории границ струи. Начальный участок веерной струи вследствие выравнивания передней границы имеет более острый угол наклона к оси двигателя и соответственно большую глубину проникновения в поток в продольном направлении, чем струя, истекающая из исходной решетки. Это обстоятельство обуславливает попадание веерной струи после соударения с поверхностью ВПП во вход собственного двигателя при большей скорости внешнего потока, чем попадание струи из исходного варианта решетки.

Боковое отклонение реверсивной струи от фюзеляжа самолета с помощью «диагональной» секции приводит к уменьшению скорости внешнего потока, при которой струя достигает воздухозаборника. Постановка «диагональной» секции в верхнюю решетку реверса не приводит к достаточному отклонению реверсивной струи от вертикального оперения самолета Ту-154.

В четвертой главе представлены результаты экспериментальных исследований на натурных объектах условий попадания газов реверсивных струй и транспортируемых ими с поверхности ВПП посторонних предметов на вход в двигатели, результаты отработки мероприятий по уменьшению заброса и сокращению пробега самолета Ту-154.

Исследования, проведенные ЛИИ и АНТК им. А.Н. Туполева (сейчас ОАО «Туполев») показали, что практически отсутствует заброс посторонних предметов на вход в двигатели колесами шасси и вихревым жгутом, возникающим между воздухозаборником и поверхностью ВПП, и имеет место заброс посторонних предметов реверсивными струями. АНТК им. А.Н. Туполева, ЛИИ, ГосНИИ ГА и КПБМ (сейчас ОАО КПП «Авиамотор») был проведен комплекс совместных исследовательских работ, направленных на усовершенствование конструкции реверса и оптимальное управление режимом работы двигателей и положением механизации крыла на пробеге. С участием автора по результатам исследований выпущено четыре совместных научно-технических отчета.

Исследования попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели проводились по методике, разработанной ЛИИ. Выполнялись пробежки самолета Ту-154 по контрольному участку ВПП с насыпанным гранитным щебнем. В процессе испытаний менялся режим работы боковых двигателей с включенным реверсом тяги и скорость прохождения контрольного участка ВПП. Постоянная скорость движения самолета поддерживалась работой среднего двигателя. Заброс оценивался по количеству частиц (n), попавших в сетки - ловушки, установленные на входе в двигатели. Попадание выхлопных газов оценивалось по показаниям датчиков температуры, установленных в воздухозаборниках. Как показали испытания заброс частиц гранита во вход двигателей, работающих на режиме максимальной обратной тяги (R_{обр макс}) начинается на скорости V_с = 180 км/ч (рис.12). Это означает, что при пробеге после приземления заброс посторонних предметов начинается практически сразу после выхода двигателей на режим R_{обр макс} и продолжается вплоть до выключения реверса (см. зависимость R_обр = f (V_c) на рис.2).

До проверки летными испытаниями мероприятия по доработке конструкции и системы управления реверсом тяги проверялись стендовыми испытаниями двигателя в КПБМ с участием автора.

Для обеспечения работы двигателя с включенным реверсом на режиме, близком к малому газу (R_{обр м.г.}), была разработана система ступенчатого управления реверсом тяги, позволяющая включать электромагнитный клапан слива топлива насоса-регулятора НР-8-2УС. При этом расход топлива уменьшается до минимального значения. При работе двигателей на режиме R_{обр м.г.} заброс частиц гранита практически отсутствовал вплоть до остановки самолета (рис.12).

При включении реверса реверсивные струи из верхних решеток затеняют руль направления от воздействия внешнего потока воздуха, что делает его не эффективным. Учитывая ухудшение управляемости самолета рулем направления, включение реверса до опускания на ВПП передних колес шасси может привести к боковому сходу самолета с ВПП. С целью проработки возможности раннего включения реверса проведены исследования, направленные на уменьшение влияния реверсивных струй на оперение самолета. Оценка эффективности руля направления проводилась на самолете, оборудованным системой ступенчатого управления реверсом тяги с серийными и экспериментальными решетками реверса в верхних окнах мотогондолы. При движении самолета со скоростью V_с = 200 км/ч с отключенным управлением стойкой передних колес выполнялись «дачи» рулем направления и регистрировались параметры управления и движения. При работе двигателей на режиме R_{обр макс} независимо от конструкции верхних решеток реверса самолет не реагирует на отклонение руля направления. При движении с выключенным реверсом показатель (угол отклонения руля, соответствующий угловому ускорению самолета ю_у =1 град/с²), характеризующий управляемость самолета, равен = -16 с². При работе двигателей с включенным реверсом на минимальном режиме (R_{обр м.г.}) = -11 с², что свидетельствует о наличии управляемости, достаточной для выполнения маневров самолетом.

Рис.12. Изменение заброса частиц гранитного щебня (d_э =5…20мм) в воздухозаборники двигателей НК-8-2У в зависимости от скорости самолета: 1 - прямая решетка реверса; 2 - диагональная решетка; а - R_{обр макс} ; б - 0,9 R_{обр макс} ; в - 0,5 R_{обр макс} ; г - R_{обр м.газ}.

Таким образом, система ступенчатого управления реверсом тяги позволяет расширить диапазон применения реверса на пробеге и тем самым сократить длину пробега. А именно, при включении реверса в воздухе на высоте 2 … 3 м на режиме R_{обр м.г} сохраняется достаточная управляемость самолета рулем направления до опускания на ВПП передних колес. При переходе с режима R_{обр макс} на режим R_{обр м.г} во второй половине пробега обеспечивается защита двигателей от заброса посторонних предметов вплоть до момента выключения реверса при достижении скорости руления самолета. При этом исключается нежелательный при торможении самолета импульс прямой тяги, возникающий при выключении реверса с максимального режима (рис.2).

Наряду с серийной компоновкой реверса испытаниями по оценке заброса гранитного щебня в двигатели был проверен ряд вариантов с нижней решеткой, конструкция которой ослабляет воздействие реверсивной струи на зону ВПП, находящуюся под двигателем. Наиболее оптимальной (в части уменьшения заброса при приемлемом снижении обратной тяги ДR_обр = -5,5 %) оказалась конструкция диагональной решетки, у которой с целью отклонения потока газов в сторону от плоскости симметрии самолета пять продольных лопаточных рядов из тринадцати заменены секцией с расположением рядов под углом 45⁰ к осевому направлению (рис.13). При установке диагональных решеток началу заброса частиц гранита соответствовала скорость самолета V_c = 140 км/ч (рис.12).

Интерпретируя данные графика n = (V_с, R_обр, конструкция реверса) как заброс частиц при прохождении самолетом участка ВПП единичной длины

можно определить суммарный заброс частиц в процессе пробега

. (6)

С использованием известных зависимостей R_обр = R_обр() и V_с = V_с () выражение суммарного заброса частиц принимает вид

. (7)

Согласно расчету (рис.14) замена исходных решеток реверса на диагональные на порядок уменьшает заброс твердых частиц на пробеге (за 100% принят заброс с исходными решетками при выключении реверса на скорости 120 км/ч).

Рис. 13. Реверс тяги двигателя НК-8-2У с диагональной решеткой

Установка диагональных решеток реверса проводилась при изготовлении и ремонте двигателей в заводских условиях и в эксплуатации. По материалам ежемесячных сводок, получаемых из аэропортов приписки самолетов МГА, количество двигателей (доработанных диагональными решетками и не доработанных), получивших в течение месяца недопустимые повреждения компрессора, сравнивалось со средним на данный месяц количеством находящихся в эксплуатации двигателей соответствующей компоновки. Анализ повреждаемости двигателей показал, что досрочный съем по забоинам компрессора двигателей с диагональными решетками уменьшился в 1,83 раза, а число замен рабочего колеса первой ступени компрессора уменьшилось в 2,22 раза. Фактически в результате внедрения диагональных решеток повреждаемость двигателей уменьшилась в меньшей степени, чем дает расчетная оценка заброса частиц на пробеге по результатам натурных испытаний. Объяснение этого факта дано в главе 5 по результатам расчетного исследования взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей. В абсолютном выражении досрочный съем двигателей НК-8-2У по недопустимым забоинам компрессора после замены исходных решеток реверса на диагональные снизился в большей степени, но это связано не только с увеличением защищенности двигателей, но и с уменьшением количества полетов.

Экспериментальные исследования, проведенные на самолете Ту-154, показали, что положение внутренних интерцепторов и закрылков при пробеге по ВПП существенно влияет на попадание газов реверсивных струй на вход в двигатели. Так, например, при уборке закрылков и дополнительно внутренних интерцепторов из посадочного в полетное положение скорость самолета, соответствующая началу попадания газов на вход в двигатели, оборудованные диагональными решетками, снизилась со 150…170 км/ч до 110 км/ч и до 95 км/ч соответственно. Заброс твердых частиц в этих экспериментах не определялся. Расчетная оценка влияния положения механизации крыла на заброс частиц проведена в главе 5.

Рис.14. Изменение суммарного заброса частиц гранита на вход в двигатели при пробеге самолета Ту-154 в зависимости от скорости, на которой выключается реверс: 1 - прямая решетка реверса, V_{вкл.рев.} =250 км/ч; 1а - V_{вкл.рев.} = 220 км/ч; 2 - диагональная решетка

Длина пробега самолета L_пр рассчитывалась по результатам измерения продольной перегрузки n_х в процессе торможения. Значения n_х приводились к посадочной массе 78 т и скорости касания ВПП 258 км/ч. При выключении реверса на скорости 120 км/ч L_пр = 1045 м, что подтверждает результаты расчетного исследования, проведенного в главе 2.

По результатам летных испытаний АНТК им. А.Н. Туполева разработана автоматизированная система управления механизацией крыла при посадке, которая конструктивно связана с системой ступенчатого управления реверсом тяги и обеспечивает кратковременный выпуск внутренних интерцепторов после приземления и перевод закрылков из посадочного положения во взлетное при пробеге. При летной проверке разработанной методики применения средств торможения попадание газов на вход в двигатели не зафиксировано, посадочная дистанция самолета сократилась. Согласно расчету (глава 2) сокращение пробега относительно исходного варианта посадки составляет 4%, а уменьшение нагрузки на тормоза шасси 10%, что увеличивает срок службы дисков колесных тормозов.

Доработка самолетов Ту-154 системой ступенчатого управления реверсом тяги проводилась при ремонте в заводских условиях. Доработка самолетов автоматизированной системой управления механизацией крыла на посадке проведена в отдельных аэропортах.

В пятой главе рассмотрены вопросы расчетного исследования условий попадания на вход в двигатели твердых частиц, транспортируемых реверсивными струями с поверхности ВПП.

Натурные испытания по оценке защищенности и последующие работы по оптимизации реверса требуют значительных затрат, поэтому для самолетов, находящихся в стадии проектирования, целесообразно проводить расчетное исследование заброса твердых частиц на вход в двигатели при реверсировании тяги.

Реверсивная струя после соударения с поверхностью ВПП растекается по ней, образуя пристеночную струю, методы расчета которой известны. Хорошая сходимость с экспериментальными данными применительно к пробегу самолета Ту-154 с убранными интерцепторами и закрылками получена при расчете пристеночной струи по следующей методике. Максимальная скорость и температура в пристеночной реверсивной струе (рис.15)

; (8)

, (9)

где R_о, V_рев, Т_рев - эквивалентный радиус, скорость и температура реверсивной струи на выходе из решетки; Т_? - температура внешнего потока; ? - длина свободного участка струи; x - расстояние от рассматриваемого сечения струи до точки пересечения оси струи с плоской поверхностью (х_о).

С использованием формулы Шлихтинга для профиля скорости и формулы Тейлора для температуры в точке струи по значениям V_хm, Т_xm и Т_? определяются средние значения скорости и температуры в сечениях пристеночной струи. Положение точки отрыва (х₂) пристеночной струи от поверхности ВПП определяется из условия равенства среднего по сечению струи скоростного напора (q_{х ср}=_{х ср} V²_{х ср}/2) скоростному напору внешнего потока (q_?=_? V²_? /2). Согласно результатам расчета положение точки отрыва реверсивной струи при различных режимах работы двигателя подчиняется единой зависимости х₂= f(), где = q_рев / q_? - отношение скоростных напоров реверсивной струи (в начальном сечении) и внешнего потока.

В диссертации предложен следующий метод расчета движения твердой частицы в реверсивной струе и за ее пределами.

Аэродинамическая сила, действующая на частицу со стороны пристеночной струи, вызывает изменение ее скорости по известному закону Ньютона. Уравнение движения частицы в направлении движения самолета в дифференциальной форме имеет следующий вид

 , (10)

где W, m, S, с_х - скорость, масса, миделево сечение и коэффициент аэродинамического сопротивления частицы соответственно; - плотность газа в струе; - время; - скорость газа относительно частицы.

В результате записи m и S через плотность с и эквивалентный диаметр d_э частицы получаем интегральное выражение для скорости, которую приобретает частица под действием пристеночной струи

, (11)

где А - постоянный коэффициент, равный 0,75 при в г/см³, d_э в мм.

Взаимодействие пристеночной реверсивной струи с твердой частицей начинается в точке отрыва струи от ВПП х=х₂; здесь = 0, W =0. Значения V_х и _х для подстановки в выражение W определяются в зависимости от координаты х частицы в струе

. (12)

Рис. 15. Схемы движения твердых частиц при взаимодействии с реверсивной струей

Граничным условием, определяющим возможность попадания частицы на вход в двигатель, является равенство W = V_с в точке х = х_о. Если при движении от х₂ к х_о скорость частицы увеличивается от нуля до W = V_c , то далее происходит ее обратное движение с ускорением и частица может попасть на вход в двигатель под действием восходящего течения в зоне отрыва реверсивной струи от ВПП или в результате рикошетирования от ВПП, выпущенных закрылков и интерцепторов. После пересечения передней границы реверсивной струи (х = х₂) в направлении вперед-вверх частица теряет скорость при торможении в воздушных массах. Изменение горизонтальной составляющей скорости и координаты частицы при ее движении за пределами реверсивной струи подчиняются уравнениям

; (13)

Возможные схемы движения частиц в координатах х0z, перемещающихся со скоростью движения самолета V_c, представлены на рис.15.

Наличие продольного ветра, выпуск интерцепторов и закрылков, приводит к изменению границ распространения реверсивной струи и, как следствие, к изменению импульса силы, действующей на частицу. Если влияние продольного ветра на положение точки отрыва пристеночной струи и на заброс частиц учитывается расчетным путем, то оценка влияния механизации крыла на положение передней границы реверсивной струи для расчета заброса частиц требует привлечения экспериментальных данных. По экспериментальным значениям скорости самолета, соответствующим началу попадания газов во вход двигателей при различной конфигурации крыла (глава 4), определяются значения коэффициента снижения скоростного напора воздушного потока за крылом (к_v) при обтекании выпущенных интерцепторов и закрылков. Параметры реверсивной струи и частицы (х₂ и W) при выпущенных интерцепторах и закрылках определяются с использованием коэффициента к_v.

Из полученных уравнений следует, что скорость, которую приобретает частица под действием пристеночной струи, обратно пропорциональна комплексу d_эс_х^-1, который характеризует массу и аэродинамическое сопротивление частицы.