Разработка методики определения технического состояния двигателя ПС-90А

Секция «Эксплуатацияи надежность авиационной техники»

чительные недостатки: неравномерность распределения воздушной массы, низкую остойчивость, большой зазор, в результате чего КПД камерного ограждения находится в пределах 0,4-0,5. По сравнению с ним туннельная схема имеет больший КПД (0,6-0,7). Конструктивно туннельная схема более сложна и требует более тщательного проектирования. При использовании туннельной схемы возникают потери, связанные с протеканием воздуха по каналу, эти потери имеют двоякую природу: с одной стороны они связаны с протеканием воздуха по прямым каналам постоянного сечения, а с другой стороны местные потери при расширении или сужении и изгибах каналов. Поэтому при проектировании воздушные тракты делают наиболее простой формы, что позволяет снизить потери. В последнее время стали применять многоярусные подушки совмещающие и камерную и туннельную схемы, это позволило улучшить эксплуатационные характеристики аппарата.

Выбор нагнетателя связан с обеспечением заданного давления в воздушной подушке. Немаловажными характеристиками нагнетателя являются масса на киловатт мощности и надежность при эксплуатации в условиях повышенной влажности и пыли. В некоторых случаях двигательная установка служит в качестве нагнетателя и тягового движителя. Нагнетатель представляет собой систему подачи воздуха под давлением, по принципу создания давления они подразделяются на осевые, центробежные и диаметральные. Также нагнетатели подразделяются на нагнетатели низко напорные Р < 1 кПа, средненапорные Р = 1 - 3 кПа, высоконапорные Р < 15 кПа. Осевые нагнетатели, как правило, низконапорные, имеют большую производительность и КПД, чем у центробежных нагнетателей. В наиболее современных аэродинамических схемах нагнетателей применяют так называемые сопловые устройства. Сопловые устройства представляют собой входное устройство и спрямляющий аппарат, позволяют снизить шумность нагнетателя и повысить КПД. Такие схемы сложны конструктивно и используются в аппаратах, требующих высокий КПД нагнетателя.

Центробежные и диаметральные нагнетатели имеют высокий КПД (0,5-0,65), обеспечивают значительные производительность и напор. При проектировании аппаратов на воздушной подушке малого класса чаще всего используют осевые нагнетатели, имеющих простую конструкцию и высокий КПД.

Одним из заключительных этапов в подборке компоновки является выбор тягового движителя. В зависимости от требований, предъявляемых к аппаратам на воздушной подушке, используются воздушные, водяные и колесные движители. Чаще всего при создании аппаратов малого класса, для обеспечения ам-фибийности аппарата в качестве тягового движителя используют воздушные винты. Недостатком этого типа движителя является малая отдача тяги на единицу подведенной к нему мощности. При использовании движителей специализированного назначения таких, как гребные винты, отдача тяги на единицу мощности многократно возрастает. Но при этом аппарат становится узкоспециализированным под конкретную среду эксплуатации.

Завершающим пунктом в формировании компоновки является определения местоположения кабины, полезного груза и топлива. Распределение компонентов схемы должно подчиняться соблюдению необходимой для остойчивости центровки, как в движении для обеспечения высоких ходовых качеств, так и при разгрузке-загрузке аппарата.

В заключение, после проведения детального анализа компоновочных схем и изучения особенностей каждого из элементов, следует заметить, что универсальной схемы для всех условий эксплуатации найти невозможно. Сегодняшнее развитие аппаратов на воздушной подушке направлено преимущественно на получение наилучших амфибийных качеств. Разработанные типы аппаратов представляют собой достаточно обширный класс судов, каждый из которых имеет свою область применения.

© Пчелин И. Л., Фаворский В. С., 2011

УДК 621.431.75

И. П. Силкин Научный руководитель - А. И. Толманов Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ

ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А

Предложена методика определения технического состояния парка двигателей ПС-90А относительно «идеального».

Актуальность темы исследования. В настоящее время у эксплуатирующих предприятий ГА существует проблема больших затрат на покупку и ремонт авиадвигателей. Приобретая двигатель, авиапредприятие имеет возможность купить новый двигатель, взять в аренду или использовать отремонтированный. При этом нужно знать техническое состояние двигателя.

Цель работы: по формулярным данным определить техническое состояние нескольких двигателей ПС-90А относительно «идеального» из существующего парка двигателей некоторых авиакомпаний.

Основной задачей является обеспечение высокой достоверности результатов.

Для оценки технического состояния конкретного

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

двигателя существует методика сравнения его с «идеальным» (собранным из АиКИ с максимально возможными ресурсами).

Методика сравнения процентного состояния двигателя с «идеальным» заключается в следующем:

1) определение рассматриваемого перечня агрегатов и комплектующих изделий (АиКИ), подлежащих анализу для определения «реального» состояния двигателя;

2) разделение АиКИ на две группы, ограниченные ресурсом по часам и по циклам;

3) выбор АиКИ с максимальным ресурсом;

4) комплектование «идеального» двигателя;

5) для каждого двигателя производится перерасчет ресурсов АиКИ отдельно по часовой и циклической составляющей в процентном отношении с «идеальным»;

6) сравнение двигателей отдельно по часовой и циклической составляющей в процентном отношении с «идеальным»;

7) анализ состояния парка двигателей.

Эта оценка удобна в эксплуатации, когда необхо-

димо сравнить между собой весь имеющийся парк двигателей, а также такую оценку необходимо производить при покупке, продаже, аренде, принятии двигателя с ремонта и др.

Данная методика предполагает быстрый анализ технического состояния двигателя, позволяет провести по агрегатную и по детальную оценку технического состояния, на основе полученной информации конкретный двигатель может быть сравнен с имеющимся парком двигателей, а также с «идеальным» (условная оценка для быстроты анализа), что позволяет при покупке или аренде отремонтированного двигателя выбрать наиболее оптимальный вариант из предложенных.

В процессе анализа можно выявить наиболее «слабые» места двигателя, что позволит заранее определить количество необходимых агрегатов и комплектующих изделий, которые в период эксплуатации выработают свой ресурс. На основе данной оценки создается тех. аптечка для наиболее проблемных мест по каждому двигателю.

© Силкин И. П., Толманов А. И., 2011

УДК 669.713.7

М. Д. Станкевич Научный руководитель - Л. А. Достовалова Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА

Приведены расчеты эксплуатационных нагрузок основных элементов крыла ЛА.

В соответствии с различными случаями нагруже-ния определяются эксплуатационные нагрузки, то есть расчетные нагрузки, реально достигаемые в полете (Рэ). Расчетные нагрузки (Рр) вычисляются умножением эксплуатационных на коэффициент безопасности.

Рр = f Рэ.

Коэффициент безопасности f принимается равным 1,5, если нет специального указания об установлении иной величины.

Для расчета на прочность устанавливаются следующие величины максимальной скорости:

Утах пил - максимальная скорость пилотирования, достижение которой возможно в пикировании и при выполнении высшего пилотажа. Ее превышение в полете не допускается. Обычно максимальная скорость пилотирования равна

Ут

= 1 2У

т

где Утах - максимальная скорость горизонтального полета, получаемая из аэродинамического расчета самолета.

Ушах шах - максимально допустимая скорость, при достижении которой самолет не должен разрушаться.

V = 1 25У

тах тах тах

Нормальная эксплуатационная аэродинамическая нагрузка вычисляется по формуле

ээ х кр 11 у тах^взл?

где пэу тах - эксплуатационная перегрузка, Овзл - максимальный взлетный вес.

Нагрузка, вычисленная по формуле, распределяется по размаху крыла. При равномерном распределении нагрузки погрешности в определении изгибающих и крутящих моментов не превышают 5 %, поэтому возможно определить распределенную нагрузку по упрощенной формуле

Чкр ^ кр / 1кр,

где qкр - удельная нагрузка в сечениях крыла; 1кр -размах крыла.

Массовые инерционные силы крыла по отношению к аэродинамическим силам направлены в противоположную сторону и несколько разгружают крыло. Однако они сравнительно невелики и если их не учитывать, это приведет лишь к некоторому повышению запаса прочности.

Распределенные аэродинамические и массовые силы, возникающие на крыле, приводят к возникновению перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов. Последний является следствием того, что равнодействующая аэродинамических сил не совпадает с продольной осью жесткости крыла и стремится закрутить крыло.

При расчете можно считать, что перерезывающая сила полностью воспринимается только стенками