СПОСОБ ИССЛЕДОВАНИЯ ПОПАДАНИЯ ФРАГМЕНТОВ ЛЬДА В ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ ДВИГАТЕЛЕЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF INVESTIGATING INGRESS OF ICE FRAGMENTS INTO ENGINE AIR INTAKES AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

Предлагаемое изобретение относится к области авиации, а именно, к исследованию моделей самолетов в аэродинамической трубе с целью определения возможности попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей летательных аппаратов, например, при отказе противообледенительной системы крыла, расположенной непосредственно перед двигателями. Данная ситуация может касаться компоновок самолетов, у которых воздухозаборники двигателей расположены за передней кромкой крыла или за крылом (например, Ту-134, Як-40, Як-42, Phenon 100 и др.).
Для сохранения безопасности работоспособности двигателей самолета в полете в условиях обледенения необходимо обогревать передние кромки крыла, расположенные непосредственно перед воздухозаборниками, а также передние кромки воздухозаборников при наличии условий обледенения. Следует отметить, что противообледенительные системы воздухозаборников и передних кромок крыла перед ними являются полностью автономными и не зависят от работы противообледенительных систем основной части крыла, стабилизатора, киля или остекления фонаря кабины.
Отказ противообледенительной системы на участке крыла перед воздухозаборником работающего двигателя и продолжение полета в условиях обледенения приведет к нарастанию льда, который может быть непроизвольно сброшен с передней кромки крыла во время полета после выхода из зоны обледенения (при входе в теплый атмосферный фронт, болтанку, при полете в зоне ожидания, при выпуске механизации и др.). В этом случае экипажу самолета необходимо принимать решение: выключать двигатель, перед которым на передней кромке крыла отказала система обогрева и продолжить полет на втором работающем, или срочно выходить из зоны обледенения, препятствуя таким образом дальнейшему образованию льда и лететь в обход зоны, или уходить на запасной аэродром.
Летные исследования рассматриваемой проблемы в условиях естественного обледенения требуют значительных финансовых и временных затрат, особенно если предельные условия естественного обледенения не всегда можно найти. Сама процедура выполнения испытательного полета является небезопасной, так как необходимо выключить противообледенительную систему участка крыла перед воздухозаборником, нарастить лед, а затем включить обогрев носка крыла, сбрасывая лед, и зафиксировать факт попадания фрагментов льда в воздухозаборник двигателя. Поэтому, руководствуясь соображениями безопасности выполнения испытательных полетов, целесообразно проводить исследования по определению попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателя в аэродинамических трубах.
Известны исследования по образованию льда на агрегатах самолета при продувках аэродинамических моделей в специализированных трубах, в которых рабочим телом является охлажденный до отрицательных температур воздух с распыленной в нем водой до фракций 20 мкм и менее, соответствующих составу натурного облака в условиях обледенения (www.tsagi.ru/pressroom/expert/3180). Недостатками данного способа являются высокая трудоемкость и трудозатраты воссоздания погодных условий, способствующих образованию льда, необходимость разработки таких агрегатов, как распылители воды для воссоздания атмосферы заданной водности, холодильные установки, обеспечивающие минусовую температуру, или обеспечение забора воздуха минусовой температуры снаружи в зимних условиях. В такой аэродинамической трубе возможно определить форму и зону обледенения на передней кромке крыла, хвостового оперения, носовой части фюзеляжа и др.
В последнее время все большее распространение получают методы исследований аэродинамики самолетов с помощью использования имитаторов льда как в летных испытаниях самолета, так и при испытаниях аэродинамических моделей самолетов в аэродинамических трубах (Микеладзе В.Г., Андреев Г.Т., Мельничук Ю.П. Исследования влияния имитаторов наземного обледенения на аэродинамические характеристики натурного полукрыла самолета Як-40 в АДТ Т-101 ЦАГИУУМоск. обл., пос.Володарского.: XII школа - семинар «Аэродинамика летательных аппаратов» НИО-2 ЦАГИ. - М., 2001).
Определение формы имитаторов льда может производиться расчетами или на аэродинамических моделях, размещенных в специальных аэрохолодильных трубах. По полученным ледяным наростам изготавливают искусственные масштабные копии из различных материалов. В настоящий момент для создания имитаторов льда используются 3D технологии.
Изготовленные имитаторы закрепляются любым известным способом на исследуемых поверхностях модели самолета, и производятся исследования аэродинамических характеристик модели с имитаторами льда или иные исследования, например, определение влияния льда на шарнирные моменты рулевых поверхностей самолета, определение величины потерь скоростного напора на входе в воздухозаборники двигателей и др. («Исследования влияния обледенения на аэродинамические характеристики гражданских самолетов в обеспечении безопасности летной эксплуатации» Г.Т. Андреев, И.С. Васин. Научный Вестник МГТУ ГА. Серия «Аэродинамика и прочность» 2006 г.). Данный способ исследования выбран в качестве наиболее близкого технического решения - прототипа.
Влияние обледенения на аэродинамические характеристики несущих поверхностей самолета является не единственной угрозой безопасности летной эксплуатации. Кроме этого большую опасность представляют фрагменты льда, оторвавшиеся от передних кромок крыла, носовой части фюзеляжа, расположенные перед воздухозаборником двигателя. Следовательно, исследование попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей при отказе противообледенительной системы, поможет представить масштаб повреждений, которые могут быть нанесены двигателю.
Технический результат предполагаемого изобретения заключается в оценке безопасности эксплуатации двигателя в рассматриваемых условиях, путем исследования попадания фрагментов льда в воздухозаборник двигателя.
Технический результат достигается тем, что имитаторы льда прикрепляют к передней кромке крыла модели самолета, установленной в аэродинамической трубе, модель самолета снабжают мотогондолами с воздухозаборниками, с размещенными внутри элементами, имитирующими работу силовой установки, при чем имитатор льда делят на фрагменты равной длины, которые удерживают на передней кромке крыла модели самолета с помощью механизма сброса, а при достижении заданных исследованием параметров, освобождают их механизмом сброса, одновременно фиксируя видеосъемкой траектории движения в направлении воздухозаборника и ведут подсчет количества попавших в быстросъемную сетчатую ловушку.
Таким образом, заявляемое изобретение соответствует критерию "новизна". Сравнение заявляемого решения с прототипом и другими защищенными патентами техническими решениями в данной области техники позволяет сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень". Заявляемое решение пригодно к осуществлению промышленным путем.
Сущность изобретения поясняется нижеследующим описанием и схемами:
- фиг. 1 - схема установки модели самолета в аэродинамической трубе;
- фиг. 2 - различные варианты фрагментов имитатора льда;
- фиг. 3 - схема установки сетчатой ловушки на мотогондоле модели самолета;
- фиг. 4, 5, 6, 7 - видеограмма движения фрагментов имитатора льда, сносимых по потоку, после срабатывания механизма сброса (вид сверху);
- фиг 8, 9, 10, 11 - видеограмма движения фрагментов имитатора льда, сносимых по потоку, после срабатывания механизма сброса (вид сбоку);
- фиг. 12 - схема установки механизма сброса с установленными фрагментами имитатора льда;
- фиг. 13 - конструктивная схема механизма сброса.
Решение поставленной проблемы предлагается осуществлять способом исследования попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей, заключающимся в следующем: в рабочую часть аэродинамической трубы 1 устанавливают на стойках 2 модель самолета 3 (фиг. 1). Разделенный на фрагменты имитатор льда 4 (фиг. 2) крепят по передней кромке крыла 5 с помощью механизма сброса 6 и после запуска аэродинамической трубы 1 и выхода ее на требуемый режим, производят сброс действием оператора Освобожденные и сносимые по потоку фрагменты имитатора льда 4 частично попадают через воздухозаборник 7 к протоку мотогондолы 8, а затем в сетчатую ловушку 9 (фиг. 1, 3). Одновременно с этим процессом производят видеосъемку траекторий движения фрагментов имитатора льда 4 с различных ракурсов (фиг. 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11).
На фиг. 4 видно начало движения освобожденных устройством сброса фрагментов имитатора льда 4. На фиг.5 видно, фрагменты имитатора льда 4 подходят к воздухозаборнику 7 мотогондолы 8. На фиг. 6, 7 часть фрагментов имитаторов льда 4 проходит через воздухозаборник 7, затем через проток в мотогондоле 8 и фиксируется в быстросъемной сетчатой ловушке 9, а другая часть фрагментов имитатора льда 4 пролетает с внешней стороны мотогондолы 8, минуя воздухозаборник 7. На фиг. 8, 9, 10, 11 показан процесс прохождения фрагментов имитаторов льда 4 при виде сбоку.
После остановки аэродинамической трубы 1 в протокол исследования заносят суммарное количество запущенных в поток фрагментов имитатора льда 4, а также их количество, оказавшихся в быстросъемной сетчатой ловушке 9. Полученные данные являются базой для анализа и выводов.
Фрагменты имитаторов льда 4, используемые в исследованиях, изготавливают многовариантными, отличающимися друг от друга длиной (фиг. 2). При этом суммарная длина фрагментов в каждом варианте равна длине участка крыла 5 перед воздухозаборником 7 двигателя, защищаемого противообледенительной системой (фиг. 1, 2, 13).
Несмотря на то, что характер движения фрагментов имитаторов льда 4 воспроизводится при соблюдении условий подобия, определенных в книге Л.И. Седова «Методы подобия и размерности в механике», Москва, 1951 г., рассмотрение различных аспектов движения фрагментов имитатора льда 4 показывает, что ряд условий, определяющих исследуемое событие, являются приближенными и непостоянными. К их числу относятся отклонения в начальных условиях, определяющих положение фрагментов имитатора льда 4 на передней кромке крыла 5 и в стабильности скорости потока в аэродинамической трубе 1, а также в колебании давления в тракте сжатого воздуха имитатора силовой установки. Кроме того, движение каждого из фрагментов имитатора льда 4 после сброса с передней кромки крыла 5 является неустановившимся с одновременным изменением во время полета его ориентации относительно вектора скорости. Совокупность подобных факторов вносит элементы случайности в характер траектории фрагментов имитатора льда 4. С целью повышения точности и достоверности реализацию данного способа проводят на основе статистических данных, полученных при многократном повторении каждого из вариантов сброса.
Заявленный способ реализуется предлагаемым устройством (фиг. 1).
Устройство состоит из модели самолета 3, размещенной в аэродинамической трубе 1 и снабженной мотогондолами 8 с воздухозаборниками 7 и протоками, внутри которых размещают любой известный имитатор работающей силовой установки, например, воздушный эжектор 10, запитываемый сжатым воздухом, поступающим извне. В хвостовой части мотогондолы 8 установлена быстросъемная сетчатая ловушка 9. На кронштейнах 11 к нижней поверхности передней кромки крыла 5 прикреплен механизм сброса 6 с фрагментами имитатора льда 4. Механизм сброса 6 может работать в режиме прижима или сброса. Механизм сброса 6 состоит из вала 12, приводящего в рабочее положение с помощью рычага поворота 13 прижимные элементы 14, удерживающие фрагменты имитатора льда 4, рычаг поворота 13 шарнирно соединен с тягой 15, воздействующей на пружину 16. Стопорный рычаг 17, вращающийся вокруг оси 18, взаимодействует с затворным штоком 19, с подсоединенным кольцом 20, благодаря которому осуществляется режим прижима, а к концу стопорного рычага 17 прикреплена пусковая нить 21, участвующая в режиме сброса. Вал 12 механизма сброса 6 может быть установлен параллельно или непараллельно передней кромке крыла 5, в зависимости от ее конфигурации. В случае непараллельной установки необходима корректировка места размещения прижимных элементов 14 на валу 12.
На подготовительном этапе (режим прижима) при неработающей аэродинамической трубе 1 оператор воздействует на кольцо 20, связанное с затворным штоком 19, который перемещает тягу 15, соединенную с рычагом поворота 13 и приводит его в движение, сжимая пружину 16, до тех пор, пока зубец стопорного рычага 17 не зафиксируется в затворном штоке 19 и изменит угловое положение вала 12. При этом, соединенный с валом 12 прижимной элемент 14 фиксирует фрагмент имитатора льда 4 на передней кромке крыла 5. Таким образом закрепляются все фрагменты имитатора льда 4, участвующие в исследовании. В хвостовой части мотогондолы 8 устанавливают быстросъемную сетчатую ловушку 9.
Устройство подготовлено к началу работы.
После осуществления режима прижима механизма сброса 6 и установки быстросъемной сетчатой ловушки 9, запускается аэродинамическая труба 1, а так же осуществляется имитация работы силовой установки воздушным эжектором 10. После выхода аэродинамической трубы 1 на требуемый режим, оператор, находящийся вне ее рабочей части, воздействует при помощи пусковой нити 21 на стопорный рычаг 17, проворачивая его вокруг оси 18 и выводит его зубец из зацепления с затворным штоком 19. Пружина 16 разжимается и перемещает рычаг поворота 13, поворачивая вал 12 с прижимными элементами 14 в положение, при котором фрагменты имитатора льда 4 свободно уносятся набегающим потоком по направлению к воздухозаборнику 7 мотогондолы 8. Таким образом, механизм сброса 6 работает в режиме сброса. При этом часть фрагментов имитатора льда 4 попадают в воздухозаборник 7 и через проток мотогондолы 8 попадают в быстросъемную сетчатую ловушку 9; остальная часть пролетает мимо воздухозаборника 7 и оседает в обратном канале аэродинамической трубы 1. Механизм сброса заявляемого устройства для реализации способа исследования попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей может быть приведен в действие дистанционно.
Данное устройство может быть выполнено в различных вариантах. Например, исследуя обледенение участка крыла перед воздухозаборником, мы можем исследовать влияние фрагментов льда, сбрасываемых с соседних участков крыла, примыкающих к участку крыла перед воздухозаборником, если на исследуемом самолете применена электроимпульсная или пневматическая система противообледенения, предполагающая циклический сброс образовавшегося льда в процессе своей работы. В этом случае важно определить, попадет ли сброшенный лед в воздухозаборники двигателей, даже если его система исправно работает. Для этого изготавливается дополнительное устройство сброса фрагментов имитатора льда и устанавливается на стыке двух систем противообледенения: крыла и участка крыла, расположенного перед воздухозаборником двигателя.
Заявляемое устройство может быть использовано для исследования не только на режимах крейсерского полета, характеризующегося убранной механизацией крыла модели самолета (предкрылками, закрылками), но и на режимах взлета и посадки, которые характеризуются выпущенными предкрылками и закрылками. Не изменяя конструкцию крыла модели самолета, устройство может быть использовано в обоих случаях, однако, необходимо произвести корректировки длин кронштейнов, рычагов поворота и прижимных элементов механизма сброса и их угловое положение.
Выполняя многократно сбросы фрагментов имитатора льда, изготовленных в различных вариантах при различных моделируемых условиях полета, определяют относительную частоту попадания фрагментов имитаторов льда в воздухозаборник, характеризующую их распределение по отрезку крыла перед воздухозаборником, а также другие параметры: зависимость относительной частоты попадания от угла атаки при разных углах скольжения или различных режимах работы двигателя и др.
Таким образом, достоверность предлагаемого способа основывается на полученных экспериментальных материалах и их всестороннем анализе.
Применение предлагаемого изобретения позволяет:
- достичь высокого уровня безопасности при исследовании попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей, поскольку полностью исключаются летные испытания;
- определить количество попадаемого льда в воздухозаборник двигателя, меняющееся в зависимости от траектории движения фрагментов льда, благодаря влиянию имитации работы двигателя, создающей разрежение на входе в воздухозаборник;
- установить достаточность зоны обогрева передней кромки крыла перед воздухозаборником путем расширения диапазона исследования по углу атаки и углу скольжения;
- существенно снизить расходы при проведении исследований в аэродинамической трубе по сравнению с натурными стендами или летающей лабораторией.