автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование условий устранения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности аэродрома в двигатели, расположенные в хвостовой части самолета

На правах рукописи

00460

268

Маргулис Станислав Гершевич

Исследование условий устранения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности аэродрома в двигатели, расположенные в хвостовой части самолета

Специальность: 05.07.05 - тепловые, электроракетные двигатели

и энергоустановки летательных аппаратов 01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 2 ДПР 2010

Казань 2010

004601268

Работа выполнена в ОАО Конструкторско-производственное предприятие «Авиамотор» и Казанском государственном техническом университете им. А. Н. Туполева

Научные руководители - доктор технических наук, профессор

Официальные оппоненты - доктор технических наук, профессор

Ведущее предприятие - ОАО Самарский научно - технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова

Защита состоится <ма.£ч 2010 г. в /О ч. на заседании

диссертационного Совета Д 212.079.02 Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева по адресу:

420111, Казань, К.Маркса, 10, в зале заседаний Ученого Совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КГТУ им. А.Н. Туполева

Электронный вариант автореферата размещен на сайте КГТУ-КАИ (www.kai.ru)

Автореферат разослан 7 2010 г.

Ученый секретарь диссертационного совета к.т.н.

В.А. Костерин; доктор технических наук М.Г. Хабибуллин

А.В. Фафурин

доктор физико-математических наук,

профессор

Д.В. Маклаков;

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. Одним из способов торможения самолета на пробеге после приземления является реверсирование тяги авиационного двигателя. Однако при включении реверса возникает ряд проблем, связанных с попаданием на вход в двигатели выхлопных газов и твердых посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП), ухудшением аэродинамических характеристик самолета. Указанные проблемы в различной мере присущи для большей части многодвигательных самолетов и имеют характерные особенности в зависимости от размещения двигателей. Так, при посадке самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа (самолеты Ту-154, Ту-334 и другие) реверсивные струи, истекающие вниз в направлении ВПП, взаимодействуя с ее поверхностью и воздушными массами, образуют рециркуляционную зону, границы которой при определенных условиях достигают воздухозаборников двигателей. При этом искажается поле скоростей и температур на входе в двигатели, что является предпосылкой к помпажу компрессоров и выключению двигателей. Кроме того, данное рециркуляционное течение может транспортировать с поверхности ВПП на вход в двигатели посторонние твердые предметы, повреждающие лопатки компрессора, что снижает безопасность полетов, приводит к досрочному съему двигателей с эксплуатации. Отрицательным фактором является аэродинамическая интерференция реверсивных струй и планера. Так, реверсивные струи, истекающие из верхних окон реверса, снижают эффективность руля направления, что при раннем включении реверса (в воздухе или до опускания на ВПП передней стойки шасси) может привести к ухудшению устойчивости и управляемости самолета. Выпуск интерцепторов и закрылков в посадочное положение приводит к возмущению воздушного потока на входе расположенных за крылом двигателей, способствует увеличению зоны рециркуляции газов реверсивных струй и их попаданию в воздухозаборники двигателей. Необходимость учета данных факторов накладывает ограничения на использование реверса тяги и снижает интенсивность торможения самолета.

В связи с этим, вопросы предотвращения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и улучшения посадочных характеристик самолета с расположением двигателей за крылом в хвостовой части по бокам фюзеляжа имеют актуальное значение. Важной составляющей данного направления работ является обобщение опыта оптимизации реверсивного устройства в системе самолет - силовая установка.

Цель работы. Расчетное и экспериментальное исследования процесса заброса реверсивными струями посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и эффективности применения средств торможения для сокращения длины пробега самолета. Разработка на базе экспериментальных и расчетных исследований рекомендаций и технических решений, направленных на обеспечение защищенности двигателей от попадания в воздухозабор-

ники газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности В ГШ и повышение эффективности применения реверса тяги для торможения самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа.

Задачи исследования.

1. Разработка физической и математической модели взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей. Проведение расчетного исследования параметров движения частицы и условий ее попадания на вход в двигатель с учетом влияния параметров реверсивной струи, скорости движения самолета, положения механизации крыла, продольного ветра.

2. Проведение расчетного исследования изменения длины пробега и сравнительной эффективности средств торможения самолета в зависимости от программы применения реверса, управления положением механизации крыла, торможения колес шасси. Расчетная проработка методик оптимального применения средств торможения самолета для сокращения пробега при повышении защищенности двигателей и уменьшении аэродинамической интерференции реверсивных струй и планера.

3. Проведение исследований на моделях в аэродинамической трубе границ распространения реверсивных струй в сносящем потоке воздуха и условий их попадания в воздухозаборник двигателя применительно к компоновке самолета с расположением двигателей за крылом в зависимости от конфигурации крыла и конструкции отклоняющей решетки реверса.

4. Проведение на самолете Ту-154 исследований:

- попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели в зависимости от скорости пробега самолета, режима работы двигателей и конструкции нижней решетки реверса;

- влияния положения интерцепторов и закрылков на развитие реверсивных струй и работу двигателей с включенным реверсом тяги;

- управляемости самолета при включении реверса до опускания на ВПП передних колес шасси;

-изменения длины пробега самолета в зависимости от методики применения средств торможения.

5. Разработка рекомендаций и технических решений по обеспечению защищенности двигателей от попадания на вход газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП при посадке самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа и рекомендаций по сокращению длины пробега самолета за счет расширения диапазона применения реверса.

Научная новизна. Предложена модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей и процесса заброса частицы на вход в двигатель. Разработан метод расчета скорости пробега самолета, при которой происходит заброс частиц на вход в двигатель, с учетом влияния параметров реверсивной струи, положения механизации крыла, продольного ветра. Получены зависимости скорости пробега, соответствующей забросу частиц, от ком-

плексного параметра, характеризующего их массу и аэродинамическое сопротивление.

Разработана методика оценки суммарного относительного заброса твердых частиц на дистанции пробега самолета.

Предложена методика расчетных исследований и оценки сравнительной эффективности средств торможения самолета. По результатам расчетов определены направления оптимизации совместного применения реверса тяги и устройств аэродинамического торможения самолета с расположением двигателей за крылом по бокам фюзеляжа.

Выполнен комплекс расчетных и экспериментальных исследований на моделях и натурных объектах, по результатам которого разработаны рекомендации и технические решения, направленные на повышение эффективности реверса тяги и устранение заброса посторонних предметов и газов реверсивных струй на вход в двигатели при пробеге самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа. Рекомендации и технические решения заключаются в рациональном управлении режимом работы двигателей, пространственной ориентации газовых струй на выходе из реверса и изменении положения взлетно-посадочной механизации крыла на пробеге самолета.

Основные положения, выносимые на защиту.

1. Модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей. Результаты расчетного исследования процесса заброса частиц с поверхности ВПП на вход в двигатели при посадке самолета.

2. Результаты расчетно-теоретических исследований сравнительной эффективности средств торможения самолета и оптимизации методики их совместного применения с целью сокращения пробега.

3. Результаты экспериментальных исследований на моделях и в натурных условиях на самолете Ту-154 условий попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели.

4. Рекомендации и технические решения по устранению попадания посторонних предметов и газов реверсивных струй на вход в двигатели и повышению эффективности реверса тяги для торможения самолета.

Практическая значимость. Результаты теоретических и экспериментальных исследований расширяют представление о процессе заброса реверсивной струей посторонних предметов на вход в двигатель. Использование разработанных рекомендаций, апробированных методик для моделирования процессов заброса посторонних предметов и оценки эффективности средств торможения позволяет обоснованно осуществлять разработку конструктивных и эксплуатационных мероприятий по защите двигателей и сокращению пробега самолета с расположением двигателей за крылом по бокам фюзеляжа на этапах проектирования, доводки и эксплуатации.

Использование результатов. С участием автора разработаны, прошли испытания и внедрены на двигателе НК-8-2У и самолете Ту-154 следующие

технические решения, повышающие защищенность двигателей и сокращающие пробег:

- конструкция решетки реверса с диагональной секцией (карта изменения - решение ЖГ-226 МАП-МГА, бюллетени № 773-БД-Г и № 773-БД-В);

- система ступенчатого управления реверсом тяги (бюллетень №154-3824 БУ-Г);

- автоматизированная система управления механизацией крыла на пробеге (бюллетень № 154-4580-БУ);

-методика посадки самолета со ступенчатым управлением режимом работы двигателей и изменением положения механизации крыла на пробеге (РЛЭ самолета Ту-154).

Степень достоверности полученных результатов. Достоверность результатов модельных, расчетных и натурных исследований, разработанных методик и рекомендаций подтверждается эффективностью применения разработанных технических решений на эксплуатирующихся самолетах Ту-154, удовлетворительным согласованием расчетных данных с результатами натурных экспериментов и эксплуатации.

Апробация работы. Основные положения работы докладывались на:

- IV и V научно-технических конференциях по проблемам защиты ГТД от повреждений посторонними предметами, Москва, ЛИИ, 1990,1992;

- V научно-техническом симпозиуме «Авиационные технологии 21 века», Жуковский, ЦАГИ, 1999;

- Международной научно-технической конференции, посвященной памяти Н.Д. Кузнецова, Самара, СГАУ, 2001;

- VI Международном конгрессе двигателестроителей, Украина, ХАИ, 2001;

- научно-технических конференциях, проводимых в КГТУ им. А.Н. Туполева и Казанском артиллерийском университете, научном семинаре в ЦИАМ.

Личный вклад автора. Автором разработана методика и проведено расчетное исследование способов повышения эффективности средств торможения самолета для сокращения пробега. Предложена математическая модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей и проведено расчетное исследование процесса ее заброса с поверхности ВПП на вход в двигатель. Разработана экспериментальная установка и проведены исследования на моделях границ распространения реверсивных струй и условий их попадания на вход в двигатели. Автор непосредственно участвовал в разработке и проверке в натурных условиях мероприятий по уменьшению попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели НК-8-2У и повышению эффективности реверса тяги при посадке самолета Ту-154. Им проведен сбор и анализ данных из эксплуатирующих организаций, выполнена оценка эффективности разработанных мероприятий по результатам эксплуатации.

Публикации. По теме диссертации опубликовано тринадцать печатных работ (две статьи в изданиях, рекомендованных ВАК, пять материалов конференций, два авторских свидетельства, четыре тезиса докладов).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и списка использованных источников. Диссертация изложена на 170 страницах машинописного текста, содержит 77 рисунков, 7 таблиц и список использованных источников из 173 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы работы, осуществляется выделение области исследования и сформулированы цели работы.

В первой главе дается обзор и анализ опубликованных работ по исследованию внутренней и внешней аэродинамики реверсивных устройств, расчетной оценки эффективности средств торможения самолета и влияния реверса тяги на пробег самолета, экспериментальных и расчетных исследований условий попадания газов реверсивных струй и транспортируемых ими с поверхности ВПП твердых посторонних предметов на вход в двигатели, исследованию аэродинамической интерференции реверсивных струй и планера самолетов различных компоновочных схем.

Рассмотрены статистические данные по случаям нарушения газодинамической устойчивости компрессора двигателей НК-8-2У при посадке самолета Ту-154 и данные по досрочному съему двигателей с эксплуатации и количеству замен рабочего колеса первой ступени компрессора вследствие обнаружения недопустимых забоин на лопатках. На основании статистических данных и опубликованных материалов показано, что твердые частицы, поднимаемые реверсивными струями, представляют наибольшую опасность для двигателей с хвостовым расположением.

Задача предотвращения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов в двигатели неразрывно связана с задачей обеспечения посадочных характеристик и сокращения пробега самолета. Вопросы расчетного исследования влияния реверсирования тяги на длину пробега и оценки эффективности реверса тяги в сравнении с другими средствами торможения достаточно широко рассмотрены в научно - технической литературе (наиболее полно в работах Гилерсона А.Г.). Однако расчеты проводятся с существенными упрощениями, без учета ряда факторов, действующих при пробеге, применяемые критерии эффективности средств торможения (по суммарному импульсу силы или по среднему ускорению) не достаточно обоснованы. Для выбора оптимальной методики применения средств торможения конкретного самолета необходимо максимально точно учитывать реальные процессы и динамику изменения действующих сил на пробеге.

Представленные в научной литературе основные направления исследования внешней аэродинамики реверса тяги, в основном, связаны с устранением попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели путем обеспечения соответствующей простран-

ственной ориентации реверсивных струй (Клестов Ю.М., Кабанец И.Ф., Си-дельковский Д.Б., Гилязов М.Ш., Мингалеев Г.Ф. и другие). Поскольку реверсивные струи оказывают влияние на аэродинамические характеристики самолета, а положение механизации крыла, в свою очередь, влияет на работу двигателей и границы распространения реверсивных струй, необходимо рассматривать вопросы оптимизации совместного применения реверса тяги и аэродинамических устройств торможения и управления самолетом.

Вопросы защиты двигателей от посторонних предметов, забрасываемых колесами шасси, вихревым жгутом и реверсивными струями наиболее полно изучены Комовым A.A. Однако вопросы расчетного исследования процесса взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей и условий заброса частицы на вход в двигатель требуют дополнительного рассмотрения.

Детальные исследования внутренней и внешней аэродинамики реверсивных устройств и отработка мероприятий по обеспечению их эффективности и надежности применения при посадке самолетов Ил-86 и Ту-154 проведены Хабибуллиным М.Г. Однако, ряд полученных экспериментальных данных нуждается в дополнительном теоретическом обосновании.

На основе анализа литературных источников и статистических данных по повреждаемости двигателей посторонними предметами сформулированы задачи настоящего исследования.

Во второй главе изложены результаты расчетного исследования влияния средств торможения самолета на длину пробега Ту-154 (рис. 1).

Рис.1. Схема распространения реверсивных струй при посадке самолета Ту-154

Исследование условий устранения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели предусматривает изменение режимов работы двигателей, положения механизации крыла, изменение направления истечения реверсивных струй. Поэтому рассмотрено влияние на длину пробега самолета регулирования режима работы двигателей по величине обратной тяги, моменту включения и моменту выключения реверса, изменения положения взлетно-посадочной механизации крыла на пробеге и силы торможения колес шасси.

Длина и время пробега самолета по ВПП определяются по формулам

, "г И/Г "тм т

А,я = МшХ | —' = М„ос ] —'

о м; о

где Мпос - посадочная масса самолета, - суммарная сила, направленная противоположно движению самолета, Утс - скорость самолета в момент касания ВПП основными колесами шасси.

Входящие в сила торможения колес шасси Ртр и сила аэродинамического сопротивления самолета X определяются по известным выражениям через коэффициенты трения /тр, аэродинамического сопротивления Сх и подъемной силы Су. Сила обратной и прямой тяги двигателей х -Кх) берется с учетом входного импульса. На переходных режимах работы двигателей (при приемистости и «сбросе», включении и выключении реверса) расчет ведется методом последовательных приближений до получения соответствия зависимостей Я = /(И) и V = /(г) известному (по результатам стендовых испытаний) изменению тяги по времени Я = /(т). Изменение действующих сил при пробеге самолета показано на рис.2.

Проведен расчет кинетической энергии самолета Е, которая рассеивается с помощью тормозных средств и соответственно равна работе силы торможения колес АТр, работе силы аэродинамического сопротивления самолета Ах и работе силы тяги двигателей Ац (рис. 3)

V К ■ V

4 =мПос {

о

(2)

где вместо Б, в формулу подставляются Е„,р, X или {Roc.pL-ЯД

Рис.2. Изменение силы торможения колёс шасси, аэродинамического сопротивления и тяги двигателей (с учетом входного импульса) на пробеге самолёта Ту-15,4 по сухой ВПП (Мпж = 78 т, Кае = 258 км/ч)

N

У

/ /

В, Аф, АХ) Ак МДж

180

160

140

120

100

Согласно расчету при посадке на сухую ВПП при выключении реверса на скорости самолета ¥= 120 км/ч с помощью тормозов шасси

рассеивается 51 % кинетической энергии самолета, за счет аэродинамического сопротивления 28 %, за счет работы двигателей 21 % (рис.3). Длина пробега составляет Ь„р=1055 м. Влияние методик применения средств торможения на длину пробега показано на рис. 4.

Проведен анализ применяемых рядом авторов критериев эффективности тормозных средств. Показано, что сравнение по суммарному импульсу силы, среднему ускорению торможения или по совершаемой работе не характеризуют влияние тормозных средств на интенсивность торможения самолета. Объективную оценку дает сравнение средств торможения по их влиянию на пробег самолета. Но это требует проведения достаточно сложных сравнительных расчетов с поочередным исключением из формулы Ьпр сил Автором предложено оценку

80

60

40

20

\

\ у

\

\

\

\е

\ УС

\ )

а, ^^^ О ___

выкл. \ ре». \

/ у

250

200

150

100

50 V, км/ч

Рис. 3. Сравнение эффективности средств торможения самолёта по величине совершаемой работы: -исходный

вариант посадки; — — — посадка с уборкой ин-терцепторов, приборкой закрылков, ступенчатым реверсированием

эффективности средств торможения (суммарно и по отдельности) проводить с помощью параметра

Тг = К +Х + К)Ус1У = Ттр +ТХ +ТК,

(3)

который представляет собой интеграл от мощности тормозного средства по

скорости пробега

р у

т, = [руйУ \х,с1У = N.сред ■ Ушс = А, • Укас/тпр, (4)

где Ы1сред • средняя мощность тормозного средства в диапазоне скоростей пробега от ¥кас до нуля.

Параметры Ту и ¿,,р связаны между собой обратной пропорцией ^■¿пр = Ек.У^с/2 (5)

Рис. 4. Изменение длины пробега самолёта Ту-154 при посадке на сухую ВПП:

I- использование режима Я»^ „„. = 35,3 кН (прямые решетки реверса) до V = 0; 2- выключение реверса при V = 120 км/ч; 3- реверс не включается (режим малого газа); 4 - торможение колёс не производится, режим Я „-р „,« до V = 0; 5- уборка внутренних интерцепторов, приборка закрылков, ступенчатое реверсирование тяги, К обр ы«е = 33,3 кН (диагональные решетки реверса).

Ниже в главах 3 и 4 показано, что выпуск устройств аэродинамического торможения (интерцепторы и закрылки) способствуют увеличению зоны рециркуляции газов реверсивных струй и их попаданию на вход в двигатели, что приводит к необходимости раннего выключения реверса. Поэтому рассмотрена возможность оптимизации совместного применения реверса и устройств аэродинамического торможения с целью уменьшения попадания газов и твердых частиц в двигатели и сокращения пробега самолета. На рис. 5 в обобщенном виде представлены результаты расчета влияния на длину пробега скорости самолета V, при которой производится изменение режима работы двигателей и частичная уборка механизации крыла. Согласно расчету закрылки обеспечивают эффективное аэродинамическое торможение самолета в начале пробега, а выпуск интерцепторов способствует эффективному применению тормозов шасси за счет уменьшения коэффициента подъемной силы крыла. С уменьшением скорости К эффективность устройств аэродинамического торможения самолета интенсивно уменьшается. При этом сохраняется достаточная эффективность реверса тяги вплоть до низких значений V. Отсюда следует, что с целью уменьшения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели целесообразно при пробеге проводить уборку внутренних интерцепторов и приборку закрылков. При этом сокращение пробега самолета обеспечивается расширением диапазона применения реверса тяги за счет смещения момента начала заброса газов и твердых частиц в область низких значений скорости пробега.

Для дополнительного сокращения Ьпр целесообразно во второй половине пробега вместо выключения реверса осуществлять перевод двигателей на пониженные режимы работы, которые определяются отсутствием заброса посторонних предметов в двигатели (режим малого газа обратной тяги, рис.2 и 5, глава 4).

Рис.5. Зависимость длины пробега самолёта Ту-154 по сухой ВПП от регулирования режима работы двигателей и изменения конфигурации крыла во время торможения Базовая посадка: Мпос = 78 т; Укас = 258 км/ч; У|кл. рсв = 255 км/ч; У„ торм = 240 км/ч; V.«., ре. = 120 км/ч; 53 = 45 5„нг = 50 Ьпр= 1055 м.

Изменяемый параметр (по УУ. А) момент включения режима Я обр. „акс: I - с режима Я м г; 2-е режима Я обр м г.; Б) момент выключения режима Я „ер макс с переходом на режим: 3-Я „ г (выключение реверса); 4 - К обр м г (ступенчатое реверсирование тяги); В) момент уборки механизации крыла: 5 - внутренних интерцепторов(5инт = 0); 6 - дополнительно закрылков до 5 3 — 28 °

Установлено, что действие импульса силы при высокой скорости самолета в большей степени сокращает пробег, чем действие импульса силы при низкой скорости. Показана эффективность раннего включения реверса (в воздухе перед приземлением). Вопросы обеспечения управляемости самолета при включении реверса в воздухе рассмотрены в главе 4.

С использованием результатов расчетного исследования разработана методика посадки самолета Ту-154, для реализации которой спроектирована система ступенчатого управления реверсом тяги и автоматизированная система управления механизацией крыла (см. главу 4).

Третья глава содержит описание экспериментальной установки, методику проведения исследования на моделях внешней аэродинамики реверса тяги и результаты исследования.

Экспериментальная установка (рис. 6) включает в себя воздушные магистрали, измерительные приборы и экспериментальный отсек. Экспериментальный отсек размещается в рабочем участке аэродинамической трубы. Конструкция отсека позволяет проводить исследования на моделях границ распространения свободной реверсивной струи в сносящем потоке воздуха, создаваемом аэродинамической трубой, и исследование границ распространения реверсивной струи, соударяющейся с плоской поверхностью, имитирующей поверхность ВПП, с учетом влияния элементов летательного аппарата. Основным элементом экспериментального отсека является полумодель двигателя НК-8-2У (разрез по плоскости симметрии), выполненная в масштабе М 1 : 20 и включающая реверсивное устройство и воздухозаборник (рис.7). Модель реверса включает одну дросселирующую створку и отклоняющуюся решетку, состоящую из семи сменных продольных секций, межлопаточные каналы которой выполнены в масштабе М 1:10. В модель пода-

Измерения проводились при одновременной и поочередной установке интерцептора и закрылков в посадочном (5зжр = 45°, 8инт = 50°) и полетном

I

Рис. 7. Модель двигателя I НК-8-2У с реверсивным устройством и воздухозаборником

Рис.8. Компоновка экспериментального отсека для исследования реверсивных струй применительно к самолету Ту-154

вался воздух от компрессора с давлением, обеспечивающим приведенную скорость на выходе из решетки до Лрев= 0,764. Электрический подогреватель обеспечивал подогрев воздуха до , . , . .

* 0 I . 1 ^ - ■. —■ ^ /о

А/ ри = ВО С при максимальном ; ; 7 7/7" 77

расходе через модель. Рабочая / , -

часть воздухозаборника соединена с эжектором. Аэродинамическая труба с соплом 320 х 500 мм обеспечивает скорость воздуха в рабочем участке до Кв = 39 м/с (Л„ = 0,12).

Исследования влияния по- -% \

ложения механизации крыла на —/"гА V \ \

попадание реверсивной струи на / ¡' .¿^ \ Ч \ \

I'2 п (4. иНи \22

вход в двигатель проводились в - ----------— -

компоновке экспериментального „ , „

Рис. 6. Схема экспериментальной отсека, содержащей основные г

г установки

элементы, моделирующие в мае-

штабе М 1 : 20 компоновку самолета Ту-154 (рис. 8). А именно, упрощенную полумодель фюзеляжа, модель крыла со сменными закрылками и внутренним интерцептором, полумодель двигателя с исходным вариантом решетки реверса и экран-имитатор ВПП. Исследование развития рециркуляционной зоны, образующейся при взаимодействии реверсивной струи с экраном и внешним потоком воздуха, и оценка попадания реверсивной струи в модельный воздухозаборник проводились путем измерения полей температуры в поперечных сечениях между плоскостью среза воздухозаборника и крылом с помощью гребенки девяти термопар, закрепленной на координатнике, и с помощью термопар, закрепленных на входной кромке воздухозаборника модели.

(8закр = 0, 8,шт = 0) положениях. Материалы экспериментов были обобщены в виде зависимостей относительной температуры в трех точках воздухозаборника и размеров рециркуляционной зоны (рис.9) от параметра дг (рис.10), который представляет собой отношение скоростных напоров реверсивной струи и внешнего потока ^ = р^. ■ У2)-

Исследования показали, что взлетно-посадочная механизация крыла существенно влияет на развитие реверсивной струи, соударяющейся с поверхностью ВПП за крылом самолета. Уборка интерцептора и закрылков способствует увеличению воздействия внешнего потока на реверсивную струю и, соответственно, способствует уменьшению скорости внешнего потока, при которой реверсивная струя начинает попадать на вход в двигатель (скорость V,, определена применительно к работе натурного двигателя на режиме максимальной обратаой^^ги):___

ёзакр, град Атт. Град Яу Ув км/ч

45 50 23...25 184...190

45 0 68...80 105...110

0 50 88...92 95...98

0 0 99...107 90...92

Рис.9. Измерение температуры в Рис.10. Динамика высоты нарастания вы-плоскости воздухозаборника соты рециркулярной зоны в плоскости

воздухозабор н и ка

Попадание выхлопных газов на вход в двигатель в значительной степени зависит от ориентации реверсивных струй, которая определяется конструкцией отклоняющих элементов реверсивного устройства. Уменьшить попадание реверсивной струи, отраженной от поверхности ВПП, на вход в двигатель, можно за счет ее бокового отклонения и за счет ее формирования таким образом, что улучшится снос реверсивной струи внешним потоком воздуха.

Исследования распространения свободной реверсивной при наличии внешнего потока проводились с различными вариантами решетки реверса. В частности, определялись границы распространения реверсивной струи для следующих вариантов решетки: а) исходная решетка, продольные стенки секций которой расположены параллельно плоскости симметрии реверса так, что межлопаточные каналы имеют одинаковое направление (рис.7);

б) решетка с унифицированными секциями, продольные стенки которых расположены по радиусу к оси модели и формируют неполную веерную струю;

в) решетка с «диагональной» секцией для бокового отклонения реверсивной ; струи (модельная решетка соответствует натурной, показанной на рис.13).

Исследование развития реверсивных струй проводилось путем измерения полей температур в сечениях, параллельных внешнему потоку воздуха, с I помощью сетки, препарированной 144 термопарами (рис.11). По результатам исследования для

различных значений параметра

построены траектории границ струи. Начальный участок веерной струи вследствие выравнивания I передней границы имеет более 1 острый угол наклона к оси двига-I теля и соответственно большую ' глубину проникновения в поток в ' продольном направлении, чем струя, истекающая из исходной решетки. Это обстоятельство обуславливает попадание веерной струи после соударения с поверхностью ВПП во вход собственного двигателя при большей скорости внешнего потока, чем попадание струи из исходно' го варианта решетки.

Боковое отклонение реверсивной струи от фюзеляжа самолета с помощью «диагональной» секции приводит к уменьшению скорости внешнего потока, при которой струя достигает воздухозаборника. Постановка «диагональной» секции в верхнюю решетку реверса не приводит к достаточному отклонению реверсивной струи от вертикального оперения самолета Ту-154.

В четвертой главе представлены результаты экспериментальных исследований на натурных объектах условий попадания газов реверсивных струй и транспортируемых ими с поверхности ВПП посторонних предметов на вход в двигатели, результаты отработки мероприятий по уменьшению заброса и сокращению пробега самолета Ту-154.

Исследования, проведенные ЛИИ и АНТК им. А.Н. Туполева (сейчас ОАО «Туполев») показали, что практически отсутствует заброс посторонних предметов на вход в двигатели колесами шасси и вихревым жгутом, возни-

Рис.11. Компоновка экспериментального отсека для исследования границ распространения свободных реверсивных струй

кающим между воздухозаборником и поверхностью ВПП, и имеет место заброс посторонних предметов реверсивными струями. АНТК им. А.Н. Туполева, ЛИИ, ГосНИИ ГА и КПБМ (сейчас ОАО КПП «Авиамотор») был проведен комплекс совместных исследовательских работ, направленных на усовершенствование конструкции реверса и оптимальное управление режимом работы двигателей и положением механизации крыла на пробеге. С участием автора по результатам исследований выпущено четыре совместных научно-технических отчета.

Исследования попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели проводились по методике, разработанной ЛИИ. Выполнялись пробежки самолета Ту-154 по контрольному участку ВПП с насыпанным гранитным щебнем. В процессе испытаний менялся режим работы боковых двигателей с включенным реверсом тяги и скорость прохождения контрольного участка ВПП. Постоянная скорость движения самолета поддерживалась работой среднего двигателя. Заброс оценивался по количеству частиц (и), попавших в сетки - ловушки, установленные на входе в двигатели. Попадание выхлопных газов оценивалось по показаниям датчиков температуры, установленных в воздухозаборниках. Как показали испытания заброс частиц гранита во вход двигателей, работающих на режиме максимальной обратной тяги (Roop .,mt) начинается на скорости Vc = 180 км/ч (рис.12). Это означает, что при пробеге после приземления заброс посторонних предметов начинается практически сразу после выхода двигателей на режим R00p лтс и продолжается вплоть до выключения реверса (см. зависимость R,„-,p =/(Vc) на рис.2).

До проверки летными испытаниями мероприятия по доработке конструкции и системы управления реверсом тяги проверялись стендовыми испытаниями двигателя в КПБМ с участием автора.

Для обеспечения работы двигателя с включенным реверсом на режиме, близком к малому газу {RU6p .«.л), была разработана система ступенчатого управления реверсом тяги, позволяющая включать электромагнитный клапан слива топлива насоса-регулятора НР-8-2УС. При этом расход топлива уменьшается до минимального значения. При работе двигателей на режиме R0,'jp.„.,-. заброс частиц гранита практически отсутствовал вплоть до остановки самолета (рис.12).

При включении реверса реверсивные струи из верхних решеток затеняют руль направления от воздействия внешнего потока воздуха, что делает его не эффективным. Учитывая ухудшение управляемости самолета рулем направления, включение реверса до опускания на ВПП передних колес шасси может привести к боковому сходу самолета с ВПП. С целью проработки возможности раннего включения реверса проведены исследования, направленные на уменьшение влияния реверсивных струй на оперение самолета. Оценка эффективности руля направления проводилась на самолете, оборудованным системой ступенчатого управления реверсом тяги с серийными и экспериментальными решетками реверса в верхних окнах мотогондолы. При движе-

Рис.12. Изменение заброса частиц гранитного щебня (с/, =5...20мм) в воздухозаборники двигателей НК-8-2У в зависимости от скорости самолета: I - прямая решетка реверса; 2 - диагональная решетка;

а Кобр макс 5 ^ 0,9" К06р люкс >

В * 0,5- Кобр макс ; Г К-оор мга]-

нии самолета со скоростью Ус = 200 км/ч с отключенным управлением стойкой передних колес выполнялись «дачи» рулем направления и регистрировались параметры управления и движения. При работе двигателей на режиме Кобр макс независимо от конструкции верхних решеток реверса самолет не реагирует на отклонение руля направления. При движении с выключенным реверсом показатель 8°'у (угол отклонения руля, соответствующий угловому ускорению самолета а>у =1 град/с2), характеризующий управляемость самолета, равен 8®у = -16 с2. При работе двигателей с включенным реверсом на

минимальном режиме (/?„б;) ,,,) 8*'" = -11 с2, что свидетельствует о наличии

управляемости, достаточной для выполнения маневров самолетом.

Таким образом, система ступенчатого управления реверсом тяги позволяет расширить диапазон применения реверса на пробеге и тем самым сократить длину пробега. А именно, при включении реверса в воздухе на высоте 2 ... 3 м на режиме Яобрм.г сохраняется достаточная управляемость самолета рулем направления до опускания на ВПП передних колес. При переходе с режима Кобр жкс на режим Иа-,р ,,, во второй половине пробега обеспечивается защита двигателей от заброса посторонних предметов вплоть до момента выключения реверса при достижении скорости руления самолета. При этом исключается нежелательный при торможении самолета импульс прямой тяги, возникающий при выключении реверса с максимального режима (рис.2).

Наряду с серийной компоновкой реверса испытаниями по оценке заброса гранитного щебня в двигатели был проверен ряд вариантов с нижней решеткой, конструкция которой ослабляет воздействие реверсивной струи на зону ВПП, находящуюся под двигателем. Наиболее оптимальной (в части уменьшения заброса при приемлемом снижении обратной тяги АИ0бр = -5,5 %) оказалась конструкция диагональной решетки, у которой с целью отклонения потока газов в сторону от плоскости симметрии самолета пять продольных лопаточных рядов из тринадцати заменены секцией с расположением рядов под углом 45° к осевому направлению (рис.13). При установке диагональных решеток началу заброса частиц гранита соответствовала скорость самолета К = 140 км/ч (рис.12).

Интерпретируя данные графика п = /(К,„у,, конструкция реверса) как заброс частиц при прохождении самолетом участка ВПП единичной длины

п,%

А(! можно определить суммарный заброс частиц в процессе пробега

V

вык.1 . рае

пх= (6)

^ вк.1 . рев .

С использованием известных зависимостей = Кю,,{т) и Ус = Кс (г) выражение суммарного заброса частиц принимает вид

^выкт. ред.

иЕ= (7)

^вкл. рев.

Согласно расчету (рис.14) замена исходных решеток реверса на диагональные на порядок уменьшает заброс твердых частиц на пробеге (за 100% принят заброс с исходными решетками при выключении реверса на скорости 120 км/ч).

Установка диагональных решеток реверса проводилась при изготовлении и ремонте двигателей в заводских условиях и в эксплуатации. По материалам ежемесячных сводок, получаемых из аэропортов приписки самолетов МГА, количество двигателей (доработанных диагональными решетками и не доработанных), получивших в течение месяца недопустимые повреждения компрессора, сравнивалось со средним на данный месяц количеством находящихся в эксплуатации двигателей соответствующей компоновки. Анализ повреждаемости двигателей показал, что досрочный съем по забоинам компрессора двигателей с диагональными решетками уменьшился в 1,83 раза, а число замен рабочего колеса первой ступени компрессора уменьшилось в 2,22 раза. Фактически в результате внедрения диагональных решеток повреждаемость двигателей уменьшилась в меньшей степени, чем дает расчетная оценка заброса частиц на пробеге по результатам натурных испытаний. Объяснение этого факта дано в главе 5 по результатам расчетного исследования взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей. В абсолютном выражении досрочный съем двигателей НК-8-2У по недопустимым забоинам компрессора после замены исходных решеток реверса на диагональные снизился в большей степени, но это связано не только с увеличением защищенности двигателей, но и с уменьшением количества полетов.

Экспериментальные исследования, проведенные на самолете Ту-154, показали, что положение внутренних интерцеп-торов и закрылков при пробеге по ВПП существенно влияет на попадание газов реверсивных струй на вход в двигатели. Так, например, при уборке закрылков и дополнительно внутренних интерцепторов из посадочного в полетное

Рис. 13. Реверс тяги двигателя НК-8-2У с диагональной решеткой

положение скорость самолета, соответствующая началу попадания газов на вход в двигатели, оборудованные диагональными решетками, снизилась со 150... 170 км/ч до 110 км/ч и до 95 км/ч соответственно. Заброс твердых частиц в этих экспериментах не определялся. Расчетная оценка влияния положения механизации крыла на заброс частиц проведена в главе 5.

Длина пробега самолета Lnp рассчитывалась по результатам измерения продольной перегрузки пх в процессе торможения. Значения пх приводились к посадочной массе 78 т и скорости касания ВПП 258 км/ч. При выключении реверса на скорости 120 км/ч L„p = 1045 м, что подтверждает результаты расчетного исследования, проведенного в главе 2.

По результатам летных испытаний АНТК им. А.Н. Туполева разработана автоматизированная система управления механизацией крыла при посадке, которая конструктивно связана с системой ступенчатого управления реверсом тяги и обеспечивает кратковременный выпуск внутренних интерцепто-ров после приземления и перевод закрылков из посадочного положения во взлетное при пробеге. При летной проверке разработанной методики применения средств торможения попадание газов на вход в двигатели не зафиксировано, посадочная дистанция самолета сократилась. Согласно расчету (глава 2) сокращение пробега относительно исходного варианта посадки составляет 4%, а уменьшение нагрузки на тормоза шасси 10%, что увеличивает срок службы дисков колесных тормозов.

Доработка самолетов Ту-154 системой ступенчатого управления реверсом тяги проводилась при ремонте в заводских условиях. Доработка самолетов автоматизированной системой управления механизацией крыла на посадке проведена в отдельных аэропортах.

В пятой главе рассмотрены вопросы расчетного исследования условий попадания на вход в двигатели твердых частиц, транспортируемых реверсивными струями с поверхности ВПП.

Натурные испытания по оценке защищенности и последующие работы по оптимизации реверса требуют значительных затрат, поэтому для самолетов, находящихся в стадии проектирования, целесообразно проводить расчетное исследование заброса твердых частиц на вход в двигатели при реверсировании тяги.

/У

/

// 1а

2

1в0 160 140 120 100 80

v ^ ^км/ч

Рис.14. Изменение суммарного заброса частиц гранита на вход в двигатели при пробеге самолета Ту-154 в зависимости от скорости, на которой выключается реверс: 1 - прямая решетка реверса, =250 км/ч; 1а -

Ккл.рев. = 220 км/ч; 2 - диагональная решетка

Реверсивная струя после соударения с поверхностью ВПП растекается по ней, образуя пристеночную струю, методы расчета которой известны. Хорошая сходимость с экспериментальными данными применительно к пробегу самолета Ту-154 с убранными интерцепторами и закрылками получена при расчете пристеночной струи по следующей методике. Максимальная скорость и температура в пристеночной реверсивной струе (рис.15)

V = 3 22 • Я ■ V

гхт -'>■"' ло ' I

рев

Г Т /т

л оо рев

*(х + 0,288-О

(8)

V,.

Тхт = Тх + 0,86—^ (7^, -Тл)> (9)

рее

где Нт Урс„, Трев - эквивалентный радиус, скорость и температура реверсивной струи на выходе из решетки; Тх - температура внешнего потока; I - длина свободного участка струи; х - расстояние от рассматриваемого сечения струи до точки пересечения оси струи с плоской поверхностью (*„).

С использованием формулы Шлихтинга для профиля скорости и формулы Тейлора для температуры в точке струи по значениям Ухт, Тхт и Т,_, определяются средние значения скорости и температуры в сечениях пристеночной струи. Положение точки отрыва (х2) пристеночной струи от поверхности ВПП определяется из условия равенства среднего по сечению струи скоростного напора (дх ср~рх сР ¥2Х ср12) скоростному напору внешнего потока (дт ~Рл V2:, 12). Согласно результатам расчета положение точки отрыва реверсивной струи при различных режимах работы двигателя подчиняется единой зависимости х2=/(), где (¡у = ц^ / - отношение скоростных напоров

реверсивной струи (в начальном сечении) и внешнего потока.

В диссертации предложен следующий метод расчета движения твердой частицы в реверсивной струе и за ее пределами. I

Аэродинамическая сила, действующая на частицу со стороны пристеночной струи, вызывает изменение ее скорости по известному закону Ньютона. Уравнение движения частицы в направлении движения самолета в дифференциальной форме имеет следующий вид

с! г 2т

где IV, т, 5, сх - скорость, масса, миделево сечение и коэффициент аэродинамического сопротивления частицы соответственно; рх - плотность газа в струе; г-время; (К + Ус — ТУ) - скорость газа относительно частицы.

В результате записи от и 5 через плотность р и эквивалентный диаметр ¿4 частицы получаем интегральное выражение для скорости, которую приобретает частица под действием пристеночной струи

р^Л

где А - постоянный коэффициент, равный 0,75 при р в г/см3, с1э в мм.

Взаимодействие пристеночной реверсивной струи с твердой частицей начинается в точке отрыва струи от ВПП х=х2\ здесь г= 0, IV =0. Значения Ух и рх для подстановки в выражение IV определяются в зависимости от координаты х частицы в струе

х = х2-\(Ус-Ж^т. (12)

г

Граничным условием, определяющим возможность попадания частицы на вход в двигатель, является равенство IV = Ус в точке х - х0. Если при движении от х2 к х0 скорость частицы увеличивается от нуля до IV = Ус , то далее происходит ее обратное движение с ускорением и частица может попасть на вход в двигатель под

действием восходящего течения в _ „,

зоне отрыва реверсивной струи от

ВПП или в результате рикошета- Рис- 15- Схемы Движения твердых рования от ВПП, выпущенных час™« ПРИ взаимодействии с ревер-закрылков и интерцепторов. После сивнои струей

пересечения передней границы реверсивной струи (х = х2) в направлении вперед-вверх частица теряет скорость при торможении в воздушных массах. Изменение горизонтальной составляющей скорости и координаты частицы при ее движении за пределами реверсивной струи подчиняются уравнениям

Р*3

х = х2+\()¥-Ус)с1т (13)

Возможные схемы движения частиц в координатах хОг, перемещающихся со скоростью движения самолета Ус, представлены на рис.15.

Наличие продольного ветра, выпуск интерцепторов и закрылков, приводит к изменению границ распространения реверсивной струи и, как следствие, к изменению импульса силы, действующей на частицу. Если влияние продольного ветра на положение точки отрыва пристеночной струи и на заброс частиц учитывается расчетным путем, то оценка влияния механизации крыла на положение передней границы реверсивной струи для расчета заброса частиц требует привлечения экспериментальных данных. По экспериментальным значениям скорости самолета, соответствующим началу попадания газов во вход двигателей при различной конфигурации крыла (глава 4), определяются значения коэффициента снижения скоростного напора воздушного

потока за крылом (к„) при обтекании выпущенных интерцепторов и закрылков. Параметры реверсивной струи и частицы (х2 и IV) при выпущенных ин-терцепторах и закрылках определяются с использованием коэффициента ку.

Из полученных уравнений следует, что скорость, которую приобретает частица под действием пристеночной струи, обратно пропорциональна комплексу с1ур-сх~', который характеризует массу и аэродинамическое сопротивление частицы.

На рис.16 представлены результаты расчета максимальной скорости самолета Ту-154, при которой возможен заброс частиц на вход в двигатели, при посадочном (6за!ф= 45°, 5ИНТ= 50°) и полетном (5закр, 5ИНТ = 0) положении механизации крыла с прямыми (исходными) и диагональными решетками реверса. Значения Ус при с1э-р-сх1 = 0 соответствуют попаданию газов реверсивных струй. Расчетное исследование показало, что мельчайшие частицы (пыль, песок) могут попасть на вход в двигатель только вместе с потоком газов, который их транспортирует. Более крупные и тяжелые частицы (*%-р-Сх' от 2...4 до 25...40 г- мм • см"3) попадают на вход в двигатель при большей скорости Ус (то есть раньше по времени пробега) чем газы, так как частицы выбрасываются впереди фронта реверсивной струи. Тяжелые частицы разгоняются под действием реверсивной струи до скорости Ус и попадают на вход в двигатель при низких значениях Ус, когда фронт реверсивной струи смещается вперед относительно воздухозаборника.

Зависимости Ус — { (¿4 рСх') пересчитаны в зависимости, характеризующие заброс частиц гранита, бетона, битума, льда. Результаты расчетов хорошо согласуются с экспериментальными значениями Ус заброса частиц гранита {с1э да 5 мм).

Моделирование процесса заброса позволило достоверно интерпретировать и обобщить результаты натурных экспериментов. Расчетное исследование дает объяснение причины меньшей эффективности диагональных решеток реверса по результатам эксплуатации по сравнению с результатами натурных испытаний. Дело в том, что испытания проводились с гранитным щебнем размером от 5 до 20 мм, а в условиях эксплуатации значительная часть повреждений компрессора вызвана попаданием опасных частиц с меньшим значением параметра с1э-р-сх~' (например, частица гранита в соединении с битумом), заброс которых происходит при более высокой скорости самолета.

На попадание газов реверсивных струй в двигатели (при постоянном режиме работы) определяющее влияние оказывает скорость перемещения самолета относительно воздушных масс и положение взлетно-посадочной механизации крыла. При наличии продольного ветра скорости перемещения самолета относительно ВПП {Ус) и относительно воздушных масс (К,) не совпадают. На рис. 17 показаны зависимости Ус = /(К*), соответствующие забросу частиц, характеризующихся рядом значений параметра йэ-рсх'. Из рисунка видно, что заброс частиц в большей степени зависит от Ус чем от Ут

(в то время как попадание газов зависит от У„). Влияние продольного ветра и положения механизации крыла на заброс частиц уменьшается с увеличением с^-рсх'. Согласно расчету, уборка посадочной механизации крыла при пробеге самолета Ту-154 приводит к снижению но не обеспечивает устранения

заброса посторонних предметов на вход в двигатели (при обеспечении устранения попадания газов реверсивных струй). Полученные результаты опровергают мнение ряда авторов о том, что о забросе посторонних предметов можно судить по попаданию в двигатели газов реверсивных струй.

Рис. 16. Изменение максимальной скорости самолета, при которой возможен заброс твердой частицы на вход в двигатель, в зависимости от параметра, характеризующего ее массу и аэродинамическое сопротивление:

Режим Решетка 8ич> &ИНГ.

1 - расчет Кобр макс прямая 45° so-

/' - расчет 0,5 " Нобрмакс прямая 45° so0

2 - расчет Кобр макс прямая 0 0

3 - расчет Кобр макс диагональная 45° 50°

4 - расчет Кобрмакс диагональная 0 0

о - эксперимент (d,s 5мм) 0,5;0,9;1,0- Вы*мшс прямая 45° 50°

• - эксперимент Кобр макс диагональная 45° 50°

Vc, км/ч

180

140

100

60

\

/ * 14 V4

Г

/

20 40 60 80 100 d,-p Г ММ

' з

с. см

сж 1 А г/

\

Рис. 17. Изменение скоростей перемещения самолета относительно ВПП (Ус) и относительно воздушных масс (Уг), соответствующих забросу частиц ^э -р-Сх1 =сот! (решетка реверса

прямая; R„,

юр макс* изакр?

18» V-.км/ч 21

Расчетные зависимости, связывающие скорость движения самолета с параметрами твердых частиц, которые могут транспортироваться реверсивными струями на вход в двигатели, имеют общий характер для самолетов с расположением двигателей за крылом по бокам фюзеляжа.

Основные результаты и выводы:

1. На самолете Ту-154 и на экспериментальных моделях проведены исследования закономерностей развития реверсивных струй, их влияния на аэродинамические характеристики самолета, заброса твердых частиц с поверхности ВПП на вход в двигатели. Получены следующие результаты:

-определены варианты конструкции решеток реверса, обеспечивающие уменьшение заброса реверсивными струями твердых частиц с поверхности ВПП на вход в двигатели;

-определены пониженные режимы работы двигателей с включенным реверсом тяги, при которых (в отличие от высоких режимов) имеет место достаточная управляемость самолета рулем направления (при включении реверса перед приземлением), а также отсутствует заброс опасных частиц во всем диапазоне скоростей пробега самолета (вплоть до его остановки);

-установлено, что выпуск интерцепторов и закрылков в посадочное положение приводит к увеличению зоны рециркуляции газов и их попаданию в двигатели; определены скорости пробега самолета, при которых происходит попадание газов в зависимости от положения механизации крыла.

2. Проведено расчетное исследование влияния средств торможения на длину пробега самолета по ВПП. Выработаны критерии сравнения эффективности реверса тяги, тормозов шасси и аэродинамических устройств торможения. С учетом экспериментальных данных по влиянию положения механизации крыла на попадание реверсивных струй в двигатели и влиянию работы реверса на аэродинамические характеристики самолета показана возможность оптимизации совместного применения реверса тяги и управления положением взлетно-посадочной механизации крыла для сокращения пробега самолета. Оптимизация предусматривает расширение диапазона применения реверса и частичную уборку устройств аэродинамического торможения в процессе пробега.

3. Разработана модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей, получены уравнения движения частицы в реверсивной струе и за ее пределами. В результате расчетного исследования применительно к самолету Ту-154 (при различных положениях механизации крыла, режимах работы двигателей, скоростях продольного ветра) определены скорости пробега, при которых происходит заброс твердых частиц в зависимости от комплексного параметра, характеризующего их массу и аэродинамическое сопротивление. Характер полученных зависимостей является универсальным для самолетов с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа. Установлено, что положение механизации крыла и наличие продольного ветра оказывают влияние на попадание в двигатели газов реверсивных струй и существенно меньше влияют на заброс твердых частиц. Показано, что твердые

частицы выбрасываются впереди фронта реверсивной струи, что при определенных условиях приводит к их попаданию в двигатель при большей скорости пробега самолета, чем газов реверсивных струй.

Предложен метод определения суммарного относительного заброса посторонних предметов в процессе реверсирования тяги на пробеге.

4. Результаты расчетных исследований заброса посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и влияния работы средств торможения на длину пробега самолета удовлетворительно согласуются с результатами экспериментальных исследований, проведенных на самолете Ту-154.

5. В результате работ, положенных в основу диссертации, разработаны и внедрены на самолете Ту-154 рекомендации по повышению защищенности двигателей от попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП, сокращению длины пробега, обеспечению управляемости самолета при включении реверса в воздухе перед касанием ВПП. Рекомендации включают изменение пространственной ориентации реверсивных струй (диагональные решетки реверса), оптимальное управление режимом работы двигателей (система ступенчатого управления реверсом тяги) и положением механизации крыла на пробеге самолета (автоматизированная система управления механизацией крыла).

Разработанная методика посадки самолета Ту-154 предусматривает включение реверса в воздухе с выходом на максимальный режим после опускания на ВПП передних колес шасси, частичную уборку механизации крыла из посадочного положения в процессе торможения самолета, перевод двигателей на пониженный режим работы и выключение реверса при достижении скорости руления.

6. Обработка данных, полученных из эксплуатирующих организаций, показала, что внедрение диагональных решеток позволило в среднем в два раза уменьшить повреждаемость двигателей. Уборка механизации крыла из посадочного положения при пробеге приводит к устранению попадания газов реверсивных струй в двигатели, но согласно расчетным исследованиям не обеспечивает устранение заброса посторонних предметов.

Согласно экспериментальных и расчетных данных разработанная методика посадки самолета позволяет уменьшить длину пробега самолета по ВПП и снизить нагрузку на тормоза шасси, что увеличивает срок службы дисков колесных тормозов.

Список публикации по теме диссертации Работы, опубликованные в рекомендуемых ВАК журналах:

1 Маргулис С.Г. Исследование заброса реверсивными струями посторонних предметов на вход в авиационные двигатели. Изв. вузов. Авиационная техника, № 2, 2008, с. 27-31.

2. Маргулис С.Г. Влияние изменения структуры потока за турбиной на устойчивость работы ТРДЦ при включении реверсивного устройства.

/Хабибуллин М.Г., Маргулис С.Г., Мингалеев Ф.М., Шмерлин А.Ш., Рогов

B.И.// Изв. вузов. Авиационная техника, №1, 1998, с. 107-110.

Работы, опубликованные в материалах конференции различного уровня:

3.Маргулис С.Г Разработка и результаты внедрения мероприятий против попадания посторонних предметов в двигатели НК-8-2У при посадке самолета Ту-154. /Каховский К.В., Маргулис С.Г, Мингалеев Ф.М.// Материалы 1У научно-технической конференции по проблемам защиты ГТД от повреждений посторонними предметами.-Москва, ЛИИ, 1990, с.213 - 228.

4.Маргулис С.Г. Экспериментальное исследование на моделях попадания газов в воздухозаборники силовых установок при послепосадочном пробеге самолетов Ил-86 и Ту-154. /Мингалеев Г.Ф., Костерин В.А., Гилязов М.Ш. (КАИ), Маргулис С.Г., Рогов В.И., Мингалеев Ф.М. (КПГП «Авиамотор»)// Материалы пятой межведомственной научно-технической конференции по проблемам защиты ГТД от повреждения посторонними предметами. - Москва, ЛИИ, 1992, с.187-201.

5.Маргулис С.Г. Повышение эффективности использования реверса тяги и надежности при посадке самолета с расположением двигателей в хвостовой части. I Хабибуллин М.Г., Маргулис С.Г., Рогов В.И.// Сборник трудов 5-го Международного научно-технического симпозиума «Авиационные технологии 21 века». - Жуковский, 1999, с.350 - 355.

6.Маргулис С.Г. Опыт доводки реверсивных устройств турбореактивных двигателей НК-8-2У и НК-86 на самолетах Ту-154 и Ип-86. /Маргулис

C.Г., Хабибуллин М.Г., Гилязов М.Ш., Рогов В.И., Чистов ИТ.// Сборник докладов VI Международного конгресса двигателестроителей. Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», 2001, с. 186-189.

7.Маргулис С.Г. Исследования путей уменьшения попадания реверсивных струй и посторонних предметов с ВПП на вход в ГТД при посадке самолета с расположением двигателей за крылом. /Маргулис С.Г., Хабибуллин М.Г., Гилязов М.Ш., Рогов В.И.// Сборник докладов Международной научно-технической конференции, посвященной памяти Н.Д. Кузнецова. -Самара, СГАУ, 2001, с. 122-131.

Авторское свидетельство, патент

8.Маргулис С.Г. Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя многодвигательного самолета. /Хабибуллин М.Г. Каховский К.В., Мингалеев Ф.М., Маргулис С.Г., Арандт Ю.М.// Авторское свидетельство №1106210 СССР, 1984.

9.Маргулис С.Г. Устройство для реверсирования тяги турбореактивного двигателя. /Хабибуллин М.Г., Павлов А.Ф., Маргулис С.Г., Шмерлин А.Ш.// Патент РФ № 2157906,2000.

Тезисы докладов

10.Маргулис С.Г. Повышение эффективности использования средств торможения самолета на ВПП при посадке. /Хабибуллин М. Г., Маргулис С.Г., Мингалеев Ф.М., Гилязов М.Ш., Мингалеев Г.Ф., Сайфиев С.УМ Тезисы док-

ладов и сообщений на 9-м научно-техническом семинаре «Внутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика». -Казань, КВАКИУ им. М.Н. Чистякова, 1997, с. 57.

П.Маргулис С.Г. Исследование на моделях условий попадания газов реверсивных струй на вход в двигатель, расположенных за крылом летательного аппарата. /Маргулис С.Г., Рогов В.И.// Тезисы докладов 12-го межвузовского научно-технического семинара. - Казань, КФВАУ, 2000, с. 31.

М.Маргулис С.Г. Расчетное исследование заброса посторонних предметов с поверхности ВПП во вход двигателей при реверсировании тяги турбореактивных двигателей на посадке самолета. Тезисы докладов 15-го Международного научно - технического семинара «Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экономика». - Казань, КФВАУ, 2003.

13.Маргулис С.Г. Экспериментальное и расчетное исследование условий попадания на вход в двигатели твердых частиц, транспортируемых реверсивными струями с поверхности ВПП при посадке самолета Ту-154. Тезисы докладов Международной научно - технической конференции «Рабочие процессы и технология двигателей». - Казань, КГТУ - КАИ, 2005, с. 263 - 265.

Автор выражает глубокую благодарность к.т.н. Гилязову М.Ш. за помощь и консультации при выполнении работы.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ.л.1,5. Усл.печ.л.1,39. Уч.-изд.л. 1,09.

Тираж 100. Заказ Н 48

Типография Издательства Казанского государственного технического университета 420111, Казань, К.Маркса, 10

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА I. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА ПО ИССЛЕДОВАНИЯМ ВНУТРЕННЕЙ И ВНЕШНЕЙ АЭРОДИНАМИКИ РЕВЕРСИВНЫХ УСТРОЙСТВ, ЭФФЕКТИВНОСТИ ИХ ПРИМЕНЕНИЯ И ЗАБРОСА РЕВЕРСИВНЫМИ СТРУЯМИ ТВЕРДЫХ ЧАСТИЦ НА ВХОД В ДВИГАТЕЛИ

1.1. Обзор литературы.

1.2. Постановка задачи исследования.

ГЛАВА II. РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ СРЕДСТВ ТОРМОЖЕНИЯ НА

ДЛИНУ ПРОБЕГА САМОЛЕТА ТУ-154Б

2.1. Изменение тяги двигателя НК-8-2Уна основных режимах, используемых при пробеге самолета.

2.2. Применение средств торможения самолета Ту-154Б на пробеге после приземления.

2.3. Методика расчета длины пробега самолета и сравнительной оценки эффективности средств торможения.

2.4. Результаты расчетного исследования параметров пробега самолета Ту-154Б и выбора оптимальной методики применения средств торможения.

2.5. Анализ критериев эффективности средств торможения самолета.

2.6. Выводы.

ГЛАВА III. ИССЛЕДОВАНИЕ УСЛОВИЙ ПОПАДАНИЯ РЕВЕРСИВНЫХ СТРУЙ ВО

ВХОД ДВИГАТЕЛЯ НА МОДЕЛЯХ

3.1. Исследование границ распространения свободной реверсивной струи во внешнем потоке.

3.2. Исследование на моделях влияния посадочной механизации крыла на развитие и попадание в воздухозаборник реверсивной струи, истекающей из нижней решетки реверса.

3.3. Выводы.

ГЛАВА IV. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ НА НАТУРНЫХ ОБЪЕКТАХ УСЛОВИЙ ПОПАДАНИЯ ГАЗОВ РЕВЕРСИВНЫХ СТРУЙ И ТРАНСПОРТИРУЕМЫХ

ИМИ С ПОВЕРХНОСТИ ВПП ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ НА ВХОД В ДВИГАТЕЛИ, ОТРАБОТКА МЕРОПРИЯТИЙ ПО УМЕНЬШЕНИЮ ЗАБРОСА ГАЗОВ И ЧАСТИЦ И СОКРАЩЕНИЮ ПРОБЕГА САМОЛЕТА ТУ-154Б

4.1. Введение.

4.2. Стендовые испытания двигателей НК-8-2У по проверке опытных вариантов решеток реверса и системы ступенчатого снижения обратной тяги.

4.3. Исследование условий попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели при пробеге самолета Ту- 154Б.

4.-4. Расчетная оценка суммарного заброса твердых частиц в процессе торможения сазмолета при пробеге.

4.5. Исследования боковой управляемости самолета на пробеге при включении реверса тяги.

4.6. Исследования влияния положения взлетно-посадочной механизации крыла на попадание газов реверсивных струй на вход в двигатели.

4.7. Летные испытания по отработке методики посадки с использованием системы ступенчатого управления реверсом тяги и автоматизированной системы управления механизацией крыла.

4.8. Внедрение разработанных мероприятий по повышению защищенности двигателей и сокращению пробега самолета.

4.9. Анализ эффективности диагональных решеток по результатам эксплуатации двигателей.

4.10. Выводы.

ГЛАВА V. РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ УСЛОВИЙ ПОПАДАНИЯ НА ВХОД В ДВИГАТЕЛИ ТВЕРДЫХ ЧАСТИЦ, ТРАНСПОРТИРУЕМЫХ РЕВЕРСИВНЫМИ СТРУЯМИ

С ПОВЕРХНОСТИ ВПП, ПРИ ПОСАДКЕ САМОЛЕТА

5.1. Газодинамические параметры реверсивного устройства двигателя

НК-8-2У.

5.2. Методы расчета турбулентной струи, соударяющейся с плоской поверхностью, при наличии внешнего потока.

5.3. Расчет реверсивной струи, истекающей из нижней решетки двигателя НК-8-2У.

5.4. Разработка физической и математической модели взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей, находящейся на поверхности ВПП, и ее заброса на вход в двигатель.

5.5. Результаты расчета скорости самолета, при которой возможен заброс твердых частиц в зависимости от их параметров, режима работы двигателей, продольного ветра и конфигурации крыла.

5.6. Выводы.

Реверсивные устройства (РУ), т.е. устройства для поворота реактивной струи турбореактивного двигателя в направлении движения самолета, могут выполнять широкий круг задач, как на земле, так и в воздухе: снижение длины пробега при посадке, торможение при прерванном взлете, маневрирование по аэродрому, регулирование траектории самолета при заходе на посадку, быстрое снижение при разгерметизации кабины. В настоящее время ру устанавливаются практически на всех пассажирских и транспортных самолетах. Наряду с элементами механизации крыла и тормозами шасси реверсивные устройства являются одним из элементов, определяющих взлетно-посадочные характеристики самолета. Применение РУ в дополнение к торможению колес шасси и аэродинамическим устройствам торможения значительно сокращает пробег самолета, уменьшает износ колесных тормозов, а при посадке на ВПП, покрытую атмосферными осадками, становится основным средством надежного торможения самолета. Эффективная работа средств торможения самолета повышает безопасность полетов и позволяет эксплуатировать самолет на более широком классе ВПП. Комплексный подход к выбору характеристик реверса, тормозов, взлетно-посадочной механизации крыла, позволяет снизить эксплуатационные расходы самолета.

При выборе РУ для конкретного двигателя с учетом его размещения на самолете, необходимо учитывать ряд требований и факторов, связанных с применением РУ:

- характеристики РУ: масса, величина обратной тяги, коэффициенты реверсирования и расхода;

- потери тяги на крейсерском режиме, включая изменение внешнего сопротивления мотогондолы;

- область эксплуатационных режимов: моменты включения и выключения РУ, дросселирование двигателя в процессе реверсирования тяги;

- влияние реверсивных струй на аэродинамические характеристики самолета: аэродинамическое сопротивление, устойчивость и управляемость;

- попадание на вход в двигатели газов реверсивных струй и транспортируемых ими с поверхности аэродрома твердых посторонних предметов.

Основными факторами, ограничивающими применение РУ и снижающими его эффективность при торможении самолета, являются попадание на вход в двигатели выхлопных газов и твердых посторонних предметов с поверхности ВПП и аэродинамическая интерференция реверсивных струй и планера самолета. Указанные проблемы в различной мере присущи для большей части многодвигательных самолетов и имеют характерные особенности в зависимости от размещения двигателей и конструкции РУ.

При расположении двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа самолета (Ту-154, Ту-334) истечение реверсивных струй направлено вниз в сторону ВПП под двягатели и вверх вдоль вертикального оперения. При включении реверса газовые струи, истекающие в направлении ВПП, взаимодействуют с ее поверхностью и воздушными массами, образуя рециркуляционную зону. С уменьшением скорости пробега происходит расширение рециркуляционной зоны в направлении движения самолета и при определенной скорости пробега границы рециркуляционной зоны достигают воздухозаборников двигателей. При этом искажается поле скоростей и температур на входе в двигатели, что в ряде случаев приводит к возникновению помпажа компрессора и выключению двигателя. Кроме того, данное рециркуляционное течение может транспортировать с поверхности ВПП на вход в двигатели твердые посторонние предметы, повреждающие лопатки компрессора, что снижает безопасность полетов, приводит к досрочному съему двигателей с эксплуатации. Заброс реверсивными струями с поверхности ВПП воды, пыли, частиц битума приводит к загрязнению газовоздушного тракта и ухудшению газодинамических параметров двигателя. Выпуск интерцепторов и закрылков в посадочное положение оказывает дополнительное влияние на работу расположенных за крылом двигателей, создавая возмущения воздушного потока перед воздухозаборниками. Выпуск закрылков и интерцепторов приводит также к уменьшению воздействия внешнего (встречного) потока воздуха на реверсивные струи, способствует увеличению зоны рециркуляции газов и их попаданию в воздухозаборники двигателей. Реверсивные струи, истекающие из верхних окон реверса, затеняют руль направления от воздействия внешнего потока воздуха, Это снижает эффективность руля направления и при раннем включении реверса (в воздухе или до опускания на ВПП переднего колеса шасси) может привести к ухудшению устойчивости и управляемости самолета.

При расположении двигателей под крылом (Ил-96, Ту-204, Super Jet 100) попадание выхлопных газов может происходить как в воздухозаборник собственного, так и рядом расположенного двигателя. Попадание выхлопных газов осуществляется из рециркуляционных зон, образованных в результате взаимодействия реверсивных струй с внешним потоком, между собой и с поверхностью ВПП. Выпуск закрылков и интерцепторов в посадочное положение уменьшает снос реверсивных струй встречным потоком воздуха, способствует их попаданию на вход в двигатель. В свою очередь, реверсивные струи затеняют от воздействия внешнего потока элементы механизации крыла, выпущенные в посадочное положение, что уменьшает аэродинамическое сопротивление самолета. Для самолетов, выполненных по схеме «бесхвостка» (Ту-144), интерференция реверсивных струй и планера может привести к появлению значительного момента тангажа на кабрирование.

Работа двигателей на режиме реверса и работа аэродинамических устройств торможения и управления самолета оказывает взаимное влияние друг на друга и на работу тормозов шасси (через изменение подъемной силы крыла и нормального давления самолета на ВПП). Задача предотвращения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатели неразрывно связана с задачей обеспечения посадочных характеристик самолета. Решение указанных задач требует комплексного подхода к оптимизации работы системы самолет - силовая установка на режиме реверса тяги.

Попадание выхлопных газов и посторонних предметов на вход в двигатели при реверсировании тяги зависит, в основном, от размещения двигателей, ориентации реверсивных струй и положения взлетно-посадочной механизации крыла. Забросу реверсивными струями посторонних предметов наиболее подвержены двигатели, расположенные по бокам в хвостовой части фюзеляжа. На основании вышеизложенного вопросы предотвращения попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и улучшения посадочных характеристик самолета с расположением двигателей за крылом имеют актуальное значение.

Основным содержанием данной работы являются результаты расчетных и экспериментальных исследований на моделях и натурных объектах границ распространения реверсивных струй двигателей, расположенных в хвостовой части по бокам фюзеляжа самолета, процессов взаимодействия реверсивных струй с твердыми частицами, лежащими на поверхности ВПП, а также разработка рекомендаций и технических решений, направленных на устранение заброса выхлопных газов и посторонних предметов на вход в двигатели, оптимизацию совместного применения и повышение эффективности средств торможения самолета.

ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Расчетное и экспериментальное исследования процесса заброса реверсивными струями посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и эффективности применения средств торможения для сокращения длины пробега самолета. Разработка на базе экспериментальных и расчетных исследований рекомендаций и технических решений, направленных на обеспечение защищенности двигателей от попадания в воздухозаборники газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП и повышение эффективности применения реверса тяги для торможения самолета с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа.

Постановка задачи исследования, научная новизна работы, основные положения, выносимые на защиту, практическая значимость работы, личный вклад автора, публикации, структура и объем работы рассмотрены в главе 1.

Автор выражает глубокую благодарность научным руководителям доктору технических наук, профессору Костерину В.А., доктору технических наук, профессору Хабибуллину М.Г., а также кандидату технических наук Гилязову М.Ш. за помощь и консультации при выполнении работы. Автор искренно признателен коллегам по работе Никитиной И.Г., Башевой О.С., Коньковой Л.И. за помощь в оформлении диссертации.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. На самолете Ту-154 и на экспериментальных моделях проведены исследования закономерностей развития реверсивных струй, их влияния на аэродинамические характеристики самолета, заброса твердых частиц с поверхности ВПП на вход в двигатели. Получены следующие результаты:

- определены варианты конструкции решеток реверса, обеспечивающие уменьшение заброса реверсивными струями твердых частиц с поверхности ВПП на вход в двигатели;

- определены пониженные режимы работы двигателей с включенным реверсом тяги, при которых (в отличие от высоких режимов) имеет место достаточная управляемость самолета рулем направления (при включении реверса перед приземлением), а также отсутствует заброс опасных частиц во всем диапазоне скоростей пробега самолета (вплоть до его остановки);

- установлено, что выпуск интерцепторов и закрылков в посадочное положение приводит к увеличению зоны рециркуляции газов и их попаданию в двигатели; определены скорости пробега самолета, при которых происходит попадание газов в зависимости от положения механизации крыла.

2. Проведено расчетное исследование влияния средств торможения на длину пробега самолета по ВПП. Выработаны критерии сравнения эффективности реверса тяги, тормозов шасси и аэродинамических устройств торможения. С учетом экспериментальных данных по влиянию положения механизации крыла на попадание реверсивных струй в двигатели и влиянию работы реверса на аэродинамические характеристики самолета показана возможность оптимизации совместного применения реверса тяги и управления положением взлетно-посадочной механизации крыла для сокращения пробега самолета. Оптимизация предусматривает расширение диапазона применения реверса и частичную уборку устройств аэродинамического торможения в процессе пробега.

3. Разработана модель взаимодействия реверсивной струи с твердой частицей, получены уравнения движения частицы в реверсивной струе и за ее пределами. В результате расчетного исследования применительно к самолету Ту-154 (при различных положениях механизации крыла, режимах работы двигателей, скоростях продольного ветра) определены скорости пробега, при которых происходит заброс твердых частиц в зависимости от комплексного параметра, характеризующего их массу и аэродинамическое сопротивление. Характер полученных зависимостей является универсальным для самолетов с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа. Установлено, что положение механизации крыла и наличие продольного ветра оказывают влияние на попадание в двигатели газов реверсивных струй и существенно меньше влияют на заброс твердых частиц. Показано, что твердые частицы выбрасываются впереди фронта реверсивной струи, что при определенных условиях приводит к их попаданию в двигатель при большей скорости пробега самолета, чем газов реверсивных струй.

Предложен метод определения суммарного относительного заброса посторонних предметов в процессе реверсирования тяги на пробеге.

4. Результаты расчетных исследований заброса посторонних предметов с поверхности ВПП на вход в двигатели и влияния работы средств торможения на длину пробега самолета удовлетворительно согласуются с результатами экспериментальных исследований, проведенных на самолете Ту-154.

5. В результате работ, положенных в основу диссертации, разработаны и внедрены на самолете Ту-154 рекомендации по повышению защищенности двигателей от попадания газов реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности ВПП, сокращению длины пробега, обеспечению управляемости самолета при включении реверса в воздухе перед касанием ВПП. Рекомендации включают изменение пространственной ориентации реверсивных струй (диагональные решетки реверса), оптимальное управление режимом работы двигателей (система ступенчатого управления реверсом тяги) положением механизации крыла на пробеге самолета (автоматизированная система управления механизацией крыла).

Разработанная методика посадки самолета Ту-154 предусматривает включение реверса в воздухе с выходом на максимальный режим после опускания на ВПП передних колес шасси, частичную уборку механизации крыла из посадочного положения в процессе торможения самолета, перевод двигателей на пониженный режим работы и выключение реверса при достижении скорости руления.

6. Обработка данных, полученных из эксплуатирующих организаций, показала, что внедрение диагональных решеток позволило в среднем в два раза уменьшить повреждаемость двигателей. Уборка механизации крыла из посадочного положения при пробеге приводит к устранению попадания газов реверсивных струй в двигатели, но согласно расчетным исследованиям не обеспечивает устранение заброса посторонних предметов.

Согласно экспериментальных и расчетных данных разработанная методика посадки самолета позволяет уменьшить длину пробега самолета по ВПП и снизить нагрузку на тормоза шасси, что увеличивает срок службы дисков колесных тормозов. г

7. Найденные в работе закономерности и разработанные рекомендации имеют общий характер для самолетов с расположением двигателей в хвостовой части по бокам фюзеляжа.

1. Святогоров А А., Попов К.Н., Хвостов Н.И. Устройства для отклонения реактивной струи турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1968. 240с.

2. ОСТ 1 00470-82. Отраслевой стандарт. Устройства для реверсирования реактивной тяги авиационных газотурбинных двигателей. Классификация.

3. Гилерсон А.Г., Талантов A.B. Коэффициент использования реверса и его актуальность для современной теории применения реверсивных устройств. Изв. вузов. Авиационная техника, № 3, 1987, с. 25-29.

4. Гилерсон А.Г. Эффективность реверсивных устройств при торможении самолетов. М.: Машиностроение, 1995. 192с.

5. ОСТ 01040-82. Отраслевой стандарт. Устройства для реверсирования реактивной тяги авиационных газотурбинных двигателей. Общие технические требования.

6. Седов Л.И. Методы подобия и размерности в механике. М.: Наука, 1977. 438с.

7. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1965. 712с.

8. Теория и техника теплофизического эксперимента. М.: Энергоатомиздат, 1985.360с.

9. Нестеров Е.Д. Исследование некоторых схем реверсирующих устройств ТРД на максимум отрицательной тяги. Некоторые вопросы проектирования и доводки авиационных ГТД. Куйбышев, Труды КуАИ, 1970.

10. Гилерсон А.Г., Нестеров Е.Д. Оценка влияния реверсирующего устройства на параметры ТРД на режиме «прямой тяги». Некоторые вопросы проектирования и доводки авиационных ГТД. Куйбышев, Труды КуАИ, вып.45,1970.

11. Нестеров Е.Д. Выбор геометрических параметров некоторых схем реверсирующих устройств ТРД. Труды КАИ. Газодинамика двигателей летательных аппаратов, вып. 156, с. 9-16.

12. Рогалев В.В., Цыбизов Ю.И. Экспериментальное исследование течения на входе в отклоняющую решетку реверсивного устройства. Куйбышев. Проектирования и доводка авиационных газотурбинных двигателей, 1982, с. 50-54.

13. Romine В.М., Johnson W.A. Performance investigation of a fan thrust reverser for a high py- pass turbofan engine. AIAA Paper, 1984. 9 pp.

14. Хабибуллин М.Г., Маргулис С.Г., Мингалеев Ф.М., Шмерлин А.Ш., Рогов В.И. Влияние изменения структуры потока за турбиной на устойчивость работы ТРДДпри включении реверсивного устройства. Изв. вузов. Авиационная техника, № 1, 1988, с.107-110.

15. Павлов А.Ф., Хабибуллин М.Г., Маргулис С.Г., Шмерлин А.Ш., Рогов В.И. Устройство для реверсирования тяги турбореактивного двигателя. Патент № 2157906 РФ, 2000.

16. Клестов Ю.М., Коняев Б. А. Исследование неустойчивости течения в несимметричном уравновешенном реверсивном устройстве. Технический отчет № 10059. ЦИАМ, 1984. 23с.

17. Цыбизов Ю.И., Жуков О.М., Загвоздкина В.В., Фишбейн Б.Д., Давыдов Е.В. Экспериментальное исследование модели выходного устройства изделия «Д» на режиме обратной тяги. Технический отчет № 001.5853, Куйбышев, 1981. 64с.

18. Цыбизов Ю.И., Мачильская Г.Л. Расчетное исследование течения в отклоняющей решетке изделия «Д». Технический отчет № 001.5559, Куйбышев, 1980. 56с.

19. Цыбизов Ю.И., Мачильская Г.Л. Расчетная оценка пропускной способности и обратной тяги модели отклоняющей решетки реверсивного устройства. Технический отчет № 001.5513, Куйбышев, 1982.18с.

20. Цыбизов Ю.И., Рогалев В.В. Экспериментальное исследование секторной модели реверсивного устройства изделия «Д». Технический отчет № 001.6227, Куйбышев, 1981. 33с.

21. Цыбизов Ю.И., Давыдов Е.В., Данильченко В.М. Технические проблемы, специфичные для наружного контура реверсивного устройства изделия «Д» и методы их решения. Технический отчет № 001.5865. Куйбышев, 1981.30с.

22. Гуревич М.И. Теория струй идеальной жидкости. М.: Наука, 1979. 536с.

23. Маклаков Д.В., Углов А.Н. Течение жидкости в канале реверсивного устройства при наличии застойной зоны на входе в отклоняющую решетку. Казанский университет, 1984. 14с.

24. Маклаков Д.В., Углов А.Н. Течение жидкости в канале реверсивного устройства решетчатого типа. Гидродинамика больших скоростей. Чувашский университет, 1985, с. 96101.

25. Маклаков Д.В., Углов А.Н. Течение жидкости в канале реверсивного устройства решетчатого типа с учетом потерь полного давления в решетке. Казанский университет, 1987. 23с.

26. Маклаков Д.В., Рогалев В.В. Определение углов натенения на поворотную решетку реверсивного устройства. Изв. вузов. Авиационная техника, № 3, 1984, с.100-102.

27. Котляр Л.М., Зельдович Б.Л., Нестеров Е.Д. Определение величин параметров, характеризующих работу ковша с протоком за срезом сопла. Изв. вузов. Авиационная техника, № 1, 1976, с. 136-140.

28. Котляр Л.М., Маргулис С.Г. Нестеров Е.Д. Определение угла поворота струи, натекающей на ковш с козырьком. Изв. вузов. Авиационная техника, № 3, 1978.

29. Андриенко В.М., Голубев В.А., Котович A.B., Рябов М.А. Экспериментальное исследование моделей реверсивных устройств. Изв. вузов. Авиационная техника, № 4? 1992.

30. Маргулис С.Г., Мингалеев Ф.М. Двигатель НК-8-2У. Экспериментальное определение вращающих моментов, действующих на створки реверса со стороны газового потока и силовых цилиндров. Технический отчет ТО-1511-88, КПБМ, 1988, 80с.

31. Маргулис С.Г., Конькова Л.И. Двигатель НК-8-2У. Изменение газодинамических параметров в процессе перекладки створок реверса. Техническая справка ТС-3096-87, КПБМ, 1987,12с.

32. Хабибуллин М.Г., Зорин А.Т., Шараф А.З. Устройство управления реверсом тяги\ турбореактивного двигателя. A.C. 1106211 СССР, МКИ F02K 1/32.

33. Усков A.C., Маргулис С.Г. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик модели выходного устройства двигателя НК-86 с закапотированными и открытыми решетками реверса. Научно-технический отчет № 5209. ЦАГИ, КПБМ, 1987, 23с.

34. Хабибуллин М.Г.Исследование и разработка методов и средств обеспечения эффективности реверса тяги ТРД. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Казань, 1982.

35. Цыбизов Ю.И. Расчетно-экспериментальная оценка величины обратной тяги винтовентиляторного двигателя сверхвысокой степени двухконтурности. Изв. вузов. Авиационная техника, №2,1999, с. 77-78.

36. Цыбизов Ю.И., Климнюк Ю.Н. Особенности реверсирования тяги двигателя нового поколения НК-93 со сверхвысокой степенью двухконтурности.

37. Поляков B.B. Реверсивные устройства силовых установок с воздушно-реактивными двигателями. «Авиастроение», (ВИНИТИ. Итоги науки и техники), 1977, т. 5, 210с.

38. Обзор исследований влияния неравномерности потока на входе на устойчивость двигателя. Обзоры, переводы, рефераты, ОНТИ ЦАГИ № 524, 1977.

39. Клестов Ю.М. Особенности попадания выхлопной струи на вход реверсированного двигателя. Труды ЦИАМ, № 733, 1976, 6с.

40. Клестов Ю.М. Экспериментальное исследование упрощенной модели силовой установки ТРД с реверсивным устройством во внешнем потоке. ЦИАМ, Технический отчет № 7004, 42с.

41. Petit J.E., Sholey M.B. Analysis, design and test of thrust reverser and thrust vectoring systems for STOL transport aircragt. AIAA Paper, № 73-1218, 1973, p 1-11.

42. Мингалеев Г.Ф., Гилязов М.Ш., Каховский K.B., Маргулис С.Г. Исследование расходных и тяговых характеристик модельного РУ с видоизмененными элементами проточной части. Отчет № 102-ВРД по теме № 299, КАИ, 1988, 37с.

43. Мингалеев Г.Ф., Гилязов М.Ш. Газодинамическое исследование внутренних течений реверсивных устройств различных схем. Техническая справка № 143-ВРД по теме №291, КАИ, 1987, 79с.

44. Dietrich Donald A. and Guttierrez Drlando. Performance of a model cascade thrust reverser for a short-haul applications. AIAA Paper, № 1171,1974, p. 1-40.

45. Бороденко B.A. Самолет Ty-134A. M.: «Машиностроение», 1975.

46. Лигум Т.И. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов. M.: Транспорт, 1975.

47. Пишков H.H. Конструкция и летная эксплуатация самолетов Ил-62. М.: «Машиностроение», 1976.

48. Клестов Ю.М. Распространение турбулентной струи, соударяющейся с плоской поверхностью при наличии внешнего потока. Технический отчет № 8012, ЦИАМ, 1976, 32с.

49. Клестов Ю.М. Распространение турбулентной струи, соударяющейся с плоской поверхностью, во внешнем потоке. Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, № 5, 1978, с. 56-62.

50. Клестов Ю.М. Особенности попадания выхлопных струй на вход реверсированного двигателя. Труды ЦИАМ, № 733, 1976. 6с.

51. Клестов Ю.М. Экспериментальное исследование упрощенной модели силовой установки ТРД с реверсивным устройством во внешнем потоке. Технический отчет № 7004, ЦИАМ, 42с.

52. Ахтямов З.В., Гилязов М.Ш. Исследование попадания выхлопных газов с различной начальной температурой в воздухозаборник реверсированного ТРД. Изв. вузов. Авиационная техника, 1980, с. 101-103.

53. Ахтямов З.В., Варсегов B.JL, Гилязов М.Ш. Количественные характеристики попадания выхлопных газов различной плотности в воздухозаборник. Испытания авиационных двигателей. Уфа, УАИ, 1981, вып.9, с. 130-134.

54. Ахтямов З.В., Гилязов М.Ш., Мингалеев Г.Ф. Исследование границ области рециркуляции при натекании на экран турбулентной струи во внешнем потоке. Изв.вузов. Авиационная техника, 1986, с. 44-46.

55. Хабибуллин М.Г., Нестеров Е.Д., Ахтямов З.В. Некоторые особенности работы ТРД с реверсивным устройством в условиях посадки самолета. Изв. вузов. Авиационная техника, 1980, с. 70-75.

56. Кабанец Н.Ф., Колокольцев H.A., Тарасюк В.Ф. Исследование на моделях самолета Ту-144 повышения температуры воздуха в воздухозаборниках при пробеге самолета с реверсивным устройством тяги решетчатого типа. ЦАГИ, Технический отчет №> 2575, 1974.

57. Ворошилин Г.В., Кабанец Н.Ф., Колокольцев H.A., Тарасюк В.Ф. Исследование повышения температуры воздуха в воздухозаборниках модели самолета при реверсировании тяги. Труды ЦАГИ № 1688, 1975,26с.

58. Цыбизов Ю.И., Сидоров В.А. Исследование влияния конструкции отклоняющей решетки на положение реверсивной струи. В сб. Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей , 1982, с. 55-58.

59. Jackson J. Development of the Boing -767 thrust reverser. AIAA Paper, № 1536,1986, p.1-6.

60. Яковлевский O.B., Крашенинников С.Ю. Распространение турбулентной струи, соударяющейся с плоской поверхностью. Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, № 4, 1966, с. 192-197.

61. Яковлевский О.В., Секундов А.Н. Исследование взаимодействия струи с близко расположенными экранами. Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, № 1, 1964, с. 104-114.

62. Сычев А.Г. Результаты исследования затопленной турбулентной струи, набегающей на плоскость гладкого потолка. Инженерно-физический журнал, № 3,1964, т.7.

63. Гендриксон В.А. Взаимодействие струи с поперечным потоком при наличии экрана над соплом. Турбулентные струйные течения. Материалы 3 Всесоюзного научного совещания по теории и прикладным аспектам турбулентных течений. 4.1, Таллин, 1979, с. 174-181.

64. Bradbary L.J.S., Wood M.N. The static pressure distribution around circular jet exhausting normally from a plane wall into a air stream Aeronaut. Res. Conncil lurrent Papers.1965, №822. 36 p.

65. Pudiction methods for jet. V/STOL propulsion aerodynamics. J. 1975.VI. Naval air systems Command research and technoloqy group.

66. Высокогорец M.M., Гилязов М.Ш., Головко Н.Ю. К оценке линии торможения системы струй, набегающих на плоскую преграду в набегающем потоке. Изв. вузов. Авиационная техника, 1986, с. 79-81.

67. Рогачев Н.М., Токарев В.В. О взаимном влиянии поперечных струй, распространяющихся в сносящем потоке. Сборник Проектирование и доводка авиационных газотурбинных двигателей, 1980, с. 3-10.

68. Сиклари М.Дж., Хилл В.Г., Дженкинс Р.К. Расчет положения линии торможения и направления восходящего течения, образуемых в результате взаимодействия двух натекающих на стенку струй. Ракетная техника и космонавтика, № 11, 1981, т. 19. 35с.

69. Старцев В.В., Сыромятников Н.И., Полетаев A.M. Взаимодействие системы струй, натекающих на плоскую преграду. Изв. вузов. Авиационная техника, № 2, 1982, с. 86-88.

70. Клестов Ю.М., Лавров О.Н., Нестеров Е.Д. Исследование распространения реверсивных струй во встречном потоке на модели самолета Ил-86. ТО ЦИАМ № 7/381, 1977.

71. Клестов Ю.М., Миклашевский Н.Р. Исследование на моделях распространения выхлопных струй из реверсивных устройств двигателей при пробеге самолета Ил-96-300. Техника воздушного флота, № 2-3, 1993, с. 30-35.

72. Клестов Ю.М., Бондарев O.B. Особенности взаимодействия выхлопных реверсивных струй под фюзеляжем самолета. Труды ЦИАМ, № 1113, 1984.

73. Мингалеев Г.Ф., Гилязов М.Ш., Маргулис С.Г., Варсегова Л.П. Экспериментальное исследование повышения температуры на входе в модельные двигатели в режиме реверсирования тяги. Отчет № 88-ВРД по теме №299, КАИ, 1989.55с.

74. Сидельковский Д.Б., Кабанец И.Ф. Опыт оптимизации реверсивных устройств двигателей в составе самолета Ту-204. Техника воздушного флота, № 3-4, 2001, с. 54-64.

75. Иванов Ю.В. Экспериментальное исследование струй, развивающихся в потоке. Теория и расчет вентиляционных струй. Сб. трудов, Ленинград, 1965.

76. Костерин В.А., Ржевский Е.В. Экспериментальное исследование распространения • веерных и парных плоских струй в поперечном потоке. Изв. вузов. Авиационная техника, № 1, 1964, с. 112-121.

77. Шандоров Г.С. Расчет оси струи в сносящем потоке. Изв. вузов. Авиационная техника, № 2, 1966.

78. Вахламов С.В. Расчет траектории струи в сносящем потоке. Инженерно-физический журнал, № 10,1964, т.7.

79. Захаров Ю.В. О некоторых закономерностях развития свободных турбулентных струй в сносящем потоке. Изв. АН СССР. ОТН. Механика и машиностроение, № 1, 1960, с. 76-81.

80. Герцберг М.Б. О траектории газовых струй в дозвуковом сносящем потоке. Изв. вузов. Авиационная техника, № 2, 1970, с. 99-103.

81. Гиршович Т.А. К расчету параметров плоской турбулентной струи в сносящем потоке. Инженерно-физический журнал, № 5, 1973, т. XXV , с. 907-912.

82. Темирбаев Д.Ж., Исмагилов Т.М. К расчету траектории сносимых струй. Изв. вузов. Энергетика, № 8, 1983, с.78-82.

83. Keffer J.F., Baines W.D. The round turbulent jet in a cross-wind. Journal of Fluid Mechanies, 1963, v.15, № 4, p. 481-496.

84. Pratte B.D., Baines W.D. Profiles of the round turbulent jet in a crossflow. J. of the Hydraulics Division. 1967.

85. Jonu E.Petit, Michel B. Scholey. Analysis, design and test of thrust reverser and thrust vectoring system jar STOL transport aircraft. AIAA paper № 73-1218, 1973, p.1-11.

86. Monk J.R. et al. STOL tactical aircraft investigation analysis of wind tunnel, vectored/thrust/mechanical flaps and internally blown jet flaps. AFF DL-TR-73-19,1973, 4.

87. Гилязов М.Ш., Варсегов В.Л., Мингалеев Г.Ф. Исследование веерных и неполных веерных струй. Часть 1. Техническая справка по этапу № 9, шифр 282, КАИ, 1984. 29с.

88. Гилязов М.Ш., Варсегов В.Л., Мингалеев Г.Ф. Исследование веерных и неполных веерных струй. Часть 2. Техническая справка по этапу № 11, шифр 282, КАИ, 1984. 46с.

89. Клестов Ю.М., Коняев Б.А., Бондарев О.В. Тяговые и расходные характеристики несимметричного уравновешенного реверсивного устройства. Труды ЦИАМ, № 1098, 1984.

90. Клестов Ю.М., Коняев Б.А., Бондарев О.В. Экспериментальные исследования внутренних характеристик модели решетчатого несимметричного уравновешенного реверсивного устройства. Технический отчет, ЦИАМ, № 9810, 1982.

91. Хабибуллин М.Г., Нестеров Н.Д. Защита ТРД от помпажа при включении реверсивного устройства. Авиационная промышленность, № 6, 1979, с. 19-20.

92. Тюнин Н.Н., Понаморев Н.С. и др. Экспериментальные и расчетные исследования характеристик устойчивости и управляемости самолета Ту-154 на пробеге с работающим реверсом тяги. Технический отчет Гос НИИ ГА, 1986.

93. Арандт Ю.М., Гельмедов Ф.Ш. Исследования структуры возмущенного потока во входном канале и проточной части компрессора ТРДД и причин потери устойчивости при включении реверса тяги. Труды ЦИАМ, № 839,1979.

94. Арандт Ю.М., Гельмедов Ф.Ш. Некоторые пути обеспечения устойчивой работы ТРД на режиме реверсирования тяги на многодвигательном самолете. Труды ЦИАМ, № 1122, 1985.

95. Висков А.Н., Добровольская М.А., Писаков Е.В., Сахненко Т.М., Утицкая H.A. Влияние реверсивных струй ТРДД на аэродинамические характеристики пассажирского самолета. Труды ЦАГИ, выпуск 2580, 1996.

96. Колокольцев H.A., Кабанец И.Ф., Ворошилин Е.В., Тарасюк В.Ф. Экспериментальные исследования способов уменьшения засасывания газов в воздухозаборники и снижения момента тангажа при реверсировании тяги двигателей. Труды ЦАГИ, выпуск 2077, 1980.

97. Хабибуллин М.Г., Высокогорец М.М., Гилязов М.Ш., Костерин В.А. Экспериментальное исследование защиты воздухозаборника ТРД от выхлопных газов. Изв. вузов. Авиационная техника, № 3, 1983.

98. Хабибуллин М.Г., Высокогорец М.М. Влияние компоновки силовой установки на расход воздуха струйной защиты. Изв. вузов. Авиационная техника, № 1, 1992.

99. Мингалеев Г.Ф., Гилязов М.Ш., Маргулис С.Г. Исследование влияния конструктивных и режимных характеристик на внешнее сопротивление РУ. Техническая справка № 68 ВРД, 1990.

100. Арандт Ю.М., Хабибуллин М.Г., Гельмедов Ф.Ш., Мингалеев Ф.М. Исследование работы двигателей НК-86 на режиме «реверс тяги» при посадке самолета ИЛ-86. Технический отчет № 3217-86/81, 1981, 82с.107

101. Костерин В. А., Ржевский Е.В. Хисматуллин А.Я. Некоторые вопросы газодинамики струй в поперечном потоке. Изв. вузов. Авиационная техника, № 1, 1966, с.130-139.

102. Портнов А.Д. Экспериментальное исследование влияния внешнего потока на тяговые характеристики модельного реверсивного устройства. Техническая справка № 8010, ЦИАМ, 1976,23с.

103. Савинов A.A. Влияние сносящего потока на импульс струй. Уч. записки ЦАГИ, №5,1980, т. XI.

104. Richard Friend. The Cost of FOD. National Aerospace FOD Prevention Newsletter. November, 1996.

105. Комов A.A., Теоретические основы и технические решения для защиты авиационных двигателей от попадания твердых посторонних предметов с поверхности аэродрома. Автореферат диссертации доктора технических наук. М.: 2005, 43с.

106. Калачев E.H., Коваленко Е.И. Защищенность двигателей пассажирских самолетов от попадания посторонних предметов. Научно-технический журнал «Полет» № 7,2006.

107. Пирумов А.И. Аэродинамические основы инерционной сепарации. М.: Госстройиздат, 1961.

108. Пирумов А.И. Обеспыливание воздуха. М.: Стройиздат, 1981. 296с.

109. Ужов В.И., Вальдберг А.Ю., Мягков Б.И., Решидов И.К. Очистка промышленных газов от пыли. М.: Химия, 1981. 39с.

110. Лабазин П.С., Лобинов Н.С. Исследование влияния основных факторов на эффективность реверса тяги при пробеге самолета. Труды высшего авиационного училища ГВФ. Л.: № 13, 1962, с.53-96.

111. Sutton I.M.D. Thrust reverser design fon airframe compatibility. Aircraft Emgeneering. 1976, 48, №3, c. 16-20.

112. Поляков B.B., Голубев B.A., Бондарев O.B. Реверсивные устройства BP Д. Москва, МАИ, 1990. 47с.

113. Комов A.A. Методика применения реверса тяги двигателей на самолете ТУ-154. Аэрокосмический курьер, № 3, 2004, с.80,81.

114. Комов A.A. Двигатель ПС-90А: проблема досрочного съема с крыла. Аэрокосмический курьер, № 1, 2004, с.46-48.

115. Lewis W.J., Prechter H. Aerodinamics of thrust reverser design. AGARD, p.91-71.

116. Кощеев А.Б., Львов Г.С., Максимов В.А. Сравнение компоновки пассажирского самолета при установке двигателей под крылом и в хвостовой части фюзеляжа. ТВФ, № 5, 2002, с. 17-20.

117. Розенфельд И.А., Дедеш В.Т. Методика расчетной оценки защищенности ГТД компоновочной схемой самолета от частиц аэродромной засоренности. ТВФ, № 4-5,1998.

118. Комов A.A. Обеспечение защищенности двигателей от попадания твердых посторонних предметов при формировании конструктивного облика самолета. Научные чтения по авиации, ВАТУ, 2002.

119. Крашенинников С.Ю., Пудовников Д.Е. Попадание в двигатель посторонних частиц. ТВФ, № 3-4, 2005, с.66-72.

120. Федоров Л.П. Методика расчета взлетно-посадочных характеристик самолетов авиации общего назначения, ТВФ, № 1,2003.

121. Двигатель НК-8-2У. Основные технические данные.

122. Двигатель НК-8-2У. Руководство по технической эксплуатации.

123. С.Г. Маргулис. Двигатель НК-8-2У. Расчет скоростных характеристик двигателя в условиях посадки. Техническая справка ТС-43 50-91, КПБМ, 1991, 15с.

124. Самолет Ту-154Б. Руководство по летной эксплуатации.

125. Т.И.Лигум, С.Ю.Скрипниченко, Л.А.Чульский, А.В.Шишмарев,С.И. Юровский Аэродинамика самолета Ту-154. М.: «Транспорт», 1977, 304с.

126. С.Г. Маргулис. Экспериментальная установка для исследования реверсивных устройств при наличии внешнего потока воздуха. Информационный листок ВИМИ № 89-2272, 1989.

127. С.Г. Маргулис. Двигатель НК-8. Результаты испытаний модельных реверсивных решеток с делительной срединной и чередующимися по углу установки лопаток продольными секциями. Технический отчет Т0-0856-83, КПБМ, 1983, 4с.

128. С.Г. Маргулис. Двигатель НК-8. Экспериментальное исследование границ распространения струй модели реверса (М 1:20) с исходными и унифицированными секциями отклоняющих решеток. Технический отчет ТО-1031-84, КПБМ, 1984, 27с.

129. Оценка возможности заброса посторонних предметов в воздухозаборные каналы самолета Ту-154 колесами шасси и вихревыми жгутами. Отчет № 1190-79-Ш, ЛИИ. 1979.

130. Определение условий движения самолета Ту-154 по бетонной ВПП, при которых возможен заброс колесами шасси в двигатели самолета посторонних предметов. Отчет № 693-80-Ш, ЛИИ. 1980.

131. Исследование системы визуализации газовых струй при реверсировании тяги двигателей НК-8-2У на самолете Ту-154. Отчет № 384-80-Ш, ЛИИ. 1980.

132. Хабибуллин М.Г., Зорин А.Т., Шараф А.З. Способ управления газотурбинным двигателем на послепосадочном пробеге самолета. Патент 1311320 РФ, МКИ F02C 9/50,1983.

133. Хабибуллин М.Г., Зорин А.Т., Шараф А.З. Устройство управления реверсом тяги турбореактивного двигателя. A.C. 11062011 СССР, МКИ 601М 15/00, F02K 3/00, 1985.

134. Зорин А,Т., Маргулис С.Г. Двигатель НК-8-2У. Результаты проверки системы ступенчатого изменения обратной тяги на двигателе А82У103216. Технический отчет ТО-0768-82.

135. Хабибуллин М.Г., Мингалеев Ф.М., Маргулис С.Г. Двигатель НК-8-2У. Влияние конструкции решеток реверса на основные параметры изделия. Техническая справка ТС-1985-83, 13с.

136. Хабибуллин М.Г., Мингалеев Ф.М., Маргулис С.Г. Двигатель НК-8-2У. Стендовая проверка влияния установки опытных решеток реверса на изменение основных параметров двигателя. Технический отчет ТО-1056-84.

137. Маргулис С.Г., Мингалеев Ф.М. Двигатель НК-8-2У. Стендовая проверка влияния установки секций № 82.564.210 в нижней решетке реверса на изменение основных параметров и запасов ГДУ двигателя. Техническая справка ТС-2648-85, 14с.

138. М.Ульянов, Г.Меерович, И.Розенфельд, А.Шишмарев,. Э.Наумова,

139. С.Маргулис Отчет № 84-44 по оценке боковой управляемости самолета Ту-154 после выполнения доработок решеток реверса, направленных на уменьшение влияния реверсивных струй на оперение самолета. АНТК им. А.Н.Туполева, ЛИИ, Гос НИИ ГА, ЖЛИ и ДБ, КПБМ, 1984.

140. Хабибуллин М.Г., Каховский К.В., Мингалеев Ф.М., Маргулис С.Г., Арандт Ю.М. Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя многодвигательного самолета. Авторское свидетельство № 1106210 СССР, 1984.

141. Двигатель НК-8-2У. Контрольный расчет дроссельной характеристики по мат. модели. Техническая справка ТС-3650-88. КПБМ, 1988.

142. Турбовентиляторный двигатель НК-86, том 12. Выходное устройство двигателя. КНПО «Труд», КПБМ, 1976.

143. Теория турбулентных струй. Под ред. Г.Н. Абрамовича. М.: Наука, 1984. 715с.

144. Павленко В.Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете. М.: Машиностроение, 1987. 200с.

145. Талиев В.Н. Аэродинамика вентиляции: Учебное пособие для вузов. М.: Стройиздат, 1979. 295с.

146. Abboî W A Studies of flow fields created ву vertical and inclined jets when stationary or moving over horizontal surface. ARC CP № 911, 1965.

147. Высотно-скоростные характеристики двигателя НК-8-2У. Отчет № 0-859-Т.

148. Маргулис С.Г. Исследование заброса реверсивными струями посторонних предметов на вход в авиационные двигатели. Изв. Вузов. Авиационная техника, № 2, 2008,с. 27-31.