«А.В. Бетин, Н.В. Бондарева, В.Н. Кобрин, С.А. Лобов, Н.В. Нечипорук ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Учебное пособие Харьков ХАИ 2005 УДК 629.73.075 Функциональные системы аэрокосмической техники / А.В. ...»

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ УКРАИНЫ

Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского

«Харьковский авиационный институт»

А.В. Бетин, Н.В. Бондарева, В.Н. Кобрин,

С.А. Лобов, Н.В. Нечипорук

ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

Учебное пособие

Харьков «ХАИ» 2005

УДК 629.73.075

Функциональные системы аэрокосмической техники / А.В. Бетин, Н.В. Бондарева, В.Н. Кобрин, С.А. Лобов, Н.В. Нечипорук. - Учеб. пособие. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2005. с.

Обобщен и систематизирован материал по противообледенительным и противопожарным системам, системам защиты самолетов и вертолетов от взрыва, а также санитарно-бытовому оборудованию самолетов. При этом рассмотрены требования к функциональным системам, методики расчета и основы проектирования, особенности расчета узлов и агрегатов, влияние эксплуатационных условий на функциональные системы.

Даны примеры элементов проектировочных расчетов, что, кроме всего прочего, может заинтересовать студентов и дипломников авиационных вузов, выполняющих бакалаврские и дипломные работы.

Для студентов всех специальностей бакалаврата “Авиация и космонавтика”. Может быть использовано студентами вузов гражданской авиации, летным и инженерно-техническим составом авиационных предприятий.

Ил. 98. Табл. 4. Библиогр.: 6 назв.

Рецензенты: канд. техн. наук С.А. Вамболь, канд. геогр. наук Ю.В. Буц © Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт», 2005 г.

ВВЕДЕНИЕ

Современные комплексы аэрокосмической техники предназначены для выполнения широкого круга задач - транспортных, поисковоспасательных, исследовательских, сельскохозяйственных, военных и др. В состав комплекса входят летательные аппараты (ЛА), наземные и бортовые средства запуска управления полетом, экипаж и пассажиры, обслуживающий и вспомогательный персонал.

Одной из важнейших задач создания и эксплуатации ЛА является обеспечение комфортности жизнедеятельности членов экипажа и пассажиров, а также безопасности полетов. В значительной степени решение этой задачи зависит от степени конструктивного и технологического совершенства функциональных систем (противообледенительных и противопожарных, защиты самолетов и вертолетов от взрыва, а также санитарно-бытового оборудования), их надежности и отказобезопасности в процессе летной эксплуатации.

Функциональные системы создаются в неразрывной связи с проектируемым ЛА. Их “элементная” база в отличие от пилотажнонавигационных, радио- и электротехнических систем значительно меньше унифицирована, а отдельные части функциональных систем (например, панельные системы обогрева и охлаждения) являются одновременно и частями конструкции ЛА.

Существует постоянная тенденция развития функциональных систем. Современные функциональные системы должны надежно и эффективно работать в широком диапазоне изменения температуры, давлений, плотности, влажности и электропроводности воздуха при наличии переменных по величине и направлению действия сил, изменении положения в пространстве на всех заданных эксплуатационных высотах и скоростях полета. Поэтому будущие разработчики ЛА, летный и инженерно-технический персонал должны иметь представление о современном состоянии дел на примерах лучших образцов отечественной и зарубежной аэрокосмической техники, а также знать тенденции развития и конструктивного оформления функциональных систем ЛА, особенности выполнения проектировочных расчетов.

Интенсивная эксплуатация в авиационных предприятиях и войсковых частях самолетов Ту-154, Ил-86, Су-27, Су-35, МиГ-29, Ан-72, Ан-74, Ан-140 и подготовка к приему новых самолетов Ан-70, Ан- требуют от летного и инженерно-технического персонала высокой профессиональной подготовки по обеспечению наземной и летной эксплуатации этих и других ЛА, их функциональных систем, создание которых базируется на новейших достижениях науки и техники.

1. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ

И ВЕРТОЛЕТОВ

1.1. Физические условия обледенения самолетов и вертолетов в полете и влияние обледенения на летные характеристики В подавляющем числе случаев обледенение ЛА происходит при полете в среде, содержащей переохлажденные капли воды: в облаках, в условиях дождя, мокрого снега. Такое обледенение называется капельным и является наиболее тяжелым видом обледенения самолетов и вертолетов.

Переохлажденная вода, т.е. вода в жидкой фазе при отрицательной температуре, может сохраняться в атмосфере сравнительно долгое время и при достаточно низких температурах окружающей среды.

Известны случаи обледенения при температуре воздуха -65°С и ниже.

На рис. 1.1 показана зависимость случаев обледенения самолетов и вертолетов от температуры воздуха и географического района Земли, построенная на основании статистических данных. Из рисунка видно, что наибольшая вероятность обледенения в полете существует в диапазоне температур от 0 до -20°С и в особенности от 0 до -10°С.

случаев обледенения самолетов и вертолетов в полете от температуры окружающего воздуха и географического района Земли:

Как показывает опыт, авиационные двигатели могут также подвергаться обледенению при положительных температурах воздуха, например, при +5°С и даже при +10°С. Это объясняется в одних случаях охлаждающим эффектом испарения топлива (обледенение карбюраторов), а в других - адиабатическим расширением воздуха (например, в тоннелях реактивных двигателей), при котором происходят снижение температуры, конденсация влаги из набегающего потока воздуха и ее последующее замерзание.

Наиболее вероятными причинами быстрой кристаллизации переохлажденных капель при столкновении их с лобовыми поверхностями ЛА следует считать:

- наличие на поверхностях мельчайших кристаллов льда и пыли, являющихся ядрами кристаллизации;

- возможность образования ультразвуковых волн при ударах капель о поверхность (как известно, ультразвук значительно ускоряет процесс кристаллизации переохлажденной воды).

Наряду с капельным обледенением имеют место качественно отличные виды обледенения ЛА в полете: сублимационное и сухое.

Сублимационное обледенение - обледенение, обусловленное переходом водяных паров, содержащихся в окружающем воздухе, непосредственно в твердое состояние, минуя жидкую фазу. Упругость (парциальное давление) водяных паров в атмосфере в значительной мере зависит от температуры воздуха и различна над поверхностями воды и льда. Поэтому сублимационное обледенение самолетов и вертолетов имеет место при полете в безоблачной атмосфере: воздух вблизи поверхности может оказаться перенасыщенным, если на ней предварительно образовались кристаллы льда или ее температура стала ниже температуры воздуха, соответствующей точке инея (например, при резком снижении самолета).

Сухое обледенение - оседание на поверхностях ЛА кристаллов льда при полете в кристаллических облаках. Особой опасности для полета эти два вида не представляют, так как не могут быть значительными, за исключением случаев забивания кристаллами льда воздухозаборников сложной конфигурации.

Образование льда на поверхностях ЛА при полете в среде, содержащей переохлажденные капли, может быть представлено как результат двух явлений: соударения капель с поверхностью и растекания и замерзания капель. Величина зоны захвата профилем переохлажденных капель зависит в основном от скорости полета и от аэродинамики обтекания. Как известно, облако представляет собой полидисперсную аэрозоль, в которой содержатся капли самых различных размеров - от нескольких микрометров до десятков, а при дожде - и сотен микрометров. Переохлажденные капли имеют диаметр от 5 до 75 мкм. При определении зоны захвата принято считать собственную скорость капель Vкап0 в невозмущенном потоке равной нулю.

Рассмотрим схему обтекания профиля воздухом, содержащим переохлажденные капли воды (рис. 1.2, а). При полете с дозвуковой скоростью воздух распределяется у лобовых поверхностей так, что линии тока резко искривляются у передней кромки, а затем примерно следуют кривизне профиля. Однако капли воды, имеющие скорость полета ЛА, обладают значительной инерцией, большей, чем воздух, и поэтому стремятся придерживаться более прямого пути. В результате часть из них ударяется о лобовую поверхность и замерзает.

На некотором расстоянии от передней кромки профиля в невозмущенном потоке возьмем сечение и рассмотрим траектории капель воды относительно профиля, имеющего строительную высоту с.

Предположим, что все капли воды, находящиеся в этом сечении, высота которого ограничена точками aa, попадают на профиль. В точках a находятся капли, траектории которых являются крайними, касательными к профилю. Точки b касания крайних траекторий определяют зону захвата капель l 1.

Уменьшение строительной высоты профиля (рис. 1.3), увеличение скорости полета и размера капель приводят к росту относительной величины зоны захвата. Изменение плотности воздуха сказывается в меньшей степени. При острых кромках, характерных для профилей несущих поверхностей и воздухозаборников современных самолетов, может быть захвачено до 90% водяных капель, содержащихся в набегающем потоке. В то же время крыло с большей строительной высотой аэродинамического профиля при сравнительно небольшой скорости полета может захватить всего около 15% капель.

Поэтому на малых скоростях полета реактивные сверхзвуковые самолеты при обледенении будут находиться в несравненно худших условиях по сравнению с дозвуковыми самолетами.

Рис. 1.3. Зависимость зоны захвата от строительной Обычно при длине хорды более 3 м зона захвата капель лежит в пределах 5...6% хорды.

При выборе размеров поверхности, защищаемой от обледенения, приходится дополнительно решать вопрос о так называемой зоне растекания капель S' и S' ' (см. рис. 1.2, б). Размеры зоны растекания зависят от скорости полета, температуры, характера пограничного слоя, водности, потерь воды вследствие сдувания и испарения, метода защиты от обледенения.

Минимальный размер зоны защиты, естественно, ограничен зоной захвата капель. На практике максимальная зона защиты обычно не превышает 15% хорды профиля.

Интенсивность обледенения J - скорость образования льда на той или иной части ЛА (чаще - на передней кромке профиля), характеризующаяся изменением толщины ледяного слоя в единицу времени. Интенсивность обледенения зависит от водности, диаметра переохлажденных капель и температуры окружающего воздуха.

Ледяные наросты, образующиеся на лобовых частях ЛА, весьма различны и зависят от многих случайных факторов. Все многообразие встречающихся льдообразований можно классифицировать по форме, структуре и характеру внешней поверхности. Существуют три основные формы льдообразований (рис. 1.4):

1. Клинообразная (рис. 1.4, а), наиболее часто встречающаяся при полете ЛА в облаках, содержащих мелкие переохлажденные капли или смесь последних с ледяными кристаллами. Характерным признаком этой формы льда является небольшая зона захвата.

2. Желобообразная (рис. 1.4, б), возникающая при полете в среде, содержащей достаточно крупные переохлажденные капли воды ( d 20 мкм ) при относительно высокой температуре воздуха ( t0 = 0... 5 o C ). Эта форма отличается от предыдущей большей зоной захвата. Процесс замерзания капель сопровождается выделением скрытой теплоты, поэтому они замерзают не сразу, а под действием воздушного потока растекаются. Желобообразная форма является следствием перетекания и наслоения капель. При этом между ними не остается пузырьков воздуха. Образуется плотный полупрозрачный вид льда, обладающий наибольшей силой сцепления с поверхностью.

3. Рогообразная (рис. 1.4, в), возникающая в случае кинетического нагрева передней кромки. При высокой температуре может замерзать не вся вода. Поверхность льдообразования может быть бугристой.

Описанный вид обледенения по статистике имеет место в 30% случаев обледенения. Он наиболее сильно влияет на аэродинамику ЛА и представляет наибольшую опасность.

Иногда встречается обледенение в виде ледяных игл или шипов, как правило, направленных своим острием против воздушного потока (рис. 1.4, г). Иглы могут достигать высоты 30...35 мкм. Этот вид обледенения встречается при высокой температуре, близкой к 0°С, и также представляет опасность.

Рис. 1.4. Форма льдообразований: а - клинообразная; б - жепобообразная; в - рогообразная; г - промежуточная При полете в условиях обледенения лед образуется на всех лобовых поверхностях ЛА: несущих поверхностях, воздушных винтах, воздухозаборниках, силовых установках, остеклении фонарей, органах управления, датчиках приборов.

В общем приросте аэродинамического сопротивления самолета при обледенении доля крыла и оперения может составлять 70...80% (рис. 1.5). Аэродинамическое искажение профиля и шероховатости приводит к полному нарушению ламинарного обтекания и возникновению местных срывов потока. В результате значительного увеличения профильного сопротивления (при желобообразной форме льда оно может увеличиться в 5...10 раз) уменьшается подъемная сила, при меньших углах атаки наступает срыв потока.

На рис. 1.5 показано влияние формы льдообразований на величину критического угла атаки. Как видно из характеристик, срыв потока начинается уже при малых углах атаки.

На современных самолетах с высокой степенью механизации крыла горизонтальное оперение на взлетно-посадочных скоростях обычно обтекается под отрицательными углами атаки. Его обледенение, уменьшая критический угол атаки при относительно большой скорости полета и малой перегрузке, может уже при малых отрицательных углах атаки привести к срыву потока, что вызовет резкое неуправляемое опускание носа самолета и значительную потерю высоты.

Рис. 1.5. Зависимость критического угла атаки от вида обледенения Наибольшее нарушение устойчивости наблюдается при желобообразной форме льда (рис. 1.6).

Рис. 1.6. Изменение продольной устойчивости по перегрузке при обледенении стабилизатора самолета с четырьмя турбовинтовыми двигателями (ТВД) (угол отклонения закрылков, скорость полета и режим работы двигателя соответствуют посадочному режиму) : — — - безо льда;

К потере управляемости самолета может привести обледенение щелей органов управления, передних кромок рулей, элеронов, закрылков, стыков секций предкрылков, забивание стыков органов управления при полете ЛА в условиях интенсивного дождя или выпадения мокрого снега при отрицательной температуре воздуха.

Обледенение воздушных винтов начинается с передних кромок, постепенно распространяется вдоль хорды, захватывая ее до 20...25%. На крейсерском режиме полета вследствие аэродинамического нагрева концы лопастей, как правило, не подвергаются обледенению. На других режимах полета, например, в случае посадки при небольшой частоте вращения винта, лед может распространяться по всей длине лопасти. Мощным накопителем льда является обтекатель корпуса винта. В результате резко возрастает профильное сопротивление лопастей.

Когда толщина льда достигает 5...7 мм, центробежные силы начинают преобладать над силами сцепления льда с поверхностью и возникает самопроизвольное, обычно неравномерное и несимметричное, сбрасывание льда, которое приводит к нарушению балансировки винта, возникновению вибраций силовой установки с перспективой разрушения опорных подшипников вала и отказа силовой установки и способно повредить обшивку герметической кабины (ГК). Интенсивное обледенение воздушного винта приводит к ухудшению его тяговых характеристик и падению коэффициента полезного действия (КПД) (рис. 1.7).

Соосные винты имеют некоторые особенности обледенения. В спутной струе за первым винтом водность оказывается меньше, вследствие чего задний винт подвергается менее интенсивному обледенению.

Степень обледенения и форма льдообразований на поверхностях воздушных винтов зависит от скорости полета, размера переохлажденных капель, водности, аэродинамических характеристик профиля лопастей и частоты вращения винта.

Обледенение несущего и хвостового винтов представляет для полета вертолета наибольшую опасность. Широкий диапазон изменения скоростей обтекания лопастей несущего винта, вплоть до отрицательных их значений в зоне обратного обтекания, создает несколько своеобразную картину обледенения. На рис. 1.8 дана схема скоростей обтекания лопастей несущего винта вертолета при горизонтальной скорости полета V0 и касательной скорости R ( - угловая скорость вращения винта, R - радиус винта).

Картина обледенения меняется в зависимости от режима полета.

Если на режиме висения точка A, характеризующая аэродинамическую асимметрию несущего винта, находится на оси вращения, то по мере увеличения горизонтальной скорости полета она все больше смещается в сторону отступающей лопасти. Чем выше скорость полета и меньше частота вращения несущего винта, тем больше зона обратного обтекания и, соответственно, интенсивнее обледенение задней кромки лопасти. Для вертолетов, имеющих максимальную скорость полета (около 300 км/ч) и касательную окружную скорость несущего винта порядка 200 м/с, зона обратного обтекания может достигать (0,2...0,3) R. Для винтокрылов со скоростями полета V0 = 500 км / ч и более она может увеличиваться до 0,7 R.

Рис. 1.8. К определению зоны обратного обтекания лопастей несущего винта Картина обледенения по длине лопасти зависит также от температуры окружающей среды. При низких температурах (порядка -10°С и ниже) лопасти несущего винта обледеневают по всей длине, причем интенсивность обледенения передней кромки пропорциональна радиусу винта R (рис. 1.9).

В зоне обратного обтекания вследствие того, что обледенение происходит лишь в продолжении части оборота, а скорость обтекания у комля небольшая, интенсивность обледенения мала и лишь немного возрастает вдоль кромки. Соответственно скорости обтекания изменяется и зона захвата (рис. 1.10).

При большой водности набегающего воздушного потока и особенно крупных каплях у комля обледеневает и задняя кромка, и некоторая часть верхней поверхности. Обледенение резко ухудшает аэродинамические характеристики несущего винта: возрастает профильное сопротивление лопастей, снижается коэффициент подъемной силы c y. В результате аэродинамическое качество K = c y / c x снижается.

Так же, как и на воздушных винтах, на несущих винтах происходит несимметричное самосбрасывание льда. Возникающая вибрация несущего винта передается на двигатель, частота вращения уменьшается. Для поддержания постоянства частоты вращения требуется дополнительная мощность. Увеличением мощности двигателя не всегда удается парировать уменьшение подъемной силы винта. При возникновении значительных динамических асимметрий теряется устойчивость вертолета.

Хвостовой винт имеет приблизительно ту же окружную скорость, но из-за малых размеров подвергается обледенению в большей степени. Вследствие значительных центробежных сил (приблизительно в 5 раз больших, чем у несущего винта) хвостовой винт более чувствителен к несимметричному самосбрасыванию льда. К тому же оно возникает значительно чаще. Это приводит к сильной вибрации, и возникает опасность повреждения срывающимися кусками льда лопастей несущего винта и стабилизатора вертолета.

Обледенение входной части воздухозаборников силовых установок, как было отмечено ранее, может происходить также при положительной температуре окружающей среды. Интенсивность обледенения и зона захвата на внутренних поверхностях больше, чем на внешней поверхности. При этом нарушается аэродинамика. Неравномерность поля скоростей, местные срывы потока могут вызвать вибрацию лопаток компрессора. Обледенение входных частей сверхзвуковых воздухозаборников при взлете, когда требуется обеспечить максимальный расход воздуха, приводит к наиболее тяжелым последствиям - помпажу двигателей и в ряде случае - их остановке. При самопроизвольном сбрасывании кусков льда в тракт двигателя могут произойти повреждение лопаток компрессора и последующее разрушение двигателя.

Одновременно с этим подвергаются обледенению входные части самих турбореактивных двигателей (ТРД): обтекатель, лопатки входного направляющего аппарата (ВНА), рабочие лопатки первой ступени компрессора. Обледенение изменяет аэродинамический профиль лопаток, уменьшает проходное сечение между ними, что также существенно уменьшает расход воздуха через компрессор. Для сохранения заданной тяги автоматически увеличивается удельный расход топлива, что является причиной повышения температуры газов перед турбиной (рис. 1.11). В целом возникающие при обледенении воздухозаборника и входных частей ТРД нарушения снижают КПД двигателя.

Рис. 1.11. Зависимость температуры воздуха за турбиной, удельного расхода горючего и тяги ТРД от времени обледенения Несколько своеобразную картину имеет обледенение ТВД (рис.

1.12), который очень чувствителен к уменьшению расхода воздуха через компрессор. На первый взгляд кажется, что воздухозаборник будет подвергаться менее интенсивному обледенению, так как он защищен воздушным винтом. В действительности количество капель воды, проникающих через плоскость, ометаемую винтом, уменьшается незначительно, отбрасывание винтом воздушного потока увеличивает их скорость, и лед проникает в тракт воздухозаборника на большую глубину. На рис. 1.13 приведена зависимость располагаемых и потребных тяг по числу М для самолетов с различными силовыми установками.

Рис. 1.12. Схема обледенения ТВД Обледенение воздухозаборников теплообменников (ТО) уменьшает рабочий расход воздуха, что приводит к перегреву масла, воды, воздуха со всеми вытекающими отсюда последствиями.

При обледенении лобовых стекол фонарей резко ухудшается или совсем исчезает возможность визуального управления ЛА.

Обледенение датчиков приборов вызывает или их отказ, или неправильную работу, что сильно усложняет пилотирование ЛА.

Безопасность полетов ЛА в большой степени зависит от возможности непосредственного контроля метеорологических условий полета и своевременного выявления начала процесса обледенения. Это осуществляется при помощи сигнализаторов обледенения, которые устанавливают в воздушном тракте силовых установок и на борту в местах с наименьшим искажением набегающего потока воздуха. Они могут быть автономными приборами или входить в состав противообледенительных систем (ПОС) наиболее важных органов.

К сигнализаторам обледенения предъявляются следующие технические требования. Они должны быть безотказными в работе и всегда выдавать достоверную информацию; иметь максимальную чувствительность; обеспечивать сигнализацию начала и окончания обледенения и автоматическое управление режимами работы ПОС; быть простыми в эксплуатации; иметь минимальные сопротивление, габариты и массу.

Все существующие сигнализаторы обледенения условно можно разделить на две основные группы: косвенного и прямого действия.

Сигнализаторы первой группы реагируют на присутствие в атмосфере переохлажденных капель воды. Принцип их действия основан на измерении таких характеристик, как теплоотдача, электропроводность или электросопротивление и пр. Эти сигнализаторы обладают высокой чувствительностью, но, как правило, не отличают обычные капли воды от переохлажденных, обуславливающих обледенение. Поэтому для исключения ложных срабатываний при положительной температуре воздуха в них устанавливаются датчики температуры.

Сигнализаторы второй группы реагируют непосредственно на слой льда, образовавшегося на датчике. Они несколько уступают в чувствительности первым, так как для нарастания слоя льда требуется время. Простейшим сигнализатором второй группы является визуальный указатель типа штыря, наиболее распространенным - радиоизотопный сигнализатор.

Основное преимущество радиационного метода измерения - бесконтактность. Этот метод может быть использован не только для обнаружения начала и конца процесса обледенения, но и для непрерывного измерения толщины льда на датчике, интенсивности обледенения и ряда параметров, позволяющих обеспечить эффективную защиту от обледенения с помощью тепловых ПОС циклического действия.

Радиоизотопный сигнализатор обледенения имеет чувствительность 0,3 ± 0,1 мм льда, обеспечивает сигнализацию начала и окончания обледенения, а также непрерывную сигнализацию при полете в зоне обледенения. Он может быть использован для автоматического включения отдельных ПОС.

Его принцип действия основан на ослаблении -излучения радиоактивного изотопа (стронция 90, иттрия 90) слоем льда, образующимся на рабочей поверхности выносного штыря-датчика.

Датчик (рис. 1.14) имеет: полый корпус 1, внутри которого установлен счетчик -частиц 4 и цилиндрический штырь 6, устанавливаемый в невозмущенном воздушном потоке. В верхней части штыря расположен герметичный патрон 7 с радиоактивным изотопом. По всей высоте штыря намотан нагревательный элемент (НЭ) 10 для периодического нагревания тонкого экрана 8 и сбрасывания образовавшегося слоя льда с целью обнаружения момента прекращения обледенения. Поток -частиц облучает галогенный газоразрядный счетчик 4. При достижении толщины слоя льда на датчике 0,3 мм включается исполнительное реле, управляющее работой блока задержки, в котором предусмотрено два реле времени. Одно из них служит для увеличения времени нагрева штыря 6 до 5 с, обеспечивая полное сбрасывание льда, а второе - времени подачи сигнала "Обледенение" и времени работы автоматически включенной ПОС до 20 с.

После удаления льда с датчика интенсивность -излучения восстанавливается и сигнализатор приходит в исходное состояние. При продолжающемся обледенении после выключения обогрева на штыре датчика вновь нарастает слой льда, и описанный выше процесс работы сигнализатора повторяется.

Рис. 1.14. Датчик радиоизотопного сигнализатора обледенения: 1 корпус; 2 - фланец; 3 - выфрезерованное щелевидное окно; 4 - счетчик радиоактивного излучения; 5 - слой льда на рабочей поверхности штыря; 6 - цилиндрический штырь; 7 - патрон с источником радиоактивного излучения; 8 - экран; 9 - слои электроизоляции из стеклоткани; 10 - НЭ; 11 - корпус штыря 1.3. Системы защиты самолетов и вертолетов Для обеспечения безопасности полетов ЛА в условиях обледенения ПОС должны обеспечивать:

- безотказность работы наиболее ответственных органов - силовой установки, рулевых поверхностей, датчиков пилотажных приборов, несущих и хвостовых винтов вертолетов;

- возможность визуальных наблюдений через смотровые стекла;

- наименьшее влияние обледенения и самих ПОС на работу остальных агрегатов; при этом не должны заметно ухудшаться летные характеристики ЛА, их устойчивость и управляемость.

На самолетах от обледенения защищают (рис. 1.15) лобовые части несущих поверхностей, входные части воздухозаборников и силовых установок, воздушные винты, смотровые стекла, датчики приборов и антенные устройства, все поверхности и детали, образование льда на которых может вызвать повреждение или нарушить работу авиационных двигателей (стойки, обтекатели, защитные решетки и т.п.).

Рис 1.15. Схема защиты самолета от обледенения: 1 - электрообогреватель датчика углов атаки; 2 - датчик сигнализатора обледенения: 3 - фара для освещения носков воздухозаборников двигателей; 4 - электрообогреватель приемников полного давления; 5 - электрическая ПОС смотровых стекол фонаря; жидкостно-механическая система защиты смотровых стекол фонаря; жидкостно-механическая система защиты смотровых стекол при посадке, система защиты смотровых стекол и иллюминаторов от запотевания и обмерзания с внутренней стороны; 6, 7- ПОС кока и ВНА двигателя; 8 - ПОС входной части воздухозаборника двигателя; 9 - ПОС предкрылков; 10 ПОС хвостового оперения; 11 - фара для освещения носков хвостового оперения На вертолетах от обледенения защищают входные части воздухозаборников силовых установок, несущие и рулевые винты, смотровые стекла фонаря, датчики приборов, лобовые части несущих поверхностей (стабилизатора, крыла малого удлинения).

Для защиты от обледенения ЛА наиболее широкое распространение получили следующие способы: механический, физико-химические и тепловой.

Механический способ основан на механическом воздействии на слой льда. Лед с поверхности удаляется путем скалывания, деформации, отрыва его под действием центробежных, аэродинамических или других внешних сил.

Физико-химические способы основаны на использовании ряда разнообразных веществ в виде жидкостей, которые или понижают температуру замерзания переохлажденных капель воды, попадающих на поверхность, при смешивании с ними, или уменьшают силу сцепления льда с обшивкой.

Тепловой способ основан на нагревании защищаемой поверхности до температуры таяния льда или испарения пленки воды.

В зависимости от способа, который заложен в основу работы, ПОС подразделяются на механические, физико-химические и тепловые. В свою очередь, каждая из них может рассматриваться по виду применяемой энергии и физической сущности. Например, к механическим системам относят: пневматические ПОС, в которых используется энергия сжатого воздуха; электроимпульсные ПОС - электрическая энергия высокой частоты, подаваемая импульсами. К тепловым системам относятся воздушно-тепловые и электротепловые. В первых системах теплоносителем является воздух, во вторых - в тепловую энергию преобразуется электрическая энергия.

Наряду с этим все ПОС по характеру работы можно разбить на две группы: непрерывного действия и циклического действия. ПОС непрерывного действия не допускают обледенения защищаемой поверхности, ПОС циклического действия допускают образование льда определенной толщины, а затем удаляют его.

Независимо от предыдущих признаков все ПОС принято подразделять по месту их установки: в крыле, хвостовом оперении, воздушных и несущих винтах, смотровых стеклах и т.д.

1.3.2. ПОС несущих поверхностей. Механические ПОС Механические ПОС относятся к системам циклического действия, т.е. для их эффективной работы на защищаемой поверхности необходимо образование определенной безопасной для полета толщины льда. Цикл работы системы можно разбить на три этапа: образование рабочего слоя льда (обычно толщиной 4...5 мм), разрушение льда или уменьшение сцепления его с обшивкой и удаление льда под действием аэродинамического напора.

Пневматические ПОС - одни из первых систем, установленных на самолетах для защиты от обледенения. Устройство и принцип действия системы показаны на рис. 1.16, 1.17. На защищаемой поверхности закрепляют тонкий протектор из эластичного материала (резины, эластичных тканей) со встроенными в него камерами, ширина протектора обычно или равна зоне обледенения или немного превышает ее и разбивается на ряд секций (продольных или поперечных).

Рис. 1.16. Схема рабочей части пневматической ПОС несущих поверхностей: а - с продольными поочередно наполняющимися камерами 1, 2; б - с продольными одновременно наполняющимися камерами; в - с поперечными рабочими камерами ; 1 – неработающая секция; 2 - работающая секция Рис. 1.17. Схема пневматической ПОС несущих поверхностей самолета с ТВД: 1 - кран для проверки системы; 2 - регулятор давления;

3 - предохранительный клапан; 4 - эжектор; 5 - рабочая часть ПОС; 6, 7 - распределительное устройство систем крыла и хвостового оперения; 8 - программный механизм; 9 - мановакуумметр; 10 - манометр;

11 - трубопровод для подвода сжатого воздуха ; 12 - трубопровод для Воздух для работы системы отбирается от силовых установок и подается к распределительным устройствам систем крыла и хвостового оперения под давлением 120...130 кПа. Программа рассчитана на поочередное включение секций. При подаче сжатого воздуха камеры раздуваются, что приводит к деформациям и нарушению сцепления ледяных образований. При выключении секции воздух из камер отсасывается эжектором и выбрасывается в атмосферу. В результате обеспечивается хороший контакт протектора с обшивкой. Удельная масса системы - 28...33 кг/м2, расход воздуха - 24...36 кг/ч.

Достоинства: сравнительно малая масса, простота конструкции, небольшой по сравнению с воздушно-тепловыми ПОС расход воздуха.

Недостатки: увеличение профильного сопротивления системы на 8...10% в нерабочем состоянии и на 100...110% в рабочем состоянии.

Как видно из рис. 1.16, наименьшее влияние на профильное сопротивление оказывает вариант "в".

Пневматическая ПОС не эффективна при иглообразной форме льдообразования и не может быть установлена на скоростные самолеты, так как уже при скорости Vo = 590...600 км/ч протектор может самопроизвольно менять форму.

Протекторы имеют ограниченный ресурс: разрушаются под действием динамических нагрузок, температурных градиентов, солнечной радиации, влажности и др.

При механическом способе защиты от обледенения рабочий цикл разрушения льдообразований может быть очень коротким, определяемым скоростью распространения механических напряжений в обшивке, близкой к скорости звука. Используя короткие мощные импульсы с достаточно большими интервалами между ними (1...2 с) и применяя накопители энергии во время интервалов, рассматриваемые ПОС имеют небольшую потребляемую мощность.

Этот способ и положен в основу электроимпульсной системы. Лед с обшивки ЛА удаляют возбуждением в материале обшивки упругих волн напряжений с крутым передним фронтом, с интенсивностью, достаточной для создания в ледяном слое, прилегающем к обшивке, напряжений, превосходящих динамическую прочность льда. Рабочим элементом системы является индуктор вихревых токов - соленоид без сердечника (рис. 1.18). При подаче электрических импульсов соленоиды создают переменное магнитное поле высокой частоты, которое в обшивке наводит переменный электрический ток i. В результате взаимодействия полей соленоида и обшивки в последней возникают упругие деформации.

Рис. 1.18. Схема работы индуктора вихревых токов: 1 индуктор; 2 - катушка соленоида; 3 - обшивка; i - переменный электрический ток в обшивке, создаваемый соленоидом; R - сила, возникающая при взаимодействии магнитного поля соленоида и электрического тока обшивки Индукторы укрепляют в непосредственной близости (вплотную или с малым зазором) к внутренней стороне обшивки в пределах зоны обледенения. Величина защищаемой одним индуктором поверхности зависит от скорости волны упругих деформаций в обшивке и энергии импульса.

При выборе числа индукторов следует учитывать, что зона действия индуктора практически ограничена стыками обшивки. Мощность генератора зависит от числа индукторов в системе. Общее время цикла выбирают исходя из допустимой для данного ЛА толщины льда на обшивке, т.е. практически оно равно времени цикла обычных ПОС циклического действия.

На рис. 1.19 приведена схема электроимпульсной ПОС планера тяжелого самолета. Работа системы показана на рис. 1.20.

Система включает в себя три независимые друг от друга подсистемы. Первая подсистема защищает половину участков левого и правого предкрылков, вторая - половину участков правого предкрылка и хвостового оперения, третья - половины участков левого предкрылка и хвостового оперения. Для обеспечения надежности работы в каждой секции индукторы разных подсистем чередуются (рис. 1.19 и 1.21).

Система включается автоматически при подаче сигнала от сигнализатора обледенения планера; предусмотрена возможность ручного включения каждой из подсистем.

При включении подсистемы высокое напряжение подается на все индукторы 3, но ток по их обмоткам не пропускается, пока не поступит управляющий сигнал от коммутатора импульсов 1. На каждый индуктор последовательно подается два импульса с установленным интервалом, затем по очереди включаются другие индукторы.

Достоинства системы: широкий диапазон рабочих температур по сравнению с тепловыми ПОС, значительная экономия энергии, малая масса, компактность рабочей части, отсутствие барьерного льда, образуемого при растекании воды за пределы зоны защиты при тепловом способе защиты.

Рис. 1.19. Схема электроимпульсной ПОС: 1 - коммутатор импульса; 2 - блок управления, 3 - индуктор; 4 - блок конденсаторов; 5 - блок преобразования энергии; 6 - контактор; 7 - щиток управления и контроля работы ПОС; 8 - панель контроля ; 9 - блок контроля Рис. 1.20. Работа электроимпульсной ПОС Рис. 1.21. Компоновка электроимпульсной ПОС на планере тяжелого самолета: I, II - соответственно ПОС предкрылка и хвостового оперения: а, б, в - 3-я, 2-я и 1-я подсистемы; 1 - датчик сигнализатора На современных ЛА тепловые ПОС получили наибольшее распространение, так как они обеспечивают эффективную и надежную защиту в широком диапазоне условий обледенения. Тепловые ПОС могут быть непрерывного или циклического действия. Для больших несущих поверхностей применяются главным образом ПОС циклического действия, что намного сокращает потребную мощность.

ПОС непрерывного действия чаще всего используют для защиты поверхностей, сбрасывание льда с которых может привести к опасным последствиям. Например, сбрасывание льда с поверхности центроплана при расположении авиационных двигателей в хвостовой части фюзеляжа может повлечь за собой повреждения лопаток компрессоров и выход из строя двигателей. Источником горячего воздуха для них могут быть компрессоры ГТД или специальные ТО, обогреваемые выхлопными газами.

На рис. 1.22 приведена типовая принципиальная схема ПОС, в которой используется воздух, отбираемый от компрессоров двигателей.

Для понижения температуры воздуха он отбирается одновременно от низконапорных и высоконапорных ступеней. Регулирование температуры осуществляют регуляторы с клапанами 3 путем изменения подачи воздуха от ступеней высокого давления каждой пары двигателей. Температура воздуха на входе в рабочие части ПОС из-за прочности не должна превышать 200...230°С (для конструкций из алюминиевых сплавов - 180...200°С).

Рис. 1.22. Принципиальная схема воздушно-тепловой ПОС: 1 ПОС крыла; 2 - запорный кран; 3 - клапан регулятора температуры воздуха; 4 - ограничитель расхода; 5 - обратный клапан; 6 - компрессор авиационного двигателя; 7 - температурный компенсатор ; 8, 9 ПОС стабилизатора и киля Как видно из схемы, системы подачи воздуха от каждых двух двигателей функционируют независимо друг от друга. Этим обеспечивается надежная работа системы в случае выхода из строя одного или двух двигателей.

Необходимо отметить, что использование компрессоров ГТД как источников горячего воздуха так или иначе влияет на летные качества ЛА. При этом уменьшается или скороподъемность, или взлетная масса ЛА.

Для ПОС и системы кондиционирования воздуха от компрессора может быть отобрано в ТРД до 12% общего расхода воздуха через двигатель, а в ТВД - до 5%, что приводит к потерям мощности (тяги) двигателя около 10...15%.

Возможны две схемы распределения горячего воздуха: продольное распределение, когда горячий воздух нагревает обшивку, двигаясь вдоль консоли крыла или хвостового оперения, и поперечное распределение, когда он двигается вдоль хорды.

Недостатки, присущие первой схеме: неравномерность нагрева защищаемой поверхности и, соответственно, малый коэффициент теплоиспользования ( = 0,35... 0,4).

Рабочая часть ПОС с поперечными рабочими каналами (рис. 1.23) состоит из двух продольных каналов I и II, разделенных между собой перегородкой 2, и системы поперечных рабочих каналов 3, образованных с одной стороны обшивкой 1, а с другой - внутренней гофрированной, выполненной по форме профиля стенкой 4. При работе системы горячий воздух подается в продольный канал I, являющийся распределительным каналом. В носовой части профиля воздух через щель, образованную верхней и нижней гофрированными стенками, поступает в рабочие каналы, отдает тепло обшивке и выходит в продольный канал II, из которого выбрасывается в атмосферу. При этой схеме распределения рабочего воздуха коэффициент теплоиспользования выше ( = 0,4... 0,45).

Рис. 1.23. Устройство противообледенителя с поперечными рабочими каналами: I - продольный распределительный канал; II - продольный канал для отвода отработанного воздуха; 1 - обшивка; 2 стеклотекстолитовая перегородка; 3 - поперечный рабочий канал; 4 гофр; 5 - жалюзи; а - схема каналов с выходом отработанного воздуха в консоли крыла; б - схема каналов с выходом воздуха через жалюзи Для дальнейшего повышения коэффициента теплоиспользования применяют следующие способы:

- изменение сечения рабочего канала (рис. 1.24, а);

- применение в распределительном канале экрана (дефлектора, рис. 1.24,б);

- применение высоконапорной камеры и рабочих каналов с малой высотой (рис. 1.24, в);

- обеспечение равномерной раздачи горячего воздуха по длине консоли применением трубки "пиколло" (рис. 1.24, г) и др.

Рис. 1.24. Способы повышения коэффициента теплоиспользования: а - рабочие каналы переменного сечения; б - экран (дефлектор); в - рабочие каналы с малой высотой 6 и высоконапорная камера 7; г - распределительная трубка "пиколло"; д - микроэжекторная распределительная труба 9, плоская камера смешения воздуха 8; I - распределительный канал; II - канал для отвода отработанного воздуха; 1 - температуры воздуха в рабочем канале и поверхности обшивки по длине канала при постоянном его сечении; 2 - то же при переменном сечении ; 4 - щель между экраном и стенкой рабочего канала ; 5 - температура поверхности обшивки при использовании На рис. 1.24, д показана схема, которая получила название микроэжекторной. Горячий воздух поступает в трубку 9 и через микросопла с большой скоростью выходит в плоскую камеру смешения 8, которая плавно переходит в гофрированные стенки рабочих каналов. При истечении горячего воздуха из микросопел энергично подсасывается отработанный воздух из канала II, в результате потребный для работы ПОС расход горячего воздуха значительно меньше.

Поперечные каналы воздушно-тепловой ПОС могут иметь различные конструктивные решения (рис. 1.25). Вариант конструкции 4 является наиболее технологичным в производстве, однако проигрывает в массе. Более совершенным является вариант 6, в котором внутреннюю стенку с обшивкой соединяют роликовой или точечной сваркой.

На рис. 1.26 показано устройство рабочей части воздушнотепловой ПОС с поперечными рабочими каналами крыла и предкрылка. К предкрылкам горячий воздух поступает из носка крыла через телескопическое соединение и распределяется равномерно по длине предкрылка с помощью трубки "пиколло". Отработанный воздух выводится в носок крыла (при убранном предкрылке) или сбрасывается в атмосферу (при выпущенном предкрылке). При выпущенном предкрылке отверстия в обшивке носка крыла закрываются пружинными клапанами.

Рис. 1.25. Варианты конструктивных схем поперечных рабочих каналов воздушно-тепловых ПОС: 1 - канал с одинарным гофром; 2 канал с двойным гофром; 3 - канал, образованный обшивкой и внутренней стенкой с выштамповкой под заклепки; 4 - фрезерованный канал во внутренней стенке, проклепанной с обшивкой; 5 - фрезерованный канал в обшивке, проклепанной с внутренней стенкой; 6 - фрезерованный канал в обшивке с приваренной внутренней стенкой Рис. 1.26. Схема распределения горячего воздуха в рабочих каналах носка крыла и предкрылка Представляет интерес комбинированная воздушно-тепловая система: система управления пограничным слоем (УПС) и ПОС (рис.

1.27).

Взлет и посадка самолета обычно совершаются с включенной системой УПС (расход воздуха в системе составляет 12% от общего расхода через двигатель), при которой автоматически решается задача защиты от обледенения (расход воздуха в ПОС - около 5% от общего расхода, температура воздуха составляет 225 или 345°С).

Масса комбинированной системы составляет не более 2% от взлетной массы самолета.

Для обеспечения надежного сбрасывания льда ПОС циклического действия включают в себя наряду с НЭ, включаемыми циклически, элемент, обогреваемый непрерывно, в виде узкой полосы (~15 мм), который называется тепловым "ножом" (рис. 1.28).

Рис. 1.27. Устройство комбинированной системы УПС и предупреждения обледенения: 1 - редукционный клапан; 2 - запорный кран; 3 трубопровод отбора воздуха от силовой установки; 4 - ПОС центроплана; 5 - система УПС и ПОС консольной части крыла; 6, 7- система УПС закрылков элеронов; 8 - система УПС и ПОС стабилизатора При существующей тенденции роста площадей несущих поверхностей ЛА для их защиты ПОС непрерывного действия требуют мощности в сотни киловатт. Поэтому широко применяют более экономичные тепловые системы циклического действия. Защищаемые площади несущих поверхностей разбивают на ряд участков (секций), которые обогревают последовательно в течение ограниченного времени (рис. 1.29). В течение цикла работы секцию нагревают до 0°С (время 1 ), растапливают тонкую прослойку льда 0,25 мм (время 2 ), и вследствие уменьшения силы сцепления лед сбрасывается набегающим потоком, а нагревание секции прекращают. При этом температура на защищаемой поверхности снижается и вновь нарастает лед (время 3 ). Таким образом, во время работы очередной секции на всех остальных секциях лед нарастает.

Рис. 1.29. Циклограмма тепловой ПОС с пятью последовательно включаемыми секциями: нагр I, нагр II, … - время нагрева секции;

охл I, охл II, … - время охлаждения секции; 1, 2, 3 время нагревания секции до 0o C, время таяния льда, время образования льда;

Работа электротепловых ПОС основана на преобразовании электрической энергии в тепловую.

В качестве НЭ применяют ряд параллельно соединенных проволок из высокоомных материалов (рис. 1.30), металлическую фольгу из константа, нихрома и другие токопроводящие пленки. Для равномерного распределения проводимого тока по ширине НЭ устанавливаются специальные медные шины.

профилированная стенка из дюраля; 3 изоляция (верхний слой – электроизоляция, нижний слой – электротеплоизоляция); 4 - обшивка; 5 - защитное противоабразивное покрытие; 6 - слой ткани; б:

1 - проволочный НЭ; 7 – токораспределительная шина; 8 - разъем электропитания; в - плоский НЭ зигзагообразной формы; г: 9, 10 - секции, работающие последовательно; 11, 12 - продольный и поперечный электрические «ножи»

Токопроводящие элементы заделывают между двумя слоями изоляции: внешний слой - электрическая изоляция с наибольшим коэффициентом теплопроводности, нижний - электрическая и тепловая изоляции. Весь пакет, пропитанный жидким пластиком, обычно не превышает 4 мм и устанавливается непосредственно под обшивку.

На несущих поверхностях с острыми передними кромками применяют токопроводящую пленку, например, из сплава меди, марганца и магния. Пленки наносят на внешнюю поверхность, предварительно покрытую слоем электротеплоизоляции, методом газопламенного напыления. Сверху пленку закрывают слоем изоляции и наносят абразивостойкое покрытие из порошка коррозионно-стойкой стали в смеси с синтетической смолой. Общая толщина такого НЭ не превышает 1,5 мм.

Для питания систем используют источники переменного тока напряжением 115 или 208 В частотой 400 Гц. Удельная тепловая мощность - 6...15 кВт/м2.

По сравнению с воздушно-тепловой ПОС электротепловые ПОС имеют следующие достоинства:

- более высокий КПД ( = 0,88...0,95), так как электроэнергия распределяется в соответствии с потребной мощностью;

- мощность, потребляемая системой, практически не зависит от режима работы двигателей;

- могут быть установлены на элементах, где устройство каналов затруднено из-за малых геометрических размеров;

- имеют меньшую массу в случаях защиты небольших поверхностей, удаленных от источника тепла.

Недостатки: конструктивно более сложные, более трудоемкие в обслуживании, имеют большую вероятность отказа, требуют больших мощностей.

Воздушно-тепловые ПОС благодаря большой надежности и эффективности работы, сравнительной простоте конструкции получили более широкое распространение. На рис. 1.31 дана компоновочная схема воздушно-тепловой ПОС крыла пассажирского самолета. Корневая секция ''О" обогревается (при включении ПОС) непрерывно.

Рис. 1.31. Схема рабочей части и компоновочная схема воздушно-тепловой ПОС крыла: 1 - программный коммутатор; 2 - программный коммутационный механизм ПОС крыла; 3 - обратный клапан; 4 заслонка; 5 - трубопроводы для подачи горячего воздуха в СКВ и ПОС крыла; 6 - трубопровод обогрева воздухозаборника радиатора; 7 эжектор для подачи тепловой смеси в секцию "О"; 8 - отверстие для выхода отработанного воздуха; 9 - температурный компенсатор; 10 эжектор подачи тепловой смеси в камеру теплового "ножа"; 11 - тепловой "нож"; 12 - заслонка с переключателем; 13 - эжектор для подачи тепловой смеси в секцию 2; 14 - циклически обогреваемая секция носка; 15 - продольный распределительный канал; 16 - поперечный рабочий канал; 17 - трубопровод горячего воздуха Три консольные секции работают в циклическом режиме. В линиях теплового "ножа" и секций установлено 22 эжектора.

Горячий воздух из трубопроводов 5 поступает в продольный трубопровод консоли крыла и через эжекторы 7 и 10 подается в непрерывно работающую секцию "О" и тепловой "нож" консоли крыла. Одновременно работает одна из циклических секций: воздух эжекторами подается в тепловую камеру, через носовую щель поступает в поперечные рабочие каналы переменного сечения и обогревает обшивку.

Отработанный воздух частично засасывается в эжекторы, отдав тепло, направляется в зону переднего лонжерона и через специальные жалюзи 8 выбрасывается наружу. Длительность цикла - 150 с: для секций нагр = 50 с, охл = 100 с. Работу ПОС контролируют по указателю температуры. Наряду с основным режимом в данной ПОС предусмотрен аварийный режим, при котором горячий воздух подается одновременно во все секции системы.

В тепловых ПОС циклического действия зависимость удельной тепловой мощности от скорости полета ЛА имеет параболический характер (рис. 1.32). При больших скоростях полета на работу тепловых ПОС сильно влияет аэродинамический нагрев.

1.3.6. Факторы, влияющие на выбор ПОС самолетов Основными факторами, влияющими на выбор той или иной ПОС, являются:

- наиболее экономичное использование располагаемой энергии;

- необходимая степень защиты от обледенения, диапазон температуры работы ПОС;

- возможность того или иного конструктивного выполнения противообледенителя на защищаемом элементе конструкции ЛА;

- получение минимальной взлетной массы ПОС;

- расположение источников энергии относительно защищаемых поверхностей;

- последствия отказа ПОС и т.п.

Все эти факторы тесно взаимосвязаны, поэтому, прежде чем окончательно выбрать тип и рабочие характеристики ПОС, требуется тщательная их комплексная оценка.

К ПОС воздухозаборников и двигателей предъявляют особо жесткие технические требования. В частности, защита от обледенения должна быть обеспечена в большем диапазоне температур окружающей среды (до - 40° С) и более высокой водности (в 1,7 раза выше, чем для несущих поверхностей). Для своевременного включения ПОС при обледенении на входе каждого воздухозаборника устанавливают автономные сигнализаторы обледенения, обеспечивающие автоматическое включение ПОС всех воздухозаборников и двигателей при срабатывании хотя бы одного из сигнализаторов. ПОС также может быть включена с пульта управления вручную заблаговременно, например, до входа в облачность.

ПОС силовых установок практически работают в каждом полете и по средней продолжительности работы в 3...5 раз превышают ПОС планера.

Для защиты от обледенения воздухозаборников и двигателей в основном применяют ПОС непрерывного действия.

Размеры защищаемой поверхности воздухозаборников в значительной степени зависят от конструкции входной части и конфигурации передней кромки, радиуса ее затупления, а также условий работы воздухозаборника (рис. 1.33).

Рис. 1.33. Траектории движения капель на входе воздухозаборника и зоны защиты обечайки: а - дозвукового воздухозаборника; б - сверхзвукового воздухозаборника Наряду с входной частью воздухозаборников на современных ЛА происходит защита обтекателей, лопаток входного направляющего аппарата (ВНА), рабочих лопаток первой ступени компрессора.

Для защиты ГТД от обледенения широко применяют воздушнотепловые и электротепловые ПОС.

На рис. 1.34 приведена типовая схема воздушно-тепловой ПОС воздухозаборника и ТРД. Горячий воздух отбирается от компрессора двигателя с t вх 170 o С и давлением около 0,3 МПа.

Рис. 1.34. Воздушно-тепловая ПОС ТРДД: 1 - рабочий канал обтекателя; 2 - трубопровод подачи горячего воздуха к лопаткам I каскада ВНА и обтекателю; 3 - то же к воздухозаборнику; 4 - заслонка с электроприводом дистанционного управления; 5 - рабочий канал ПОС в носовой часта лопатки I каскада ВНА; 6 - трубопровод отбора воздуха от V ступени компрессора; 7 - распределительная заслонка с электроприводом ; 8 - трубопровод отбора воздуха за XI ступенью компрессора; 9 - распределительный коллектор горячего воздуха В конусе воздухозаборника (рис. 1.35) горячий воздух, проходя вдоль распределительного канала 1, расположенного в верхней части конуса, распределяется по рабочим каналам 2 и выбрасывается Рис. 1.35. Воздушно-тепловой противообледенитель конуса воздухозаборника: 1 - распределительный канал; 2 - рабочий канал внутрь конуса. В воздухозаборнике с острой кромкой (рис. 1.36) горячий воздух из распределительного канала 5 через каналы подачи поступает в рабочие каналы 3 с перегородками, которые повышают эффективность теплоиспользования горячего воздуха, и выбрасывается через отверстия 1.

Рис. 1.36. Схема рабочей части воздушно-тепловой ПОС сверхзвукового воздухозаборника: 1 - отверстия для выброса воздуха; 2 - носок воздухозаборника; 3 - рабочий канал; - канал подачи горячего воздуха; 5 - распределительный канал Рис. 1.37. Комбинированная электро- и воздушно-тепловая ПОС воздухозаборника: 1 НЭ; 2 - рабочий канал; - кольцевой распределительный канал Представляет интерес комбинация в ПОС электротеплового и воздушно-теплового методов (рис. 1.37). В носовой части воздухозаборника у передней кромки в специальных канавках уложены электрические НЭ в виде лент из коррозионно-стойкой стали. За ними расположены каналы. Горячий воздух из кольцевого распределительного канала 3 поступает в нижний рабочий канал 2, обогревает внутреннюю обшивку воздухозаборника, затем в носовой части поворачивается на 180°С, проходит систему верхних рабочих каналов 2 и отводится во второй кольцевой канал.

Широкое применение воздушно-тепловых ПОС для защиты силовых установок от обледенения обусловлено близостью источника горячего воздуха, сравнительной простотой конструкции и надежностью систем.

Особенностью защиты воздушного винта (лопастей и обтекателя) является необходимость передачи больших мощностей с планера на вращающееся тело и с втулки винта на лопасть, угол которой в полете меняется в диапазоне 90°.

Конструктивно элементы воздушного винта имеют малые геометрические размеры, внутри лопасти отсутствуют свободные объемы.

Воздушные винты можно защищать либо предотвращением обледенения защищаемой поверхности, либо периодическим удалением образовавшегося льда. При работе циклических ПОС на лопастях воздушного винта допускается толщина льда не более 3 мм.

Для защиты воздушных винтов в подавляющем большинстве случаев применяют электротепловые ПОС, в основном циклического действия. Это объясняется сравнительной простотой передачи электрической энергии на вращающийся винт, компактностью НЭ, а также высоким КПД системы и эффективностью защиты. Циклический режим работы системы не только дает известную экономию энергии, но и повышает эффективность защиты: благодаря значительным центробежным силам лед сбрасывается с элементов винта, как только уменьшается сила сцепления с поверхностью.

На рис. 1.38 представлена принципиальная схема электротеплоРис. 1.38. Принципиальная схема электротепловой ПОС циклического действия: НЭЛ и НЭ0 - нагревательные элементы лопасти и обтекателя; К - контактор; РК - распределительная коробка; ПМК - программный механизм коммутационный вой ПОС циклического действия для самолета с четырьмя ТВД. Противообледенительная система имеет две поочередно включаемые секции, в каждую из которых входят по два симметрично расположенных винта диаметром 4,5 м.

Потребляемая мощность ПОС при двух секциях в расчетном режиме составляет 13...16 кВт. Управление ПОС осуществляется двумя автономными программными механизмами.

Нагревательные элементы укладывают в выфрезерованные углубления и крепят, выдерживая заданный профиль лопасти. Для защиты от механических повреждений и увеличения прочности НЭ закрывают внешней металлической оковкой (рис. 1.39). Толщина пакета НЭ не превышает 2...5 мм. Специфической особенностью НЭ ПОС воздушных винтов является отсутствие тепловых "ножей". Их функцию выполняют центробежные силы.

Рис. 1.39. Компоновка пакета НЭ на внешней поверхности лопасти:

1 - отфрезерованное углубление на защищаемой поверхности лопасти; 2 - оковка; 3 - тело лопасти; 4 - внутренняя электротеплоизоляция Коллекторный узел для передачи электрической энергии на винт выполнен в виде контактной пары - токоприемных вращающихся вместе с валом винта колец 2 (рис. 1.40) и скользящих по ним токоподводящих неподвижных контактных щеток 1.

Передача электроэнергии с корпуса винта на подвижную лопасть обеспечивается электропроводом, выполненным в виде петли, позволяющей изменять углы поворота лопасти.

Рис. 1.40. Схема и общий вид коллекторного узла электротепловой ПОС воздушного винта: 1 - контактные щетки; 2 - контактные кольца токоприемника; 3 - текстолитовые изоляционные шайбы; 4 электропровод НЭ лопасти и обтекателя винта; 5, 6 - узлы крепления заднего диска обтекателя винта; 7 - корпус токосъемника 1.3.9. ПОС несущих винтов вертолетов Определение размеров защищаемой поверхности на лопастях несущего винта вертолета сопряжено с большими трудностями, обусловленными сложностью аэродинамики несущих винтов, возможностью срывов потока на лопастях.

На рис. 1.41 приведена зависимость радиуса обледенения лопастей несущего винта от температуры окружающей среды. Учитывая то, что горизонтальная скорость полета вертолетов невелика, а сам несущий винт имеет небольшие окружные скорости, т.е. кинетический нагрев поверхности не происходит, лопасти несущего винта защищают или по всей длине, или начиная от 1/3R (рис. 1.42).

Рис. 1.42. Зоны защиты по длине лопасти несущего винта и хорде: а - лопасти несущего винта;

б - лопасти хвостового винта Носовые части лопастей защищают на верхней поверхности до 8...12% хорды, на нижней поверхности - 25...28% хорды. В случае применения несущих винтов с большими углами атаки или с управляемым пограничным слоем область защиты на нижней поверхности лопасти увеличивается до 30% хорды.

Хвостовые части лопастей у комля не защищаются из-за трудности установки рабочего элемента системы при малой строительной высоте задней кромки и влияния на центровку лопасти. Чтобы уменьшить обледенение задних кромок лопастей несущего винта, обычно в условиях обледенения ограничивают максимальную скорость горизонтального полета вертолетов.

Зона защиты на лопастях хвостового винта не превышает 15...17% хорды.

Для защиты несущих и хвостовых винтов вертолета наибольшее распространение получили электротепловые ПОС непрерывного и циклического действия. Воздушно-тепловые ПОС для защиты несущих винтов не применяют в основном из-за сложности распределения горячего воздуха вдоль лопастей.

Устройство противообледенителя и НЭ лопасти несущего винта представлено на рис. 1.43 и 1.44. НЭ укладывают в канавку, полученную методом химического фрезерования, приклеивают и покрывают слоем резины.

Для передачи электрической энергии от бортовых источников питания на НЭ лопастей несущего винта используют коллекторный токосъемник.

Питание электротепловой ПОС несущего винта осуществляют от сети трехфазного переменного тока напряжением 208 В и частотой 400 Гц.

Рис. 1.43. Устройство рабочей части электротепловой ПОС лопасти несущего винта: 1 - штепсельный разъем; 2 - стяжной хомут; 3 силовые электропровода; 4 - пакет НЭ; 5 - металлическая оковка; 6 слой резины Для экономии энергии при относительно большой защищаемой площади применяют электротепловые ПОС циклического действия.

При работе системы необходимо обеспечить полное и достаточно быстрое сбрасывание льда, чтобы предотвратить разбалансировку винта.

Для уменьшения асимметричного сбрасывания льда и предотвращения образования "барьерного" льда следует применять весьма большие удельные мощности (свыше 20 кВт/м2)и минимальное время нагревания.

В зависимости от условий полета вертолета и интенсивности обледенения автоматически изменяются время нагрева и время охлаждения секций.

Устройство рабочей части ПОС с двумя секциями на лопастях хвостового винта показано на рис. 1.45.

Рис. 1.44. НЭ лопасти несущего винта: 1 - поверхностный слой резины; 2 - внешний вид пакета; 3 - НЭ; 4 - силовой электропровод; 5 токораспределительные шины; 6, 7 - внешний слой электроизоляции;

8 - внутренний слой электротеплоизоляции Прозрачность смотровых стекол кабины экипажа может быть нарушена при полете в среде с переохлажденными каплями воды, в условиях дождя, снегопада, при запотевании и обледенении стекол с внутренней стороны вследствие высокой влажности воздуха в ГК.

Наряду с обычными требованиями к ПОС смотровых стекол предъявляют дополнительные требования: рабочие элементы ПОС не должны снижать прозрачность и уменьшать механическую прочность остекления.

Рис. 1.45. Устройство рабочей части электротепловой ПОС хвостового винта: 1 - металлическая оковка; 1 - слой резины; 3 - изолирующий пакет с НЭ; 4 - клеммная колодка; 5 - соединительные шины;

Лобовые стекла фонарей современных самолетов состоят из трех и более слоев: внешний слой из кварца (силикатного стекла) служит для защиты от воздействия высоких температур, промежуточный слой - прочный (несущий) из алюмосиликатного стекла - выдерживает температурные перепады от +200 до -80°С, внутренний изготовляют как из силикатного, так и органического стекла. Слои склеивают между собой эластичными прослойками (например, из поливинилбутирола), которые одновременно повышают ударную прочность стекла и служат тепловой изоляцией.

Наиболее эффективным способом защиты смотровых стекол от обледенения и запотевания является тепловой.

Применяют в основном электротепловые системы. Наряду с ними дополнительно используют воздушно-тепловые ПОС для борьбы с запотеванием и обледенением внутренних поверхностей стекол, а также жидкостно-химические в сочетании с механическими системами при посадке в условиях дождя или снегопада (рис. 1.46).

Рис. 1.46. Жидкостно-химическая и механическая ПОС лобового стекла: 1 - “дворник”; 2 - гидропривод “дворника”; 3 - распределительный коллектор жидкости В электротепловой ПОС в качестве токопроводящего элемента применяют пленки из окиси олова или металлические из сплава золота и висмута. Пленку наносят на внутреннюю поверхность внешнего стекла методом газопламенного напыления (рис. 1.47).

Рис. 1.47. Электротепловой противообледенитель лобового стекла и струйная защита стекол от обледенения и запотевания: 1 - штепсельный разъем; 2 - НЭ - токопроводящая пленка; 3 - термодатчик; 4 внутренняя панель стекла; 5 - внешняя панель; 6 - склеивающий слой;

7 - средняя панель стекла ; а - защита наружной поверхности стекла;

б - защита внутренней поверхности стекла Оксидные пленки обладают большим удельным сопротивлением и поэтому требуют питания повышенным напряжением 208 В и частотой 400 Гц, металлические пленки - обычным бортовым напряжением 27 В.

При струйной защите смотровых стекол (см. рис. 1.47) горячий воздух подается на наружную поверхность лобового стекла (вариант "а") из плоского сопла, расположенного перед передней кромкой стекла. При этом создается воздушный заслон набегающему потоку, оказывающий механическое и тепловое воздействие на капли воды. Система может быть использована как для защиты от обледенения, так и для улучшения видимости через остекление при полетах в дождь.

Основным недостатком, препятствующим широкому распространению струйной защиты смотровых стекол от обледенения внешней поверхности, является большой расход горячего воздуха.

Струйную защиту остекления с внутренней поверхности (вариант "б") широко применяют для защиты от запотевания, когда ПОС выключена. Горячий воздух в коллектор подается от СКВ и имеет сравнительно небольшую температуру.

Как уже отмечалось, для обеспечения видимости через остекление в условиях дождя и снегопада при посадке или взлете применяют комбинированную (жидкостно-химическую и механическую) систему (см. рис. 1.46). В качестве рабочей жидкости используют спирт, который подают под давлением 0,125...0,13 МПа в распределительный коллектор. Одновременно с подачей рабочей жидкости на защищаемой поверхности осуществляется равномерное движение специальных скребков "дворников", механически удаляющих избыток жидкости.

Принцип работы системы основан на понижении температуры замерзания смеси спирта и осаждающихся переохлажденных водяных капель и механическом удалении ее с защищаемой поверхности. Система в основном профилактическая, т.е. малоэффективная при обледенении. Ей свойственны недостатки: зависимость времени действия от запаса рабочей жидкости, некоторое ухудшение видимости через остекление при работе системы, пожарная опасность.

1.4. Элементы расчета противообледенительных систем 1.4.1. Эксплуатационные требования к противообледенительным Летные качества и конструкция самолета должны обеспечивать безопасность полетов в условиях обледенения на всех эксплуатационных высотах и скоростях. Самолет должен быть защищен от обледенения в диапазоне температур наружного воздуха от 0 до -30°С при водности от 0,8 до 0,2 г/м3 на высотах 5000 - 9500 м.

При работе ПОС нормы летной годности предусматривают возможность сохранения остаточных льдообразований на отдельных элементах планера, однако такие образования не должны оказывать неблаготворное влияние на летно-эксплуатационные характеристики самолета и двигателей. Агрегаты самолета, обледенение которых может привести к опасности ситуации, должны быть защищены от обледенения и в случае отказа силовой установки.

Для предупреждения экипажа об обледенении и для своевременного включения ПОС на самолете должны быть установлены сигнализатор обледенения двигателя и сигнализатор или сигнализаторинтенсиметр обледенения планера. Сигнализаторы или сигнализаторы-интенсиметры обледенения должны выдавать сигнал о наличии обледенения одновременно с визуальным обнаружением льда на поверхности самолета и обеспечивать сигнализацию об обледенении (или интенсивности) в течение всего времени полета в условиях обледенения. Автоматическое управление ПОС должно обеспечиваться по сигналу сигнализатора обледенения. При этом обязательно должна сохраняться возможность ручного включения ПОС в работу.

Конструкция ПОС должна позволять проверку ее исправности на земле, а также контроль за ее работой в полете. Для членов экипажа днем и ночью должна быть обеспечена возможность контроля наличия льда на наиболее ответственных частях самолета, определяемых требованиями к конкретному типу самолета.

Эксплуатация ПОС в условиях обледенения не должна вызывать изменения летных характеристик самолета, создавать помехи в работе навигационного и радиотехнического оборудования, превышающие допустимый уровень, а также вызывать отказ других систем самолета. Эксплуатация ПОС планера и двигателей должна обеспечиваться на всех эксплуатационных режимах работы двигателей.

Самолеты, имеющие не защищенные от обледенения отдельные участки несущих поверхностей и другие элементы конструкции, должны пройти летные испытания в условиях обледенения с целью обеспечения безопасности полетов.

Соответствие самолета требованиям ЕНЛГС к ПОС должно быть подтверждено расчетами, стендовыми и трубными испытаниями, а также летными испытаниями в «сухом» воздухе и в контролируемых условиях естественного и искусственного обледенения.

1.4.2. Расчет массы конденсирующейся воды Обледенение ЛА связано с наличием в атмосфере переохлажденной капельно-жидкой воды, когда развитие обледенения ЛА происходит в среде, содержащей переохлажденные капли воды, т. е. в условиях сильной облачности, дождя и мокрого снега.

Попадание переохлажденного ЛА в насыщенную парами воды атмосферу является кратковременным, а обледенение ЛА малоинтенсивно, поэтому менее опасно. Но такое обледенение может представлять опасность для двигателей. Процесс обледенения может развиваться на двигателях при положительных температурах воздуха, например, при 5 и даже 10°С. В этих условиях карбюраторы двигателей внутреннего сгорания обмерзают из-за охлаждающего эффекта при испарении топлива. В воздухозаборниках турбореактивных двигателей при адиабатическом расширении всасываемого воздуха происходят понижение температуры, конденсация капель влаги и замерзание ее.

Появление капельно-жидкой воды связано с охлаждением паров воды, насыщающих атмосферу.

Масса конденсирующейся воды зависит от влажности воздуха и перепада температур при охлаждении и может быть оценена по формуле где pв.п - исходное парциальное давление водяных паров при температуре до охлаждения t0 ; Tp - температура точки росы; pt - парциальное давление насыщающих паров воды при температуре до охлаждения.

Давление насыщающих паров надо льдом меньше, чем над водой, поэтому начавшееся обледенение происходит с возрастающим теплом. Значение pв.п вычисляют из соотношения где - относительная влажность воздуха.

Парциальное давление pt определяют по температуре паровоздушной смеси t (рис. 1.48).

Даже при сравнительно умеренной влажности воздуха при его охлаждении может выделиться существенное количество влаги. Например, масса воды, выделившаяся из 1 м3, при влажности воздуха = 60% и охлаждении его от 15 до 0°С будет такой:

Исходное давление насыщенных паров рассчитывают следующим образом:

Температуру точки росы Tp определяют по рис. 1.49. Переход к градусам Кельвина выполняют по формуле Риc. 1.49. Зависимость температуры точки росы от влажности воздуха Тогда масса конденсирующейся воды Абсолютная влажность среды оценивается массой водяного пара Мв.п, содержащейся в единице объема, согласно выражению где V - объем пара.

Относительную влажность определяют как отношение где M l - масса насыщенного водяного пара при заданной температуре.

Масса воды, конденсирующейся при охлаждении пара до точки росы, Выделившаяся вода в капельно-жидком состоянии может сохраняться в переохлажденном состоянии до значительных отрицательных температур.

Такое состояние капель особенно характерно для аэрозолей высокой дисперсности. Например, капли размером от 15 до 20 мкм сохраняются в жидком состоянии до температур порядка - 20°С. Более крупные капли уже при такой температуре начинают замерзать, при дальнейшем охлаждении процесс кристаллизации ускоряется, и практически уже при t = - 40°С заканчивается вымораживание воды в аэрозолях. Поэтому при температурах ниже - 40°С процесс обледенения невозможен, хотя в экстремальных условиях иногда удается сохранить в переохлажденном состоянии одиночные капли воды до t = - 72°С. Чаще всего процесс развития обледенения наблюдается в диапазоне температур от 0 до - 15°С. На температурный диапазон начала развития обледенения влияет скорость полета ЛА, причем с ростом скорости процесс обледенения происходит при более низких температурах наружного воздуха.

На развитие обледенения ЛА оказывает влияние насыщенность воздуха капельной жидкой фазой, называемой водностью.

Вероятность появления условий для существования аэрозоли с водностью зависит от температур наружного воздуха (рис. 1.50). С понижением температуры при заданном уровне вероятности существование условий водности снижается. Расчетные условия водности для ЛА в пределах СССР задаются с вероятностью p0 появления этих условий, равной 0,5%.

Расчет ПОС выполняют в зависимости от температуры наружного воздуха, нормируемой водности, высоты полета H, протяженности зон обледенения L, диаметра капель d к жидкой водной фазы.

Размер капель водной фазы предопределяет размер зоны обледенения составных частей ВС, характер и структуру льда. Например, капли воды крупных размеров порядка 1000 мкм плохо обтекают профили крыла, оперения и образуют наросты льда вблизи ребер атаки.

Мелкие капли заносятся воздушным потоком дальше по хорде, расширяя зону обледенения.

1.4.3. Расчетные условия для проектирования Для ПОС ЛА задают параметры, которые являются критериями при выполнении расчетов при проектировании ПОС (табл. 1.1).

Для ПОС силовых установок значения расчетных условий приведены в табл. 1.2.

При проведении расчета ПОС значения, приведенные в табл. 1.1 и 1.2, увеличивают для повышения безопасности полетов в 1,7 раза. В зависимости от вида облачности размер капель жидкой фазы для слоистых облаков выбирают равным 14 мкм, для кучевых облаков - 22 мкм. Размер жидкой фазы воды зависит также от состояния атмосферы. Капли дождя равны 1000 мкм, облака обледенения - 30 мкм, изморози - 200 мкм, мокрого тумана - 100 мкм, мелкого тумана - 10 мкм.

Наибольшее число зафиксированных случаев обледенения ЛА находится в диапазоне температур от 0 до - 16°С. Влияние высоты полета на развитие зоны возможного обледенения показано на рис.

1.51.

Наиболее опасной зоной высот является диапазон от 2 до 6 км, где температура наружного воздуха в зависимости от времени года может снижаться до - 30°С. Процесс развития обледенения может носить длительный характер по времени, особенно если полет ЛА происходит в условиях кучевых или слоистых облаков, когда размер капель жидкой водной фазы соответственно равен 22 и 14 мкм. Возможность нахождения такого размера капель в переохлажденном состоянии можно оценить по рис. 1.52.

С уменьшением диаметра капель d к температура кристаллизации капель снижается, а значит, опасность развития процесса обледенения ЛА на высотах менее 6 км увеличивается.

Протяженность зоны обледенения L зависит от значения водности (рис. 1.53).

С уменьшением водности процесс обледенения охватит большие участки полета, если заблаговременно не покинуть эту зону.

1.4.4. Тепловой расчет тепловой противообледенительной Тепловой расчет систем защиты ЛА от обледенения выполняют на основе анализа теплообмена поверхностей, подвергающихся обледенению или смачиванию за счет улавливаемых капель влаги.

Применительно к несущим поверхностям ЛА согласно рис. 1. уравнение теплового баланса можно записать как где q - удельный тепловой поток, уносимый с несущей поверхности при работе ПОС; q - тепловой поток, характеризующий конвективный унос тепла; q - удельный тепловой поток, уносимый при испарении воды или льда; q1 - подвод тепла за счет нагрева от трения набегающего воздушного потока, qкин - тепловой поток, происходящий за счет кинетической энергии капель воды при ударе о несущую поверхность.

Рис. 1.54. Тепловые потоки на несущих поверхностях ЛА При выполнении оценочных расчетов значениями q1 и qкин можно пренебречь, так как их влияние на расчеты незначительно в сравнении с остальными слагаемыми приведенной формулы, которую можно записать следующим образом:

Численное значение теплового потока за счет конвективной теплоотдачи определяют из выражения где - коэффициент теплоотдачи; t п и t1 - соответственно температура на несущей поверхности (обшивке) и температура на внешней поверхности пограничного слоя (ПС).

Для предотвращения образования барьерного льда значение t п принимают равным нулю. Значение температуры на внешней поверхности ПС вычисляют по формуле где V0 - скорость полета; C - теплоемкость воздуха при постоянном давлении p; Vм = V0 1 р - местная скорость воздуха в ПС; p - коэффициент давления на аэродинамическом профиле (распределение p в функции от координаты x показано на рис. 1.55); r - коэффициент восстановления давления.

В зависимости от характера обтекания воздушного потока r меняется от 0,85 до 0,88. Меньшие значения r соответствуют ламинарному, а большие - турбулентному течениям.

Коэффициент теплоотдачи зависит от характера течения и параметра потока (рис. 1.56).

При ламинарном течении коэффициент теплоотдачи вычисляют по формуле а при турбулентном - из выражения Pr - критерий Прандтля, равный 0,72 для воздуха;

где Re = d кV0 / ; d к - диаметр капель воды.

В первом приближении значение при выполнении оценочных расчетов можно определять графически (рис. 1.57) в зависимости от высоты H и скорости V0.

Рис.1.57. Зависимость от высоты H и скорости V Численное значение уносимого тепла q при испарении воды или льда оценивают по формуле где q1 = Gв Lп - теплота испарения; Gв - весовой расход воздуха на один метр площади защищаемой поверхности; Lп - теплота парообразования; q - тепло, возмещаемое за счет аэродинамического нагрева.

Тепловой поток за счет испарения находят из выражения где l п - упругость водяного пара при температуре поверхности профиля.

Тепло, возмещаемое за счет аэродинамического нагрева (энергии скоростного напора), вычисляют по формуле где l 1, l 1 - упругость водяного пара при температуре пограничного слоя t1 и температуре поверхности профиля t п.

Подставив в формулу для определения q представленные выше выражения и выполнив преобразования, можно записать После подстановки q и q в формулу для определения q получают выражение для оценки интенсивности теплового потока, который необходимо подвести в зону, защищаемую ПОС для предотвращения образования льда:

Последняя формула показывает, что q зависит от скорости полета, причем с ростом V0 повышается и температура t1 из-за кинетического нагрева, что приводит к уменьшению слагаемого (t п t1 ) ;

параметр q (t п t1 ) имеет максимум по скорости, как это следует из рис. 1.58.

Из графика q (V0 ) при t 0 = 35 C видно, что расчетной скороo стью для ПОС будет V0 = 600 км / ч. С увеличением высоты полета максимум по скорости смещается влево, что объясняется уменьшением. Поэтому при выборе скорости при расчете ПОС расчетным случаем может оказаться переходный режим полета, например, заход ЛА на посадку (V0 = 300 500 км / ч, высота полета H = 2 3 км и ниже).

Тепловой поток, который необходимо подвести к ПОС, изнутри всегда будет больше, чем поток, вычисленный по формуле для определения q, из-за неизбежных потерь при теплопередаче. Поэтому q принято называть внешним тепловым потоком, который обусловлен внешними параметрами обтекания.

При определении потребного расхода горячего воздуха принимают ряд допущений, позволяющих существенно упростить расчет, сохранив уровень точности, достаточный для практических приложений.

Оценочный расчет выполняют на основе следующих допущений:

- режим течения воздушного потока в ПС принимается турбулентным;

- температура защищаемой поверхности постоянна по всей площади ПОС;

- температуру защищаемой поверхности принимают t п 0 C, что позволит исключить образование барьерного льда;

- аэродинамический нагрев защищаемой поверхности не учитывают;

- поверхность, защищаемую от обледенения, принимают в виде плоской пластины общей площадью F, т. е. считают, что V1 = V0 ;

- защищаемая поверхность смочена водой.

С учетом сделанных допущений формулу для внешнего теплового потока записывают в следующем виде:

= 5,5 10 4 p0V0,8 / (0,5F - коэффициент теплоотдачи;

где t п = 0 ; t0, p0, l 0 - параметры набегающего потока на данной высоте.

После определения q вычисляют потребный расход горячего воздуха:

где tвх - температура горячего воздуха на входе в ПОС, равная половине значения температуры воздуха, отбираемого от компрессора двигателя; tвых - температура воздуха на выходе из магистрали ПОС в атмосферу; - коэффициент теплоиспользования, Значения лежат в диапазоне от 0,5 до 0,75, нижнее значение соответствует случаю, когда воздушный поток в магистралях не упорядочен (рис. 1.59, а). В случае применения эжекторов и других конструктивных мероприятий (рис. 1.59, б) соответствует верхнему значению.

Рис. 1.59. Схемы движения воздушного потока в магистралях Для уменьшения тепловых потерь коммуникации воздухопроводов теплоизолируют, а для исключения термонапряжений в трубопроводах производят установку термокомпенсаторов с шагом, равным 3 м (рис. 1.60).

Для поддержания температуры, равномерной по длине крыла (оперения), защищаемого ПОС, подвод горячего воздуха делают в нескольких местах с использованием трубок «пиколло» со сверхкритическим перепадом, что и обеспечивает высокую равномерность нагрева защищаемой поверхности.

1.4.5. Гидравлический расчет противообледенительной системы Гидравлический расчет ПОС сводится к определению потерь давления pк в магистралях по длине трубопроводов:

где вх - коэффициент потерь на входе (по экспериментальным данным вх = 0,5 1); Cf - коэффициент трения, d гид - внутренний диаметр канала; Vк - скорость движения воздуха в канале.

Падение давления в продольном воздушном канале вдоль передней кромки несущей поверхности можно вычислить согласно выражению где l - длина продольного канала.

Значение коэффициента трения для внутренней обшивки, выполненной гофрированной в первом приближении, определяют, используя формулу для сильно шероховатых труб:

где Reк = к гид.

В конструкциях, где поперечные каналы выполнены в виде гладкой двойной обшивки, значение Cf вычисляют, как для обычных технических труб, по формуле При определении потери давления на прямых участках трубопроводов p, подводящих горячий воздух от двигателя к защищаемой поверхности, используют выражение где n - число прямолинейных участков трубопроводов в распределительной сети; - коэффициент местных потерь.

Значения и Cf на i -м участке распределительной сети принимают на основании экспериментальных данных, которые приводятся в справочной литературе.

При гидравлическом расчете воздушно-тепловых ПОС, в противообледенителях которых используют эффект трубки «пиколло», нужно, чтобы перепад давления вытекающего воздуха по длине трубопровода был выше критического, для чего статическое давление в трубопроводе должно сохраняться постоянным. Поэтому необходимо, чтобы скорость потока в канале трубопровода была больше, чем в конце, и плавно изменялась по его длине, т.е. трубопровод рассматривают как камеру постоянного статического давления, равного критическому. При этом считают, что при истечении воздуха из отверстий в трубе теряется лишь одно динамическое давление, соответствующее скорости истечения воздуха через отверстие Vотв. Кроме этого, из-за поджатия струи воздуха на входе в отверстие коэффициент потерь на входе вх = 0,5, а на выходе - вых = 1. Суммарные потери давления должны быть равны статическому давлению воздуха в трубопроводе:

Поскольку считается, что в начале трубопровода скорость истечения больше, чем в конце перед последним отверстием, то для постоянства статического давления по всей длине трубопровода необходимо выполнить условие где pтр - общая потеря давления на трение по длине распределительного трубопровода; pотв - потеря давления за счет местных сопротивлений всех отверстий.

Для простоты расчета значения диаметров трубопровода принимают такими, чтобы скорость истечения воздуха после каждого отверстия в стенке трубы уменьшалась на одно и то же значение:

где nотв - число отверстий в трубопроводе.

Учет потери давления между соседними отверстиями за счет изменения скорости истечения при делении потока вычисляют по формуле Поскольку по длине трубопровода имеется число nотв, то общая потеря давления на местные сопротивления составляет Если при выполнении расчетов по представленным формулам равенства потери давления и статического давления воздуха в трубопроводе достичь не удается, то необходимо задать другие значения Vкон, Vнач и повторить расчет потерь.

После полного гидравлического расчета воздушно-тепловой ПОС сравнивают суммарные потери с располагаемым давлением источника горячего воздуха на данном режиме полета. При этом располагаемое давление и расход воздуха должны быть больше расчетных значений.

1.4.6. Расчет прочности отдельных конструктивных элементов Расчету на прочность прежде всего подлежат агрегаты, образующие систему, трубопроводы и элементы крепления агрегатов и трубопроводов к конструкции планера ЛА. В распределительных устройствах и агрегатах обязательно рассчитывают прочность оси заслонок, которую рассматривают как двухопорную нагруженную расчетной сор средоточенной нагрузкой Pз балку, опорами которой являются подшипники навески оси. Значение сосредоточенной нагрузки, действующей на ось заслонки, определяют по формуле где f - коэффициент безопасности для расчета заслонки, pз - перепад давления при закрытой заслонке на взлетном режиме работы двигателя; Fз - площадь заслонки.

Трубопроводы распределительных магистралей воздушно-тепловых ПОС рассчитывают на прочность из условия разрыва по образующей от действия внутреннего избыточного давления:

где p - нормальные напряжения; d - внутренний диаметр трубопровода; - толщина стенки трубопровода.

Учитывая высокие температуры отбираемого воздуха (до 600°С), а также периодичность включения ПОС для стальных трубопроводов, давление ограничивают до 500 МПа, а для трубопроводов из титановых сплавов p 250 МПа. Трубопроводы с толщиной стенки < 0,2 мм сложно изготовить технологически, поэтому их редко применяют на практике.

При расчете p перепад давления pз необходимо принимать равным давлению отбираемого от двигателя воздуха на взлетном режиме, что объясняется возможностью отказа ограничителя (регулятора) давления.

Элементы крепления трубопроводов к конструкции планера располагают с шагом 800 - 500 мм в местах установки нервюр или шпангоутов. Элементы крепления нагружаются погонной инерционной нагрузкой от массы трубопроводов и теплоизоляции. Значение погонной инерционной нагрузки qп определяют по формуле где q и qиз - соответственно погонные расчетные инерционные наp грузки трубы и теплоизоляции; n - коэффициент расчетной перегрузки для воздушной системы; mп - погонная масса трубы; mиз погонная масса теплоизоляции.

Значение сосредоточенной нагрузки, действующей на кронштейн крепления трубопровода, где t эл - шаг размещения кронштейнов на конструкции планера ЛА.

По расчетной сосредоточенной нагрузке P определяют потребные площади поперечных сечений деталей, образующих узел крепления трубопровода.

2. ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ. СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ

САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ ОТ ВЗРЫВА

2.1. Источники и специфика пожаров и взрывов Анализ статистики аварий и катастроф пассажирских самолетов и вертолетов показывает, что значительная часть их приходится на пожары и взрывы.

Пожары и взрывы являются подавляющей причиной гибели военных самолетов и вертолетов при боевом поражении, при котором наиболее уязвимы топливные баки и топливные системы, силовые установки и системы управления (СУ), от защищенности которых зависит боевая живучесть ЛА.

Безопасность полетов пассажирских самолетов и вертолетов также в значительной степени зависит от эффективности методов и надежности систем, применяемых для их защиты от пожаров и взрывов.

Как известно, для возникновения пожара или взрыва необходимы горючее, окислитель и источник инициирования пожара или взрыва.

На современных самолетах и вертолетах имеются десятки и сотни тонн топлива, в каждом кубометре которого при нормальных условиях растворено около 150 л воздуха. Учитывая различные режимы полета ЛА, при которых в баки подается воздух, в надтопливном пространстве баков почти всегда существует взрывоопасная концентрация смеси паров топлива и воздуха. Для инициирования взрыва такой смеси необходим только источник воспламенения, причем весьма малой мощности.

Наряду с этим на ЛА находятся топливные, гидравлические и масляные системы, имеющие большую протяженность и многочисленные механические соединения. При разрушении трубопроводов или нарушении герметичности соединений этих систем возможно появление течи топлива, гидросмеси, масла.

Топлива, масла и специальные жидкости являются огнеопасными жидкостями. Степень их огнеопасности характеризуется температурой вспышки и самовоспламенения паров, концентрационными и температурными пределами взрываемости (воспламенения), а также склонностью к самовозгоранию.

Жидкости, которые способны окисляться и самовоспламеняться на воздухе при обычных температурах, называются самовозгорающимися.

По степени пожаро- и взрывобезопасности все нефтепродукты делятся на четыре класса:

I - бензин, сернистый керосин и другие продукты, температура вспышки которых составляет не более 28°С;

II - бензин-растворитель (уайт-спирит), дизельное топливо ДА, керосин и другие жидкости, температура вспышки которых равна 28 - 45°С;

III - дизельные топлива ДЛ и ДЗ, мазут и другие нефтепродукты, температура вспышки которых равна 45 - 120°С;

IV - масла, смазки и другие нефтепродукты, температура вспышки которых составляет свыше 120°С.

На пожаро- и взрывобезопасность большое влияние оказывает способность нефтепродукта к накоплению статического электричества, т.е. способность приобретать электрический заряд при трении, распылении и ударе о твердую поверхность. Это свойство нефтепродукта определяется его диэлектрической проницаемостью.

При прохождении по трубопроводам систем топлива рабочие жидкости заряжаются отрицательно, а металлические трубопроводы, сетки и другие устройства - положительно. Возникающая разность потенциалов может быть источником возникновения искры и воспламенения или взрыва паров нефтепродукта.

Окислитель в полете также имеется в избытке за счет набегающего потока воздуха, поставляющего кислород к месту возникновения пожара, и наличия на борту специальных кислородных систем.

Источниками инициирования пожара и взрыва в полете могут быть:

а) контакты легковоспламеняющихся жидкостей с поверхностями, имеющими высокие рабочие температуры;

б) различные механические воздействия - аварийные ситуации при посадке, боевое поражение снарядами, столкновение самолетов и вертолетов в воздухе;

в) искрение и возникновение разрядов статического электричества;

г) аварии силовых установок, вызывающие пожар в двигательном отсеке;

д) контакты топливных баков с открытым пламенем при пожарах в смежных отсеках и др.

Процесс развития пожара, его интенсивность и масштаб вызванных им разрушений, а также эффективность мер по его ликвидации зависят от причин, вызвавших пожар, особенностей конструкции ЛА, режима полета, аэродинамики, концентрации горючего в очаге пожара.

Пожары на ЛА характеризуются: кратковременностью; невозможностью прямого вмешательства, если пожар возник в СУ или другом недоступном месте; необходимостью принятия экстренных мер, так как продолжительность пожара до разрушения конструкции составляет обычно не более 1...5 мин.

Для повышения пожарной и взрывной безопасности полетов самолетов и вертолетов используют комплекс конструктивных и профилактических мероприятий, направленных на предотвращение условий, при которых может возникнуть пожар либо взрыв в полете, или обеспечивающих локализацию пожара и тем самым облегчающих борьбу с ним.

К конструктивным мероприятиям прежде всего относят создание автономных отсеков для наиболее опасных в пожарном и взрывном отношении агрегатов и систем ЛА, применение противопожарных перегородок и тепловых экранов, раздельную автономную компоновку топливных, гидравлических, масляных систем, электросистем, а также кислородных систем, расположение основной массы топливопроводов и агрегатов топливной системы внутри топливных баков, исключающее утечки топлива в другие отсеки, и др.

Для защиты от молний топливные баки размещают в крыле на расстояниях больше 500 мм от его законцовок. Все основные агрегаты ЛА соединяют в общую массу и на законцовках крыла и хвостового оперения устанавливают внешние разрядники статического электричества.

Для предотвращения течи из топливного бака при боевом поражении применяют протектирование. Протектор состоит из слоев натурального каучука и сырой резины толщиной 5...15 мм, не дает рваных краев при поражении бака, под действием топлива набухает и затягивает пробоину. Для уменьшения массы баков протектируют не весь бак, а только те участки, боевое поражение которых наиболее вероятно. Представляют интерес баки из материала типа "нейлон" из трех слоев, пропитанных полиуретановой смолой с общей толщиной около 2 мм, не разрушающихся при авариях самолетов на посадке.

Переход к электрогидравлическим СУ с использованием автономных следящих приводов позволяет повысить боевую живучесть СУ путем многократного дублирования и уменьшения их уязвимой площади.

К профилактическим мероприятиям следует отнести отсекание подачи топлива в аварийный двигатель, отсасывание взрывоопасных паров из топливных баков, применение огнеупорных или трудносгораемых материалов, негорючих жидкостей в гидросистемах.

При эксплуатации самолетов и вертолетов необходимо соблюдать правила техники заправки баков топливом, систематическую проверку систем на герметичность, контроль состояния электрооборудования и т.п.

Все это вместе взятое - пассивные методы защиты ЛА. На современных самолетах и вертолетах пожарную и взрывную безопасность полетов дополнительно обеспечивают широким применением активных методов защиты. Системы активной защиты состоят из систем сигнализации появления дыма, начала пожара или взрыва, систем подавления пожара и систем защиты от взрыва или автоматического подавления взрыва.