Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»



Скачать 38.76 Mb.
страница139/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   135   136   137   138   139   140   141   142   ...   170

Рис. 1. Топливорегулирующая аппаратура с плунжерным насосом: 1 — двигательный центробежный насос (подкачивающий); 2 — фильтр; 3 — плунжерный насос; 4 — гидравлический сервомотор; 5 — регулятор; 6 — дозирующий кран; 7 — распределительный клапан; 8 — форсунка; 9 — рычаг управления двигателем.

Рис. 2. Топливорегулирующая аппаратура с шестерённым насосом: 1 — от двигательного центробежного насоса (подкачивающего); 2 — шестерённый насос; 3 — клапан перепада; 4 — дозирующий кран; 5 — гидравлический сервомотор; 6 — регулятор; 7 — распределительный клапан; 8 — форсунка.

Торможения параметры — параметры изоэнтропически (без обмена энергией с внешней средой) заторможенного газа: плотность торможения {{ρ}}0, температура торможения Т0, полное давление p0, энтальпия торможения H. Играют важную роль при движении идеального газа и используются в качестве характерных масштабов соответствующих газодинамических переменных. Для изоэнтропического течения совершенного газа они позволяют с помощью Бернулли уравнения построить газодинамические функции, которые определяют собой зависимость относительных газодинамических переменных от Маха числа и широко используются при анализе задач внешней и внутренней аэродинамики.

Тормоза самолёта — устройства, предназначенные для сокращения длины пробега самолёта после посадки или прерванного взлёта, облегчения маневрирования самолёта на аэродроме, обеспечения его неподвижности при опробовании двигателей. После посадки кинетическая энергия самолёта, обусловленная поступательная скоростью, переходит в работу, затрачиваемую на преодоление сил аэродинамического сопротивления и сил трения, возникающих при торможении колёс. Различают три типа Т. с. — колодочный, камерный и дисковый.

Основная часть колодочного тормоза — отлитые из лёгких сплавов колодки (две и более), на наружных поверхностях которых устанавливаются накладки из материалов, обеспечивающих при работе тормоза большой коэффициент трения. Колодки связаны между собой пружинами. При включении тормоза силовой привод (как правило, гидравлический или пневматический) прижимает колодки к тормозной рубашке, жёстко закреплённой на корпусе колеса и вращающейся вместе с ним. После снятия усилия с силового привода тормозные колодки возвращаются в исходное положение пружинами. Тормоза такого типа создают достаточно большой тормозной момент. Основной недостаток — неравномерный износ колодок.

В камерном тормозе торможение осуществляется подачей жидкости под давлением или сжатого воздуха в резиновую кольцевую камеру, что приводит к прижатию тормозных колодок к тормозной рубашке. Камерные тормоза просты в изготовлении и эксплуатации, отличаются плавной работой, без заклинивания, высокой весовой эффективностью, критерием которой является отношение массы тормоза к поглощаемой энергии. Основные недостатки: замедленность действия, большой расход воздуха и потеря камерой упругих свойств при низкой температуре.

Дисковые тормоза действуют по принципу фрикционной муфты сцепления. На барабане колеса и корпусе тормоза укреплены вращающиеся вместе с колесом и неподвижные тормозные диски. Диски перемещаются вдоль оси колеса. Тормозной эффект достигается тем, что вращающиеся диски прижимаются к неподвижным. Дисковые тормоза компактны, создают большой тормозной момент, работают плавно, без заклинивания, не требуют точной концентричности колеса и барабана. Недостатком является плохой отвод тепла от поверхностей трения, вследствие чего при длительном и непрерывном торможении возможен перегрев. В конце 70 х гг. появились диски из композиционных материалов, способные поглощать ту же энергию при значительно меньшей массе.

Наибольшая эффективность торможения достигается при обеспечении предельного коэффициента трения, которому соответствует определённое относительное проскальзывание колеса. Увеличение тормозного момента приводит к увеличению относительного проскальзывания, уменьшению коэффициента трения и к последующей полной блокировке колеса — юзу, что, в свою очередь, может вызвать разрушение пневматика. Чтобы достичь наибольшей эффективности торможения и исключить юз, на многоколёсных шасси применяется автоматическое регулирование тормозного момента. Наиболее широкое распространение получили автоматы торможения дистанционного действия с электроинерционными или электрическими датчиками.

Рост посадочных скоростей потребовал применения дополнительных средств, позволяющих уменьшить длину пробега: тормозных парашютов, реверсивных устройств.

Историческая справка. Применению тормозных механизмов колёс, позволяющих развивать большой тормозной момент, длительное время препятствовала схема шасси с хвостовым колесом. При сильном торможении создавалась опасность опрокидывания ЛА на носовую часть (центр масс располагался непосредственно за главными опорами). Появление схемы шасси с носовой опорой решило проблему торможения и полностью исключило опасность опрокидывания ЛА.

Колодочные и камерные тормоза применялись до 50 х гг. Их энергоёмкость оказалась недостаточной для возрастающих масс ЛА. Был разработан дисковый тормозной механизм, способный поглощать значительно большую кинетическую энергию и работать с более высокими нагрузками. На современных ЛА (кроме очень лёгких самолётов) применяют только дисковые тормоза.



ВМШейнин.

Тормозной крюк, посадочный крюк, — элемент взлётно-посадочных устройств самолёта, предназначенный для захвата троса аэрофинишера и остановки самолёта при аварийной посадке или прерванном взлёте на аэродроме, а также во время обычной посадки на палубу авианесущего корабля или укороченную ВПП. Т. к. самолётов аэродромного базирования рассчитаны на усилие, останавливающее самолёт при пробеге 200—300 м, а самолётов палубного или смешанного базирования — при пробеге 70—100 м.

Тормозной парашют — парашют с комплектом устройств, обеспечивающих его размещение и крепление на самолёте и введение в действие; предназначается для сокращения длины пробега (см. Посадка). Обычно вводится на скорости 180—400 км/ч; резко увеличивает сопротивление воздуха, что позволяет быстро снизить скорость движения самолёта и сократить длину пробега на 30—35%. Использование Т. п. особенно целесообразно при посадке самолёта на увлажнённую или обледенелую ВПП, когда эффективность тормозов колёс шасси резко снижается из-за уменьшения коэффициента сцепления и пользование ими на начальном этапе пробега становится опасным. На лёгких самолётах обычно применяют один Т. п. площадью 15—40 м2, на средних и тяжёлых — тормозные парашютные системы, состоящие из нескольких куполов общей площадью до 200 м2 (см. рис.) Время вытягивания и наполнения куполов 1,5—3 с. Тормозное усилие парашютов пропорционально квадрату скорости движения самолёта. На скорости 20—30 м/с Т. п. обычно отцепляют, так как они становятся неэффективными.

Т. п., как правило, размещаются в хвостовой части фюзеляжа таким образом, чтобы линия действия тормозящего усилия проходила возможно ближе к центру масс самолёта. Тормозная парашютная система состоит обычно из вытяжных и основных парашютов (включающих купол и стропы), чехла, контейнера со створками и замка. После открытия створок контейнера пружина выталкивает в поток вытяжной парашют, который вытягивает чехол и основные парашюты. Выпуск и отцепку парашютов производит лётчик при помощи дистанционной системы, обеспечивающей необходимую блокировку и последовательность операций. Применяются также автоматические системы введения парашютов, срабатывающие, как правило, после касания передней или основной опорами шасси самолёта поверхности ВПП. На приборной доске лётчика имеется светосигнализатор, который указывает, что Т. п. введён в действие. Т. п. применяются в основном на военных самолётах, так как возникающие при выпуске Т. п. перегрузки могут быть достаточно большими.

Т. п. был впервые разработан ГЕКотельниковым (1912) и опробован на автомобиле «Руссо-Балт». Практическое применение получил в 1937 на самолёте АНТ 6, предназначавшемся для посадки на лёд в районе Северного полюса. Этот Т. п. конструкции И. В. Титова обеспечивал посадку на ограниченной ВПП.

ВФФедоренко.

Посадка самолёта-истребителя с тормозной парашютной системой.



Тормозной щиток — отклоняемая поверхность на самолёте, используемая для увеличения сопротивления аэродинамического. Т. щ. располагается в основном на фюзеляже.

В некоторых случаях в качестве Т. щ. используют створки шасси и др. элементы. Функции Т. щ. часто выполняют интерцепторы. Основное требование к Т. щ. — высокая эффективность торможения при минимальном изменении подъёмной силы и продольного момента.



Торпеда авиационная — см. в ст. Противолодочное оружие.

ТР — марка первых советских турбореактивных (отсюда название) двигателей, созданных под руководством а. м. люльки (см. ст. ал).

Траверз (от лат. transversus — поперечный) — направление, перпендикулярное курсу ЛА. «Быть на Т.» какого-либо объекта означает, что наблюдатель с ЛА видит данный объект в направлении, составляющем прямой угол с курсом ЛА, то есть в момент прохождения Т. какого-либо ориентира (населённого пункта, реки, горы и т. д.) ЛА находится от него на наименьшем расстоянии. Во время полёта при хорошей видимости этим часто пользуется штурман ЛА для поверочного определения курса и правильности выполнения расписания полета.

Трансзвуковая скорость — то же, что околозвуковая скорость.

Трансзвуковое течение — течение газа, в котором скорость потока может переходить через местную скорость звука, оставаясь в одной части пространства меньше, а в другой превосходя её. Принято считать, что в Т. т. разность между скоростью частиц и скоростью звука невелика, так что в каждой точке Маха число М близко к единице |М—1|<<1.

Изменение площади поперечного сечения элементарной трубки тока влечёт за собой прямо противоположные изменения скорости в зависимости от того, меньше или больше единицы число Маха. Сужение (расширение) трубки тока вызывает увеличение (падение) скорости потока в ней при М<1 и уменьшение (рост) скорости вследствие быстрого увеличения (падения) плотности газа при М>1. Это свойство положено в основу конструкции Лаваля сопла, типичного устройства, в котором реализуется Т. т. с переходом через скорость звука в окрестности минимального (критического) сечения. При увеличении скорости набегающего дозвукового потока и приближении её к звуковой происходит резкое возрастание сопротивления аэродинамического обтекаемого тела. Это явление связано с образованием у его поверхности местных сверхзвуковых зон, оканчивающихся сзади скачками уплотнения. Рост сопротивления обусловлен необратимым сжатием газа при переходе через скачки уплотнения, изображённые на рис. жирными линиями. Эффективный метод уменьшения сопротивления ЛА в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта состоит прежде всего в применении стреловидных крыльев (см. Крыла теория, Стреловидного крыла теория), поскольку силовые нагрузки зависят в главном от нормальной к передней кромке составляющей вектора скорости, а не от его модуля. Ещё один приём, ведущий к снижению сопротивления тела, основан на изоэнтропическом сжатии газа в местных сверхзвуковых зонах. Для этой цели разработаны специальные профили с пикообразным распределением давления вдоль его носовой части. Приходящие на звуковую линию (синие штриховые линии на рис.; на этой линии М = 1) интенсивные волны разрежения отражаются от неё в виде непрерывных волн сжатия. Хотя полностью избежать появления скачков уплотнения в системе изоэнтропических волн нельзя, практически удаётся значительно понизить интенсивность возникающих ударных фронтов. С 70 х гг. получили распространение сверхкритические профили с местной сверхзвуковой зоной, простирающейся почти по всей их верхней поверхности. Поскольку местное число Маха в сверхзвуковой зоне не превышает значительно единицу, интенсивность скачков уплотнения мала. Вырез же в хвостовой части на нижней стороне сверхкритического профиля, где М<1, обеспечивает смещение назад действующей на профиль нагрузки.

Значительный вклад в общее сопротивление обтекаемого тела может вносить отрыв пограничного слоя из-под замыкающих местные сверхзвуковые зоны скачков уплотнения. На самолётах и др. телах пограничный слой, взаимодействующий со скачком уплотнения, является турбулентным. На испытываемых в аэродинамических трубах моделях в пограничном слое часто осуществляется ламинарное течение. Для его искусственной турбулизации применяют различные методы, например на носовые части профилей наносятся карборундовые зёрна (см. также Турбулизатор). Кроме того, предпринимаются попытки подавить отрыв пограничного слоя, вызываемый замыкающим скачком уплотнения, при помощи отсоса пограничного слоя.

Реализация Т. т. в аэродинамической трубе сопряжена с некоторыми трудностями, поскольку помещаемая в её рабочей части модель играет роль блокирующего устройства — образующиеся на модели значительные сверхзвуковые зоны взаимодействуют со стенками аэродинамической трубы и разрушают Т. т. Чтобы свести к минимуму интерференциальные эффекты со стенками, последние снабжаются перфорационными отверстиями (см. Перфорация стенок), приближающими условия в потоке к имеющим место в безграничном пространстве. По измерениям в аэродинамических трубах в конце 40 х гг. был сформулирован закон стабилизации Т. т., гласящий, что изменения в распределениях параметров газа вдоль поверхности обтекаемого тела малы по сравнению с изменением числа Маха М{{}} набегающего потока. Сложнее моделировать влияние вязкости на структуру Т. т., в связи с чем в 70 е гг. наметилась тенденция к строительству всё более крупных аэродинамических труб трансзвукового диапазона скоростей с большими значениями Рейнольдса числа потока.

Математические трудности в исследовании Т. т. даже в модели идеальной жидкости обусловлены нелинейным характером исходных уравнений движения газа и их смешанным эллиптико-гиперболическим типом. Предположение о близости скорости частиц к местной скорости звука позволяет упростить Эйлера уравнения, но и в получаемой асимптотической системе уравнений сохраняется ведущий нелинейный член, то есть уравнения остаются нелинейными. Основное преимущество асимптотических уравнений заключается в их инвариантности по отношению к двухпараметрической группе преобразований подобия. Существование такой группы позволяет, с одной стороны, сформулировать обобщённый подобия закон для Т. т., объединяющий в едином параметре подобия число Маха и относительную толщину обтекаемого тела, а, с другой стороны, установить широкий класс автомодельных решений. Последние играют большую роль в выяснении качественных особенностей Т. т., в частности возможных типов перехода через скорость звука в окрестности критического сечения сопла и дальнего поля вокруг обтекаемого тела. Ряды, получаемые при разложении по функциям от автомодельной переменной, лежат в основе математического обоснования закона стабилизации Т. т. и оценки быстрого роста сопротивления тел при М{{→}}1. В исследованиях плоскопараллельного Т. т. широко применяется годографа метод, ведущий в комбинации с асимптотическим подходом к известному линейному уравнению итальянского математика Ф. Трикоми (F. Tricomi). Хотя в некоторых математических моделях построены безударные местные сверхзвуковые зоны, строгие аргументы свидетельствуют о невозможности, вообще говоря, реализовать потенциальное Т. т. у профиля или крыла. Поэтому практически задача сводится к определению аэродинамических форм, допускающих максимальное снижение интенсивности замыкающих скачков уплотнения.

Основным инструментом в теоретическом изучении Т. т. является численное интегрирование уравнений Эйлера, для чего чаще всего используются различные модификации так называемого метода верхней релаксации, а с 70 х гг. — метод приближённой факторизации. При помощи этих методов проектируются крыловые профили со скачками уплотнения небольшой амплитуды в замыкающих местные сверхзвуковые зоны системах изоэнтропических волн сжатия и сверхкритические профили, обладающие высоким аэродинамическим качеством. Наряду с исследованиями трансзвуковых плоскопараллельных течений и осесимметричных течений ведутся эффективные расчёты трёхмерного поля скоростей около произвольных по форме конфигураций, создаются программы для вычисления параметров газа в потоке у ЛА. Данные расчётов существенно дополняют результаты измерений в аэродинамических трубах. Интегрирование уравнений Прандтля для сжимаемого пограничного слоя позволяет учесть вязкость и теплопроводность воздуха и вычислить соответствующие поправки к решению для идеального газа. Для исследования явлений отрыва и устойчивости применяется современная концепция пограничного слоя с самоиндуцированным давлением.



Лит.: Гудерлей К. Г., Теория околозвуковых течений, пер., с нем., М., 1960; Рыжов О. С., Исследование трансзвуковых течений в соплах Лаваля, М., 1965; Коул Дж. Д., Кук Л. П., Трансзвуковая аэродинамика, пер. с англ., М., 1989.

ОСРыжов.

Местные сверхзвуковые зоны обтекаемого профиля.



Трансзвуковые автоколебания — самовозбуждающиеся колебания органов управления ЛА при скоростях потока, близких к скорости звука. Причиной возбуждения Т. а. является перемещение при околозвуковых скоростях скачков уплотнения, которые располагаются (рис. 1) либо на несущей поверхности, либо на органе управления, либо на задней кромке органа управления. Взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем приводит к отрыву потока из-под скачка, причём интенсивность и характер возникающих в зоне отрыва нестационарных давлений зависят от интенсивности скачка уплотнения. При отклонении (например, под действием случайного толчка) органа управления на некоторый угол {{δ}} (рис. 2) скачки уплотнения перемещаются: один — вниз, другой — вверх по потоку. При этом интенсивность первого скачка уплотнения уменьшается, второго — увеличивается, соответственно изменяется и интенсивность отрыва потока. В результате происходит нарушение баланса между аэродинамическим демпфированием и возбуждением колебаний органа управления. При некоторых условиях возбуждение колебаний может стать превалирующим, что приведёт к самовозбуждению колебаний органа управления. Аэродинамические силы, обусловливающие демпфирование и возбуждение колебаний, нелинейно зависят от угла {{δ}}. Установление предельного цикла (предельного значения {{δ}}) Т. а. произойдёт при определённом значении {{δ0}}, когда наступит баланс между энергией, поступающей от аэродинамического возбуждения, и её рассеянием из-за демпфирования колебаний (с учётом внутреннего трения в конструкции).

При Т. а. с малым и средним значениями предельных циклов ухудшается комфорт пассажиров, снижается работоспособность членов экипажа, а также уменьшается срок службы узлов навески органа управления и проводки управления. Большие значения предельных циклов Т. а. ({{δ0}} порядка нескольких градусов) вызывают разрушение авиационных конструкции.

Существуют аэродинамические и конструктивные способы предотвращения и гашения Т. а. К аэродинамическим способам относятся: установка уголков на несущей поверхности вдоль передней кромки органа управления (рис. 3, а) и оснащение несущей поверхности впереди органа управления вихрей генераторами (рис. 3, б). Уголки на несущей поверхности препятствуют свободному перемещению скачков уплотнения, но увеличивают аэродинамическое сопротивление ЛА, повышают уровень возмущений потока, приводящих к бафтингу. Генераторы вихрей способствуют устойчивости потока около органа управления.

С целью гашения Т. а. повышают жёсткость проводки управления и узлов навески органа управления на несущую поверхность ЛА, что приводит к увеличению собственной частоты крутильных колебаний органа управления; для повышения демпфирования колебаний в цепь проводки управления устанавливают фрикционный или чаще гидравлический демпфер.



Лит.: Чжен П. К., Управление отрывом потока, пер. с англ., М., 1979.

ГМФомин.

Рис. 1. Схема расположения скачков уплотнения потока; а — на несущей поверхности; б — на органе управления; в — на задней кромке органа управления; 1 — несущая поверхность; 2 и 5 — скачки уплотнения; 3 — зона отрыва потока; 4 — орган управления.

Рис. 2. Перемещение скачков уплотнения при отклонении органа управления.

Рис. 3. Схема установки уголков (а) и расположение генераторов вихрей на оперении самолёта (б)

Трансмиссия вертолёта (от лат. transmission — переход, передача) — совокупность агрегатов и узлов для передачи мощности от двигателя (двигателей) к несущему винту (несущим винтам) и рулевому винту вертолёта. Различают следующие основные типы Т. в.: одновинтового вертолёта с рулевым винтом; соосного вертолёта; двухвинтового вертолёта продольной схемы (см. рис. 1—3); двухвинтового вертолёта поперечной схемы; многовинтового вертолёта.

Т. в. состоит, как правило, из следующих агрегатов и узлов: редукторов (главного, промежуточного, хвостового, объединительного и др.); трансмиссионных валов (соединительных и синхронизирующих), муфт этих валов и их подшипниковых опор; приводов и агрегатов, необходимых для работы различных систем вертолёта; муфт свободного хода и муфт сцепления; тормоза несущего винта; вентиляторной установки.

Редукторы предназначаются для преобразования высокой частоты вращения двигателей в низкую и создания больших крутящих моментов, необходимых для вращения винтов; для изменения направления оси вращения (например, горизонтальной оси вращения двигателя в вертикальную ось вращения несущего винта); для восприятия нагрузок, создаваемых несущими и рулевыми винтами и передачи их элементам конструкции фюзеляжа; для привода во вращение различных агрегатов, обслуживающих вертолёт. Некоторые типы редукторов могут выполнять все эти функции (например, главные редукторы), другие типы редукторов — только отдельные функции (например, промежуточные и хвостовые редукторы).

Трансмиссионные валы служат для передачи вращения как от двигателя (двигателей) к редукторам, так и от редуктора к редуктору. В некоторых случаях трансмиссионные валы могут передавать вращение от главных редукторов к несущим винтам. К трансмиссионным валам относятся также валы, передающие вращение от редукторов к вентиляторным установкам или каким-либо другим агрегатам.

Коробки приводов агрегатов могут иногда располагаться непосредственно на картерах редукторов, а в некоторых случаях являются самостоятельным агрегатом, приводимым во вращение посредством специального трансмиссионного вала от какого-либо редуктора. Муфты сцепления предназначаются для соединения двигателя (двигателей) с Т. в. или отъединения его от неё. При установке на вертолёте ГТД со свободными турбинами (см. Турбовальный двигатель) муфты сцепления не требуются. Муфты свободного хода служат для автоматического отъединения двигателей от Т. в. при выходе из строя или остановке двигателя.

Тормоз несущего винта предназначается для фиксации винта во время стоянки вертолета и в некоторых случаях для подтормаживания несущего винта, продолжающего вращаться после посадки вертолёта. Вентиляторная установка служит охлаждения (посредством радиаторов) масла ректоров и в некоторых случаях масла двигателя. Конструкция Т. в. в значительной степени зависит не только от числа несущих винтов, но и от числа двигателей, установленных на вертолёте.

За рубежом часто под термином «трансмиссия» подразумевают только главные редукторы.



АККотиков.

Каталог: library
library -> Практикум по дисциплине «Основы организационного управления в информационной сфере»
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Последовательный ввод-вывод и измерение температуры
library -> Программа вступительного экзамена для магистерской подготовки по специальности 1-40 80 01
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Аналоговый ввод-вывод и коммуникация
library -> Космодром Байконур. Наша гордость или боль?: Проблема крупным планом/Г. Искакова // Индустриальная Караганда. 2002. 19 янв
library -> Системы мониторинга региональных финансов
library -> Н. А. Иванова поведение домохозяйств на рынке труда в трансформационной экономике


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   135   136   137   138   139   140   141   142   ...   170


База данных защищена авторским правом ©grazit.ru 2019
обратиться к администрации

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал