Содержание

Близнюк В., Васильев Л., Вуль В. и др.
«Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах»

Проблемы сверхзвукового полета

Решение тепловых задач и обеспечение жизнедеятельности пассажиров и экипажа

    При проектировании и постройке пассажирского самолета важнейшее место занимает проблема обеспечения в полете необходимых условий жизнедеятельности пассажиров и членов экипажа. Особую важность эта задача приобретает для сверхзвукового самолета. Значительно повышается высота полета (до 20 км , появляется кинетический нагрев обшивки самолета, увеличивается перепад давлений между гермокабиной и атмосферой. Определение конструктивных параметров соответствующих систем защиты и систем теплозащиты, выбор законов регулирования давления в кабинах, расчет и правильная установка элементов подачи и распределения воздуха, определение необходимого уровня надежности элементов и функциональных систем — вот далеко не полный перечень задач, которые встали перед коллективом конструкторов самолета Ту-144.
    Проблемы полета на больших высотах и особенно с сверхзвуковыми скоростями, в первую очередь, связаны с влиянием окружающей среды и специфических условий полета на организм человека. Нужно иметь в виду, что при решении этих вопросов на пассажирском самолете необходимо ориентироваться на наиболее слабые группы — детей и людей преклонного возраста. Для поддержания жизни человеку необходим кислород, который содержится в окружающем нас воздухе. Процентное содержание кислорода в атмосфере можно считать практически постоянным до высоты около 20 км. С увеличением высоты полета атмосферное давление падает, а вместе с ним уменьшается парциальное давление кислорода. Даже у тренированных и здоровых людей (летчиков, спортсменов) без применения специальных средств на высотах более 4,5 км появляется кислородное голодание, которое сопровождается ухудшением деятельности органов слуха и зрения, головной болью, снижением быстроты реакции. Длительное кислородное голодание приводит к обморокам и даже к смерти. Так же опасны и резкие изменения давления в кабинах. Наиболее опасна т.н. «взрывная декомпрессия», которая происходит при внезапной разгерметизации кабины. Резкое снижение давления в кабине за счет выравнивания его с атмосферным давлением приводит к крайне опасным повреждениям, кислородному голоданию, закипанию жидких сред в организме человека. Многочисленные случаи гибели испытателей на заре развития авиации и космонавтики (экипаж стратостата «Родина», экипаж космического корабля главе с Г. Добровольским и многие другие) указывали на необходимость принятия конструктивных мер для борьбы с этим явлением.
    К опасным последствиям для организма человека могут привести изменения температуры и влажности. При низких и высоких температурах нарушается естественная терморегуляция человеческого тела. В первом случае возможно переохлаждение участков тела и обморожение, во втором — перегрев и ожоги.
    Путем многолетних исследований было определено сочетание значений давления, температуры, влажности и скорости движения воздуха в кабинах, которое принято считать комфортными для пассажиров:
    • Абсолютное давление воздуха в кабинах на наибольшей высоте полета не должно быть ниже 567 рт. ст. (эквивалентная высота в кабине не выше 2,4 км), при этом парциальное давление кислорода должно быть не ниже 119 мм рт. ст.
    • Скорость изменения давления в кабине по абсолютной величине должна быть порядка 0,18 мм рт в секунду на всех этапах полета при любых изменениях режима двигателей.
    • Средняя температура в кабине должна поддерживаться в пределах 20—22°С. Неравномерность распределения температуры по длине кабины не должна превышать 30°С и 20°С по высоте и ширине кабины.
    • Температура любой поверхности, до которой может дотронуться пассажир в кабине, не должна быть выше 60°С.
    • Количество «свежего» воздуха, подаваемого в кабину и приходящегося на одного пассажира, должно составлять не менее 35 кг/час.
    • Особые требования предъявляются к чистоте воздуха. Учитывая, что «свежий» воздух для подачи в кабины, как правило, отбирается от компрессоров двигателей, установлены следующие предельные концентрации:
    для окиси углерода — 0,02 мг/л;
    для продуктов разложения топлива и масла — 0,0002 мг/л;
    для паров топлива — 0,3 мг/л;
    для углекислого газа — 0,1%.
    • Общий уровень шума в герметической кабине на всех режимах полета не должен превышать 90 дБ с определенными ограничениями по спектру.
    Основным средством обеспечения высотных полетов пассажирских самолетов является применение герметических кабин, спроектированных и рассчитанных на полный срок службы самолета, и комплекса высотного оборудования, который в зависимости от выполняемых функций подразделяется на системы кондиционирования воздуха в кабинах (СКВ), системы регулирования давления в кабинах (СРД), системы регулирования температуры (СРТ), системы теплозащиты (СТ), системы кислородного оборудования (СКО). Для обеспечения заданного уровня надежности все указанные системы выполнены многоканальными и оборудованы встроенными устройствами регулирования и защиты. Подавая холодный или горячий воздух в кабины, можно обеспечить грубое и тонкое регулирование температуры. Как правило, на современных самолетах система кондиционирования воздуха выполняется в виде сложных структур с ясно обозначенным назначением функций: линия обогрева, линия охлаждения, линия регулирования. В зависимости от времени года, режима работы систем, загрузки салонов пассажирами, режима полета в салоны подается необходимое количество воздуха и постоянно поддерживаются комфортные условия для пассажиров.
    Казалось, что с такими системами не будет проблем для перехода на сверхзвуковые скорости полета. Но первоначальные попытки прямого переноса известных и хорошо отработанных на дозвуковых самолетах методов и приемов теплозащиты и охлаждения на самолет Ту-144 полностью провалились. С одной стороны, даже с помощью самой сложной вычислительной техники не удалось получить аналитической зависимости для температурного поля кабины сверхзвукового самолета. С другой — применение известных методов приводило к недопустимым увеличениям массы и объемов систем.
    Рассмотрим конкретно, в чем состоит отличие условий, в которых работают системы, для дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Типичными режимами для магистральных дозвуковых самолетов являются высота крейсерского полета 8-11 тыс. м, скорость полета 800-950 км/час. При этом температура набегающего потока составляет в среднем 250-260°К (-23...-13°С). Примерно такую же температуру имеет обшивка самолета. Температура воздуха, отбираемого от компрессоров двигателей для системы кондиционирования открытого цикла (эти схемы применяются наиболее широко), колеблется в пределах 250-400°С в зависимости от системы отбора. При этом давление отбираемого от двигателя воздуха составляет 2-4 кг/см2.
    Типичными режимами сверхзвукового полета являются высота крейсерского полета 18-20 тыс. м, скорость полета 2100-2300 км/час. Температура торможения набегающего потока достигает 415°К (от 150 до 165°С, а температура обшивки достигает 120-130°С. Температура воздуха, отбираемого от двигателей, для работы системы кондиционирования, также возросла до 530-600°С, но давление отбора от последней ступени компрессора упало до 3-3,5 кг/см2. Напомним, что для сверхзвукового самолета режим длительного дозвукового полета должен рассматриваться в качестве расчетного.
    На сверхзвуковом самолете принципиально меняется структура теплового баланса пассажирской кабины и кабины экипажа. Для самолетов типа Ту-104 и Ту-154 величина тепловой нагрузки отрицательна и составляет на установившемся крейсерском режиме -15 000.. .-20 000 ккал/час, что означает, что на этом режиме система кондиционирования воздуха должна работать на обогрев. Режим обогрева является типичным для дозвукового самолета. Как следствие, на дозвуковом самолете вопрос теплозащиты решается одновременно с вопросами акустической защиты путем установки небольшой теплоизоляции. Величина теплопритока от горячей обшивки сверхзвукового самолета типа Ту-144 превышает 50 000 ккал/час. Попытка применения «пассивных» способов теплозащиты, которые заключаются в установке на пути теплового потока слоя теплоизолирующего (плохопроводящего) материала, привела к тому, толщина теплоизоляции должна быть около 130 мм, масса теплоизоляции более 1000 кг, объем изоляции составил более 50 м3. Для сохранения того же объема кабины потребовалось бы увеличить диаметр фюзеляжа.
    Конструкторы ОКБ А.Н. Туполева первыми в мире нашли решение этих непростых инженерных задач. Основой послужили материалы, полученные специалистами ОКБ при работах по беспилотным и гиперзвуковым изделиям. При поиске способов спасения изделия при входе в плотные слои атмосферы конструкторы разработали ряд теплозащитных покрытий, среди которых были те, которые впоследствии в литературе получили название «динамических».
    Впервые теплозащита на принципах теплоперехвата была применена для приборного отсека гиперзвукового летатального аппарата «130». На внешней поверхности отсека равномерно по всей площади с помощью фитилей подавалась вода, которая затем испарялась, и пар проходил слой волокнистой изоляции в направлении к внешней обшивке и через пористую обшивку выбрасывался в атмосферу. При этом пар перегревался до температуры 900-1000°С. Комбинированное использование теплоты парообразования и перегрева водяного пара позволяло надежно защитить конструкцию. Система прошла натурные испытания в ЦИАМ при температуре наружной поверхности 900-1000°С и была рекомендована к эксплуатации (авторы Г.А. Стерлин, А.С. Кочергин, B.C. Зоншайн, Н.С. Матвеева). При дальнейших исследованиях была изучена возможность подачи других хладоагентов, в том числе и холодного воздуха. Первая конструкция теплозащиты фюзеляжа с использованием воздуха была испытана в 1962 году (авторы А.С. Кочергин, Г.А. Стерлин, B.C. Зоншайн, И.В. Пономарев, В.А. Пискунов, Н.С. Матвеева). В дальнейшем были разработаны, изготовлены и испытаны более 30 различных вариантов динамических теплоизолирующих устройств, теплозахватывающих испарительных и воздушных систем теплозащиты для контейнера тормозного парашюта, конструкции хвостовой части фюзеляжа (от струи двигателей), горячих агрегатов в зоне двигателей и др.
    Особенно хорошие результаты удалось получить с помощью динамической теплоизоляции с применением в качестве хладоагента воздуха, выбрасываемого из пассажирской кабины. Особенностью схемы является то, что из системы кондиционирования холодный воздух поступает в распределительные короба, расположенные у багажных полок. Отбирая тепло из герметической кабины, воздух нагревается до температуры порядка 22-24°С, отсасывается из кабины через пористые стенки и поступает в воздушный канал, через который подается в отсеки радиоэлектронного оборудования. Проходя через слой пористой изоляции, воздух нагревается, отбирая тепло, идущее в кабину. Толщина такой панели не превышает 20 мм. По весовой отдаче система примерно втрое легче аналогичных систем статической теплозащиты.
    Практически одновременно была разработана и испытана система распределения воздуха в герметических кабинах, позволяющая использовать воздух с отрицательными температурами до -30°С (авторы Г.А. Стерлин, В.Т. Климов, В.В. Дунаев).
    На начальном этапе по инициативе ОКБ Туполева была проведена работа по созданию в Одесском технологическом институте пищевой и холодильной промышленности опытного экземпляра бортовой фреоновой холодильной установки. Проведенные в ОТИПХП в 1964-1965 годах лабораторные испытания дали положительные результаты. Этот первый вариант системы кондиционирования воздуха использовался для защиты макета и концепций систем на макетной комиссии. Чуть позже, в январе 1963 года, совместно со специалистами агрегатного завода «Наука», была предложена система воздушного цикла с наддувом (авторы Г.И. Воронин, А.С. Кочергин, Г.А. Стерлин, Я.М. Ицкович, В.Т. Климов, Г.В. Новиков), позволяющая проводить охлаждение воздуха, отбираемого от двигателей с температурой до 600°С, в последовательном цикле до температуры -25°С. Впервые в отечественной практике в системе для охлаждения были использованы топливные теплообменники с буферными зонами. Для отработки системы были привлечены специалисты ЦИАМ. Именно на стендах ЦИАМ были проведены впоследствии государственные стендовые испытания системы.
    Указанные изменения привели к существенному изменению роли систем кондиционирования воздуха, которые из систем поддержания комфортных условий для пассажиров на сверхзвуковых самолетах превратились в системы жизнеобеспечения, без которых немыслима работа экипажа и жизнедеятельность пассажиров вообще.
    Путем расчетов, испытаний моделей и натурных образцов конструкторы убедились в работоспособности предложенных схем, но требовалось одобрение Генерального конструктора, который, как всегда, с большой осторожностью относился к «пионерским» изобретениям. Сначала он «напустил» на авторов своих старых помощников, которым очень доверял. А.Р. Бонин, А.Э. Стерлин, К.В. Минкнер и, наконец, С.А. Вигдорчик тщательно и придирчиво рассмотрели все материалы и дали положительное заключение. Но А.Н. Туполев потребовал подтверждения в натурных испытаниях.
    По его прямому указанию был создан натурный стенд для испытаний систем теплозащиты, распределения воздуха и систем кондиционирования в специально созданной тепловой лаборатории. Развитие экспериментальной базы проводилось специальной бригадой стендов в технологическом комплексе (КОПРИН) под руководством Е.Я. Блинова и Д.М. Кундина.
    Объектом испытаний стал переоборудованный фюзеляж самолета Ту-134, на котором в соответствующем масштабе была выполнена «динамическая изоляция», установлены необходимые распределительные устройства эжекторного типа, панели интерьера, пассажирское оборудование. В качестве имитаторов пассажиров выступали электрические лампочки мощностью 75 Вт. Устанавливались также имитаторы (нагреватели) оборудования.
    Фюзеляж самолета Ту-134 размещался в прямоугольной камере, стенки которой были выполнены из пенополиуретановых панелей. Два распределительных короба сверху фюзеляжа обеспечивали подачу в камеру горячего воздуха от двух нагревателей и воздуходувок. Два короба под фюзеляжем собирали горячий воздух и возвращали его к нагревателям. В камере можно было обеспечить нагрев наружней поверхности фюзеляжа до температуры 160°С и исследовать систему теплозащиты в стационарных условиях. В зимних условиях проверялись условия дозвукового полета.
    Одновременно рядом в специальной барокамере, в которой можно было обеспечить высоты до 20 км, установлена натурная система кондиционирования воздуха самолета Ту-144, которая трубопроводами была соединена с распределительными трубопроводами в кабине самолета Ту-134. Конструкция стенда, через систему шлюзов, позволяла экспериментаторам находиться в фюзеляже или посещать его во время испытаний, реально оценивая создаваемые системами условия. На стендах были проведены тысячи часов испытаний, подтвердивших надежность и высокую эффективность принятых по теплозащите и высотному оборудованию конструктивных решений. Все полученные стендовые результаты были подтверждены в летных испытаниях. Высокое качество исследований отработки систем привело к важному результату - на самолете Ту-144 практически не было серьезных проблем с тепловой защитой и влиянием кинетического нагрева.
    Особенностью системы теплозащиты самолета Ту-144 по сравнению с разработками активных систем, проводимых за рубежом (например, фирмой Боинг), было то, что система самолета Ту-144 обеспечивала перехват тепла на «холодной» стороне, создавая комфортную температуру интерьера и минимальный теплоприток в кабину без большого перегрева выходящего воздуха. Это позволяло использовать этот воздух вторично для охлаждения оборудования и конструкций в негерметичной зоне самолета. Был получен неоценимый опыт проектирования силовых конструкций, работающих в сложных условиях переменных нагрузок и нагрева.
    По результатам стендовых и летных испытаний в конструкции теплозащиты и СКВ серийного самолета были внесены незначительные усовершенствования. Так конструкция динамической воздухопродуваемой изоляции была выполнена в виде отдельных панелей с трубопроводами отбора воздуха в сбросные короба тонкостенного (0,6 мм) алюминиевого сплава. Были также внедрены новые материалы, в частности воздухопроницаемый слой из финилонового войлока ВТ-4С, введена активная система теплозащиты в хвостовой зоне самолета.
    Менее болезненным было внедрение других элементов высотного оборудования, в которых удалось использовать опыт дозвуковых и сверхзвуковых военных самолетов.
    Для проведения испытаний на Ту-144 был рекомендован комплект кислородного оборудования ККО-5, который обеспечивал защиту от гипоксии при всех отказных режимах, при аварийном покидании и спуске на парашюте.
    Затем был проведен цикл испытаний в барокамере с макетом люка по аварийному покиданию самолета без катапультных кресел с испытателями ЛИИ. После этого проводились работы по созданию комплекта кислородного оборудования с облегченным высотным снаряжением ККО-ОС-1 (на основе исследований, выполненных в ЛИИ). После проведения полного цикла исследований система внедрена в эксплуатацию для пассажирских перевозок.
    Был проведен полный цикл исследований по созданию автоматической системы подачи кислорода пассажиров на случай разгерметизации салона.
    В указанных исследованиях большую работу выполнили специалисты ЛИИ В.М. Евдокимов, А.Т. Зверев, В.К. Кординов, Б.А. Нарциссов, В.А. Шангин.
    При создании самолета Ту-144 одной из самых сложных была проблема защиты хвостовой части самолета от выхлопных струй двигателей. Как уже было показано для сверхзвукового самолета, тепловое воздействие оказывает решающее влияние не только на выбор материалов, но и на компоновку самолета, выбор траектории и режимов полета. Тогда, более тридцати лет назад, эта проблема впервые встала перед коллективом конструкторов, и в первую очередь перед небольшим коллективом, который возглавлял В.А. Андреев. Как выяснилось, никто этим вопросом раньше не занимался. Компоновки самолетов других авиационных фирм у нас в стране, например СУ или МИГ, имеющих горячие выхлопные струи, таковы, что струи не взаимодействуют с конструкцией. Самолеты других авиационных фирм, делающих пассажирскую и грузовую авиацию, не имеют горячих выхлопных струй, нагревающих конструкцию. Космической технике также удалось избежать этой проблемы. Для самой ракеты струя всегда сзади. Остается стартовый стол, который подвергается воздействию струи, но совсем иное взаимное расположение струи и конструкции определяет особенности расчета, которые возможно напрямую применить для расчета хвостовой части самолета. Использование струй для управления аппаратами в космосе ставит сходные по взаимному расположению объектов задачи, но параметры этих струй (геометрические и теплофизические) из-за условий космоса резко отличаются от струй, истекающих из сопел двигателей самолетов.
    Поскольку не ставилась проблема, то и не было ее готового решения. Ситуация усугублялась тем, что температура поверхности регулярной конструкции (исключая зоны с повышенной тепловой нагрузкой) в полете со сверхзвуковой крейсерской скоростью М=2 близка к допустимой на алюминиевые сплавы (кстати, для самолета «Конкорд» не было проблем с нагревом хвостовой части двигателя от струи, т.к. его двигатели расположены значительно дальше от фюзеляжа, чем на самолете Ту-144). Сначала предполагалось, что самолет Ту-144 будет летать с крейсерской скоростью М=2,35, что соответствует температуре обшивки 140°С. Однако применение на самолете воздушно-реактивных двигателей большой тяги привело к росту скорости и температуры в струе, увеличению диаметра сопла и усилению силового и теплового воздействия на хвостовую часть фюзеляжа. Пакетное расположение всех четырех двигателей (радиус сопла каждого двигателя 0,85 м и температура ядра струи 150°С) усугубило ситуацию. Такой вариант расположения двигателей наиболее опасен с точки зрения возможного перегрева конструкции, поскольку обшивка оказалась в непосредственной близости от струй. Под руководством к.т.н. Г.Т. Кувшиновой было развернуто масштабное экспериментальное и теоретическое исследование струйных течений и процессов взаимодействия струй с конструкцией. В полетах был зафиксирован значительный перегрев конструкции хвостовой части фюзеляжа практически по всей длине, начиная от среза сопла двигателей. Максимальная измеренная температура конструкции достигала 360-450°С, что было недопустимо даже для титановой конструкции, тем более находившейся под значительной нагрузкой. Для защиты от воздействия струй на хвостовую часть фюзеляжа был установлен теплозащитный экран, состоящий из титанового листа и теплоизоляции из базальтового волокна. Внутри хвостовой части фюзеляжа были установлены испарительные панели для охлаждения силовой конструкции.
    В дальнейшем, по многим соображениям, проектная скорость крейсерского полета самолета Ту-144 былa снижена до скоростей, соответствующих числу М=2,2, и необходимость в титановой конструкции отпала. Первый серийный Ту-144 был выполнен уже практически целиком из алюминиевого сплава, за исключением мотогондол и отдельных силовых элементов. Для исключения непосредственного касания струями алюминиевой конструкции хвостовой части фюзеляжа двигатели в спарке были значительно отодвинуты от фюзеляжа. Каково же было удивление тепловиков, когда выяснилось, что, несмотря на такое значительное изменение конструкции, нагрев, хотя и менее значительный, все же имел место. Зона максимального нагрева переместилась с нижней образующей фюзеляжа на образующую, расположенную под углом примерно 45°. Избавиться от экранов не удалось, и на всех сериях самолетов Ту-144 теплозащитные экраны на хвостовой части фюзеляжа были сохранены. Для постоянного контроля за температурой хвостовой части фюзеляжа с правого и левого бортов в зонах максимального нагрева были установлены приборы с выводом на пульт бортинженера. При превышении показания прибора 140°С следовало снижать режимы работы внутренних двигателей. Исследования показали, что воздействие струи не ограничивается только конвективным нагревом (нагревом через непосредственное касание струей конструкции). Значительную добавку в общий тепловой баланс вносят лучистые потоки от струи и сопла. Стало очевидно, что необходимо достаточно точно рассчитывать геометрические и теплофизические параметры струи, определять положение струй относительно фюзеляжа, рассчитывать взаимодействие струй между собой и набегающим потоком. Также надо правильно определять лучистый тепловой поток от струи и стенок сопла на обшивку фюзеляжа. Без овладения этим инструментом невозможно было двигаться дальше. Если выражаться точнее, этот инструмент, который позволил бы решить поставленные задачи, предстояло еще создать. В отсутствие надежных расчетных методик единственным источником знаний о температуре конструкции был эксперимент. Вряд ли был еще один самолет из созданных ОКБ Туполева, на котором бы проводилось столько различных экспериментов, включая и последний комплексный эксперимент в качестве летающей полномасштабной модели Ту-144ЛЛ. Хвостовой части всегда уделялось особо пристальное внимание. Из ста экспериментальных точек, в которых замерялись температуры в разных теплонагруженных зонах каждого самолета, не менее двадцати приходилось на хвостовую часть. Но все эти замеры фиксировали лишь суммарный результат воздействия различных тепловых источников: аэродинамического потока, струи, сопла, собственного излучения конструкции. Необходимо было их как-то разделить. И вот в 1970 году по заданию ОКБ Туполева Центральным институтом авиационных моторов на экспериментальном самолете были проведены единственные в своем роде, уникальные замеры непосредственно лучистых потоков от струй при гонках двигателей на стоянке самолета в ЖЛИиДБ. От АНТК разработкой эксперимента и анализом результатов занималась Р.И. Крюкова. Эксперимент явился основой для проверки первой приближенной методики для расчета тепловых потоков от струй. Измерение направленного и полусферического излучения проводилось в трех сечениях по длине струи. Измерения лучистых потоков в направлении, перпендикулярном вертикальной плоскости, проходящей через ось струи, проводились как на уровне оси, так и на различных высотах от нее (выше или ниже). Проводились также измерения полусферического излучения, вперед и назад параллельно оси струи, и направленного излучения радиометром, нацеленным на сопла силовых установок. В процессе эксперимента получены зависимости полусферических направленных лучистых потоков по длине струи. Результаты измерений направленных лучистых потоков в трех направлениях относительно струи (перпендикулярно оси струи и на центры сечений сопел двигателей 1 и 2) показали, что лучистые потоки от стенок сопла одного порядка с потоками от газа или несколько их превышают. Была получена зависимость полусферического лучистого потока от расстояния в направлении, перпендикулярном плоскости, проходящей через ось струи, и оценена степень поглощения излучения от дальних струй ближними. К сожалению, экспериментальное оборудование было далеко от совершенства. Разброс экспериментальных данных (относительно среднего уровня) в отдельных случаях доходил до 33%. Было проведено сравнение экспериментальных и расчетных данных. Расчет проводился по упрощенной методике, когда реальная струя заменялась конусом, моделирующим ядро струи (ядро струи представяет собой область, где концентрация выхлопных газов практически не меняется в процессе распространения струи). Сравнение результатов показало, что расчетные данные превышают средний уровень экспериментальных данных на 30%. Ни проведенный эксперимент, ни поверочный расчет не отвечали требуемой точности, и исследования были продолжены. В 1976 году была разработана и выполнена программа полетов самолета Ту-144 для детального исследования влияния различных режимов работы двигателей при разных скоростях полета на тепловой режим конструкции хвостовой части фюзеляжа, находящейся в зоне воздействия выхлопных струй двигателей. Самолет был снабжен термопарами в количестве 24 штук для замера температуры обшивки и шестью комбинированными гребенками (по три на каждом борту) для замера газодинамических параметров струи на расстоянии до 300 мм от фюзеляжа. В период с сентября 1975 года по февраль 1976 года было проведено 13 полетов с фиксированными площадками по числу Маха и режимам работы двигателей. Диапазон изменения чисел Маха от 1,2 до 1,95 и секторов газа двигателя от 90 до 115°. При этом на каждой площадке четко фиксировались высота, скорость полета, температура среды (температура торможения), температура конструкции, параметры струи, режимы работы двигателя. Чтобы оценить влияние струй наружных двигателей при постоянном положении секторов газа внутренних двигателей, ступенчато перемещались сектора газа наружных двигателей. Проводились замеры при разворотах самолета в горизонтальной плоскости с углом крена 30°. От теплового отдела этой работой занимался В.П. Погостин. Полученный фактический материал дал распределение температур по длине хвостовой части фюзеляжа и выявил максимум нагрева в районе 114-го шпангоута, где температурный пик сохраняется на всех режимах испытаний. Температурные кривые, описывающие тепловую картину в зоне ближних к фюзеляжу термонасадок гребенок, имеют тот же характер распределения температур с максимумом в зоне 114-го шпангоута (порядка 5 м от среза сопла), причем уровень температур газового потока или равен, или на 20-40°С ниже температуры конструкции. То, что температура поверхностных слоев струи ниже температуры конструкции, подтверждает сделанный ранее вывод о нагреве конструкции излучением от струи сопла.
    Дальние (расположенные ближе к ядру струи) термонасадки гребенок зафиксировали совсем иной характер распределения температур. На всех режимах полета температуры струи значительно превышали температуры конструкции, максимальные температуры наблюдались в районе 109-го шпангоута (порядка 2,5 м от среза сопла), плавно снижаясь вниз по потоку. Превышение температуры потока над температурой конструкции в зоне 109-го шпангоута достигало 200°С. Побочным результатом эксперимента явилась температура окружающей среды. В отличие от принятой в стандартной атмосфере постоянной температуре -56,5°С, на высоте больше 11 километров замеренная температура изменялась от -68°С до -48°С (температуры менялись не только от полета к полету, но и в пределах одного полета).
    Анализ экспериментальных результатов позволил сделать ряд полезных выводов для дальнейшего уточнения методик расчета параметров струи и излучения от нее:
    1) степень влияния внешних двигателей на температуру конструкции невелика. Так, добавка к температуре теплозащитного экрана в районе 114-го шпангоута изменяется от нуля до 10°С при увеличении сектора газа 1-го и 4-го двигателей от 90 до 115°. В суммарном нагреве это составляет около 10%. В предварительных расчетах влиянием внешних двигателей можно было пренебречь;
    2) выполненные по программе испытательные полеты с разворотом самолета в горизонтальной плоскости не внесли каких-либо существенных изменений в тепловую картину;
    3) наблюдалось линейное приращение температуры конструкции (10-15°С) при увеличении сектора газа на 5° в диапазоне значений от 90 до 105°, тогда как дальнейшее увеличение сектора газа до 110°С вызывает резкий рост температуры (прирост составлял 50°С);
    4) выхлоп двигателей оказывает влияние уже при сравнительно малых скоростях полета. Так, при М=1,2 и секторе газа 110° температура экрана превышала температуру торможения на 20°С. Рост Маха полета увеличивает степень догрева конструкции струями. При числе М=1,8 превышение температуры экрана над температурой торможения составляет 100°С.
    Данные летного эксперимента также сравнивались с расчетом. В связи с технической сложностью тепловые потоки в полете не измерялись, что не позволило сравнить непосредственно экспериментальные и расчетные данные. Но была проведена косвенная оценка интенсивности нагрева по полученным в эксперименте и рассчитанным температурам конструкции, что, естественно, внесло дополнительную неопределенность и в без того не очень ясный теплофизический процесс. В итоге расчет и летный эксперимент показали еще худшую сходимость результатов, чем при гонках на земле. Расчетные максимальные температуры были получены в зоне 107-го — 110-го шпангоутов (против 114-го в эксперименте), уровень расчетных температур оказался выше замеренных, плохо совпадал характер изменения температур по длине фюзеляжа. В расчете (после 110-го шпангоута) он оказался монотонно падающим, в эксперименте был замерен еще один пик температуры в районе 122-го шпангоута.
    Было принято решение о внедрении методик и программ, учитывающих сложные пространственные течения и процессы излучения и поглощения энергии в газах.
    Наша конечная цель — определение температуры конструкции, а все другие получаемые в процессе расчета величины — это граничные условия, т.е. факторы воздействия, которые придают данной конкретной задаче индивидуальность. Распределение температуры по обшивке хвостовой части фюзеляжа, так же как и в любом другом твердом теле, описывается дифференциальным уравнением в частных производных второго порядка параболического типа. При простых граничных условиях, типа постоянной температуры, уравнение имеет аналитическое решение. В реальной ситуации мы имеем дело со сложными граничными условиями, каждое из которых является самостоятельной задачей. Поэтому в общей постановке задачу определения температуры хвостовой части фюзеляжа решить не удалось, и был принят ряд допущений. Так как изменение лучистых потоков вдоль фюзеляжа существенно меньше их изменения по периметру, можно пренебречь перетеканием тепла вдоль фюзеляжа. При малой толщине обшивки ее температуру можно считать постоянной по толщине. При сделанных допущениях распределение температуры по периметру фюзеляжа определяется одномерным уравнением теплопроводности, объединенным в одно выражение с граничными условиями. Для конкретизации граничных условий встает задача определения параметров струи.
    В основе определения параметров газа, возникновения и распределения тепла в нем лежат законы сохранения массы движущегося газа, переноса количества движения и баланса энергии. Законы движения вязкой жидкости или газа, представленные в виде нелинейных дифференциальных уравнений, составляют систему Навье-Стокса. Решив систему, можно найти величину скорости, давления или температуры в любой точке струи. Для решения этой системы даже в частной постановке требуются вычислительные машины высокого уровня. Во времена создания Ту-144 таких машин не было. Тепловики прошли длинный путь, заимствуя, совершенствуя и создавая новые методики, постепенно приближаясь к схеме, более полно отражающей картину течения. Первые расчеты струй были проведены по методике Абрамовича (ЦИАМ), затем была применена методика Прудникова для дозвуковых режимов и методика Лисичко (НИИАС) для сверхзвуковых режимов. Значительные результаты были получены при совместной работе с МАИ (Е.Н. Бондарев). Его аспиранткой и сотрудницей теплового отдела С.А. Муслаевой была разработана методика расчета трех взаимодействующих между собой струй, две из которых соответствуют струям двигательной установки. Средняя струя формируется межгондольным пространством, ограниченным сверху фюзеляжем, а с боков — стенками мотогондол. Расчетным исследованием обнаружены новые свойства течения, такие как образование и рост «языка», который боковые струи выбрасывают в область ядра средней струи, образование и рост перемычки между боковыми струями, которая разбивает среднюю струю на две части, перетекание в перемычку горячего газа из ядер боковых струй и т. д. Учет этих особенностей течения мог бы сблизить расчет и эксперимент.
    Следующим шагом на пути от струи к фюзеляжу является расчет излучения струи от ядра на поверхность слоя смешения. Сверхзвуковые струи горячих газов, истекающие из сопел реактивных двигателей, имеют сложную структуру. В результате взаимодействия со сносящим сверхзвуковым потоком искривляется ее траектория и меняется температура внешних слоев струи из-за смешения с окружающим воздухом. Таким образом, условно струю можно разделить на ядро (зона постоянных параметров) и слой смешения, где параметры струи (температура, давление, концентрация выхлопных газов) постепенно меняются от параметров ядра до параметров внешнего потока. Перенос излучения в поглощающе-излучающем слое газа описывается уравнением интегро-дифференциального вида и в точной постановке требует учета трехмерности задачи по распределению параметров в газе. Интегрирование проводится по всему излучающему объему, что представляет большие трудности даже с использованием ЭВМ, поэтому очередным этапом в методических разработках ЦИАМа по расчету лучистых потоков явился инженерный метод расчета полусферических лучистых потоков тепла на границе газовой струи при использовании уравнения переноса излучения применительно к цилиндру бесконечной длины (автор Д.А. Рекин). Основанием для применения этого ypaвнения является слабое и монотонное изменение параметров вдоль струи. Распределение параметров по радиусу струи и спектральный состав излучения при этом могут быть произвольными. Указанные возможности методики позволили, наконец-то, учесть влияние слоя смешения.
    Процессы теплового излучения и поглощения газов характеризуются рядом особенностей по сравнению с излучением твердых тел. Твердые тела имеют сплошные спектры излучения. Газы излучают и поглощают энергию в определенном интервале длин волн (узких полос). Поглощение и излучение энергии газами всегда протекает в объеме. Спектр излучения газов, помимо их природы, зависит от температуры и давления, а высота полосы — от толщины газового слоя. Ввиду того, что газы обладают селективным поглощением, их интегральная степень черноты (способность излучать и поглощать энергию по сравнению с абсолютно черным телом, для которого эта величина равна единице) даже при бесконечно толстом слое газа всегда меньше единицы.
    При температурах, достигаемых в струе, основными источниками теплового излучения являются углекислый газ (CO2) и водяной пар, поглощающие и излучающие энергию в инфракрасной области спектра. Таким образом, чтобы рассчитать излучение от струи, надо знать концентрацию углекислого газа и воды в выхлопных газах во всем диапазоне режимов работы двигателя. Экспериментальные данные этих величин очень ограничены. Как правило, концентрации излучающих компонент определяют расчетным путем, что уже на первом этапе расчета вносит погрешность.
    Суть инженерного метода расчета излучения от струи состоит в следующем. Струя заменяется 6eсконечным газовым цилиндром с постоянными теплофизическими характеристиками внутри ядра и линейно изменяющимися в слое смешения. В пределах каждой спектральной полосы объемный коэффициент поглощения принимался постоянным и линейно зависящим от парциального давления газа постоянном общем давлении. Спектральные характеристики излучающих газов выбирались из условия полного давления в струе, равного одной атмосфере. Для режимов полета на большой высоте это допущение вносило большую погрешность. Ввиду низких значений общего и парциальных давлений в струе на высотах более восьми километров, экранирующим эффектом слоя смешения можно пренебречь.
    Это обстоятельство дает возможность использовать приближенную методику, рассчитывающую излучение не только от ядра, но с учетом реальных характеристик спектра в зависимости от давления в струе. Расчет потоков сводится к определению интегральной степени черноты газа в зависимости от общего давления в струе, парциальных давлений излучающих компонент, размера ядра и статической температуры газа. Максимальные расчетные значения потоков на поверхности струи получились в зоне 107-го шпангоута фюзеляжа и на взлетном режиме были порядка 30 кВт/м2, а на крейсерском режиме около 7 кВт/м2. Поскольку струя отдалена от фюзеляжа, не весь этот поток попадет на конструкцию. Прежние экспериментальные исследования позволили оценить степень ослабления потока на пути от струи к конструкции.
    Максимальное количество тепла излучается струей в направлении нормали к поверхности. В каждом расчетном сечении положение и размеры площадок на обшивке были выбраны так, чтобы нормаль к площадке совпадала с направлением на ось внутреннего двигателя. Знания, накопленные на долгом пути к истине, позволили принять некоторые допущения. Поскольку внешние струи полностью или частично затеняются внутренними струями, было принято, что 3/4 излучения затененной части струи поглощается внутренней струей и только 1/4 часть достигает поверхности. Лучистый поток, падающий на поверхность фюзеляжа, убывает обратно пропорционально расстоянию от оси струи. Тепловой поток к нормально-ориентированным площадкам брался без дополнительной поправки. Для всех остальных вводилась поправка с учетом косинуса угла между нормалью к рассматриваемой площадке и направлением на площадку из центра струи. Тепловой поток к поверхности струи был рассчитан от струи в виде бесконечного цилиндра. На самом деле струя конечна. На срезе сопла струя представляется полубесконечной, поэтому полученное значение потока нужно разделить пополам. На большом расстоянии от среза сопла струю можно считать бесконечной. Промежуточные ситуации удалось учесть, считая, что к рассматриваемому сечению на расстоянии X от среза сопла с одной стороны примыкает цилиндр длиной X, а с другой стороны — полубесконечная струя. С учетом степени черноты обшивки к конструкции в зоне 107-го шпангоута подходит 9 кВт/м2 и 2 кВт/м2 на взлетном и крейсерском режимах соответственно, т.е. поток снизился почти в четыре раза.
    В отличие от струи, внутренние стенки сопла излучают энергию во всем диапазоне длин волн, поэтому излучение от сопла вносит существенный вклад в нагрев конструкции, несмотря на относительно низкую (по сравнению со струей) температуру внутренних стенок сопла. Поглощение этого излучения струей незначительно (в пределах узких полос спектра) и в первом приближении может не учитываться. Чтобы избежать необходимости решать сложную пространственную задачу об излучении внутренних стенок сопла, заменяем излучение от стенок излучением от плоского диска с той же температурой и степенью черноты, что и стенки сопла, помещенного на срезе сопла. В такой постановке задача решала аналитически при условии расположения нагреваемой конструкции перпендикулярно плоскости сопла. Произвольная ориентация конструкции учитывается поправочными коэффициентами. Основная погрешность, вносимая в расчет потоков от стенки сопла, заключается в отсутствии достоверной температуры этих самых стенок. Сотрудниками теплового отдела проводились замеры температур конструкции сопла с помощью термоиндикаторов, фиксирующих только максимальную температуру конструкции. Установка термопар на движущихся элементах конструкции невозможна, следовательно, отсутствует информация по времени полета. Недостающие данные определялись приблизительным расчетом. Максимальные тепловые потоки от сопла приходятся на зону 108-го шпангоута. В проведенном расчете конструкции в зоне максимального нагрева учитывались потоки от струи и сопла, теплообмен с внешним потоком и излучение обшивки в окружающую среду. Поскольку (за неимением другой) в расчете пользовалась модель цилиндрической струи, в расчете не учитывалась новая геометрия струй, полученная при рассмотрении взаимодействия трех струй. Тем не менее получен примерно одинаковый ypoвень рассчитанных и измеренных температур, но отмеченное выше расхождение в месте реализации максимального потока, естественно, отразилось и на температуре конструкции. Также не получен и второй максимум температур в зоне хвоста.
    К этому времени главное было сделано. Конструкторы ОКБ Туполева перестали «бояться» тепло задач. Принятые конструктивные решения, методики расчетов и испытаний были использованы во последующих разработках ОКБ. В полном объеме они были применены при проектировании самолета Ту-160. Несколько отличающаяся компоновка двигателей и форма фюзеляжа изменили зону нагрева, но не повлияли на существо дела. Обтекатель, выполненный из КАСТа и расположенный по обоим бортам фюзеляжа по всей длине хвостовой части, регулярно подгорал при работе двигателей на форсажных режимах. Для снижения температуры обтекателя он был оклеен фольгой, поскольку фольга обладает хорошей отражательной способностью. К сожалению, липкий слой, нанесенный на фольгу промышленным способом, был недостаточно термостойким, и под действием тепла и набегающего потока фольга периодически слетала. Приходилось ее восстанавливать, поскольку ставить титановый экран на обтекатель было дороже, да и вес лишний. Оказывали струи тепловое воздействие и на стабилизатор. На маломасштабной модели в ЦАГИ была проведена работа по определению теплового состояния стабилизатора при различных углах его отклонения и при разной высоте его расположения. При расположении в нижней части киля или на фюзеляже температура стабилизатора была выше допустимой. Это позволило выбрать оптимальное конструктивное решение.

<< Обеспечение прочности самолета Силовая установка сверхзвукового пассажирского самолета >>

Рейтинг@Mail.ru Топ-100