Проектирование систем защиты самолетов и вертолетов - Мещерякова Т.П.

Author: Мещерякова Т.П.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника авиастроение учебное пособие для вузов
Year: 1977
Similar
Проектирование самолетов
Проектирование вертолетов
Text
                    Т-П МЕЩЕРЯКОВА
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
СИСТЕМ ЗАЩИТЫ
САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ

Т. П. МЕЩЕРЯКОВА
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
СИСТЕМ ЗАЩИТЫ
САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
Допущено
Министерством высшего и среднего
специального образования СССР
в качестве учебного пособия
для студентов авиационных специальностей
высших учебных заведений
Москва
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
1977
УДК 629.7.207.5
Рецензенты: кафедра Харьковского авиационного
института и канд. техн, наук О. К. Трунов
Мещерякова Т. П. Проектирование систем защиты самоле-
тов и вертолетов Учебное пособие для вузов. М., «Машино-
строение», 1977, .232 с.
В книге изложены основы проектирования противообледе-
нительных, противопожарных систем и систем противовзрыв-
ной защиты самолетов и вертолетов. Кратко описаны метеоро-
логические условия, при которых возможно обледенение, влия-
ние обледенения на устойчивость и управляемость самолетов
и работу силовых установок. Приведены схемы наиболее рас-
пространенных датчиков обледенения и пожара и типовые
схемы систем. Рассмотрены методы испытаний систем.
Книга предназначена для студентов авиационных вузов и
может быть полезна инженерно-техническим работникам авиа-
ционной промышленности.
Табл. 10, ил. 228, список лит. 41 назв.
31808-180
М ------------- 180-77
038(01)-77
© Издательство «Машиностроение», 1977 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Проблема обеспечения безопасности полетов пассажирских са-
молетов и вертолетов стала особенно острой с увеличением высоты
и скорости полетов, размеров летательных аппаратов и интенсив-
ным использованием авиации как вида транспорта.
Решение ее в значительной степени зависит от уровня оснащен-
ности самолетов и вертолетов специальными системами, в частности
системами, обеспечивающими безопасность полетов в сложных
метеорологических условиях — при обледенении, и пожарную и
взрывную безопасность полетов.
Настоящая книга представляет собой учебное пособие по проек-
тированию противообледенительных, противопожарных систем и
систем защиты самолетов и вертолетов от взрыва. Написана в со-
ответствии с программой курса «Проектирование систем защиты
самолетов и вертолетов» и является первой попыткой создания
учебной литературы в этой области техники. Конкретные сведения
по системам, приведенные в книге, взяты из открытой отечествен-
ной и зарубежной печати.
Книга состоит из двух частей. В первой части кратко изложе-
ны: метеорологические условия при обледенении летательных аппа-
ратов в полете, влияние обледенения на летные характеристики
самолетов и вертолетов и работу их основных агрегатов, общие ос-
новы проектирования и сравнительная оценка противообледени-
тельных систем. Основное внимание уделено теории и расчету теп-
ловых противообледенительных систем, получивших наиболее
широкое распространение на современных самолетах и вертолетах.
Вторая часть книги посвящена выбору рациональных параметров
противопожарных систем и систем защиты от взрыва. Поскольку
взрывная безопасность самолетов и вертолетов в основном опреде-
ляется степенью защищенности от взрыва топливных баков, спо-
собы и системы их защиты рассмотрены более подробно.
В главе XII этой части даются также краткие сведения о мето-
дах испытаний систем защиты.
При изложении материала автор стремилась придерживаться
схемы перехода от простого материала к сложному, от частного к
общему, уделяя особое внимание физической сущности процессов
и подчеркивая специфические особенности проектируемых систем.
3
Автор выражает искреннюю признательность д-ру техн, наук
И. М. Абдурагимову, впервые прочитавшему курс лекций по систе-
мам защиты самолетов от пожара и взрыва, материал которых
положен в основу второй части книги, канд. техн, наук Р. X. Тени-
шеву, предоставившему ряд материалов по противообледенитель-
ным системам и написавшему два последних раздела гл. V, а также
канд. техн, наук | А. С. Зуеву |. рекомендации которого по ряду во-
просов расчета противообледенительных систем использованы в
книге. Автор приносит глубокую благодарность канд. техн, наук
А. М. Матвеенко и канд. техн, наук Ю. М. Шустрову за сделан-
ные ими ценные замечания по рукописи.
Все критические замечания и пожелания просьба направлять
по адресу: Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машино-
строение».
ПРИНЯТЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
Условное обозна- чение	Наименование параметра	Единицы измерения		Соотношение единиц в системах
		си	мкгсс	
	Скорость полета	м/с	м/с	
н	Высота полета	м	м	
V, м	Местная скорость Число М	м/с	м/с	
а	Угол атаки	рад	град	1 рад=57,8°
X	Угол стреловидности	рад	град	1 кгс/м2=9,81 Н/м2
ъх Су	Скоростной напор Коэффициент аэро- динамической про- дольной силы Коэффициент аэро- динамической подъем- ной силы	Н/м2	кге/м2	
а	Скорость звука	м/с	м/с	
т	Время	с	С	
р д=-£- Ро	Массовая плотность Относительная плот- ность воздуха	кге/м3	кгс-с2/м4	
т	Масса	кг	кге • с2/м	1 кгс-с2/м=9,81 кге
G	Вес	н	кге	1 Н=0,102 кге
g	Ускорение свобод- ного падения	м/с2	м/с2	
Р	Давление	Н/м2	кге/м2	1 Н/м2=0,102 кге/м2 1 Н/м2= =7,5-10-3 мм рт. ст.
Y	Удельный вес	Н/м3	кге/м3	
	Коэффициент кине- матической вязкости	м2/с	м2/с	
Iх	Коэффициент дина- мической вязкости	Нс/м2	кге•с/м2 Л	1 Н-с/м2= =0,102 кге-с/м2
Ь	Хорда профиля	м	м	
	Величины тепло- и массообмена, энергии и мощности			
Q	Количество теплоты	Дж	ккал	1 ккал=4,1868-103 Дж
<1	Удельный тепловой поток	Вт/м2	ккал/м2 ч	1 ккал/м2ч= = 1,1630 Вт/м2
а	Коэффициент тепло- отдачи	Вт/м2 град	ккал/м2ч-град	1 Вт/м2град= =0,86 ккал/м2ч-град
к	Коэффициент тепло-	Вт/м2 град	ккал/м2ч-град	
	Коэффициент тепло- проводности	Вт/м-гр ад	ккал/м-ч-град-	1 Дж/кг-град=2,39Х Х10'4 ккал/кге-град
Ср	Удельная теплоем- кость при постоянном давлении	Дж/кг-град	ккал/кг-гр ад	
е	Упругость насыщен- ного водяного пара	Н/м2	кге/м2	1 кгс/м2= =9,8066-104 Н/м2,
W Е	Водность Коэффициент захва- та капель	кге/м3	г/м3	1 мм вод. ст.= =9,8066 Н/м2;
5
Продолжение
Условное обозначе- ние	Наименование парамётра	Единицы измерения		Соотношение единиц в системах
		си	мкгсс	
₽ J г	Локальный коэффи- циент захвата капель Коэффициент намер- зания капель Интенсивность об- леденения Теплота парообразо-	Дж/кгс	ккал/кгс	Дж/кг=
г' t, Т R	вания Теплота плавления льда Температура Газовая постоянная	Дж/кгс град Дж/кгс-гр ад	ккал/кгс град кгс/кгс-град	= 2,39-10-4 ккал/кг 1 Дж/кгс-гр ад=
I, i R и N Е 1 Л Vn а а„	Сила тока Сопротивление Разность электриче- ских потенциалов (на- пряжение) Мощность Энергия • воспламе- нения Зона защиты от об- леденения Длина волны Скорость распро- странения пламени Концентрация смеси Огнегасящая кон- центрация ингибитора	А Ом В Вт Дж м мкм м/с кг/м3	А Ом В Вт Дж м мкм м/с кг/м3	=0,102 кгм/кгс град
ОСНОВНЫЕ ИНДЕКСЫ И СОКРАЩЕННЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
в — воздух
л — лед-
ПОС — противообледенительные
системы
ППС — противопожарные систе-
мы
СО — сигнализатор обледене-
ния
НЭ —нагревательный элемент
АЗС — автомат защиты сети
ОК, ПК — обратный, предохрани-
тельный клапан
ст — статический
дин — динамический
из — изоляция
к — капля, контактор
р — реле
кр — критический
вн — внутренний
н — наружный
п — поверхность
исп — испарение
нагр — нагревание
охл — охлаждение
вв — воздушный винт
вл — влажный
ДПИ — датчик первичной инфор-
мации
расч — расчетный
Т. Н. — тепловой нож
ул —улавливание
ВНА — входной направляющий
аппарат
ССп — система сигнализации по-
жара
НГ — нейтральный газ
ВВЕДЕНИЕ
Под проектированием систем, в частности, систем защиты
обычно понимают процесс разработки технических материалов
(документации), определяющих основные технические характери-
стики, схему, устройство систем, а также конструкцию отдельных
агрегатов, входящих в системы. Он включает в себя несколько
этапов, главными .из которых являются:
разработка технических предложений по системе. Исходя из
профиля и режимов полета летательного аппарата, его аэроди-
намических характеристик, конструктивных особенностей, харак-
теристик силовой установки, запаса и типа топлива (для противо-
пожарных систем и систем защиты от взрыва) и ожидаемых усло-
вий эксплуатации, определяют расчетные случаи и разрабатывают
технические требования. При этом для гражданских самолетов
за основу берутся так называемые нормы летной годности —НЛГ
ГС СССР, обеспечивающие безопасность полетов на всех эксплуа-
тационных высотах и скоростях и общие требования — надежно-
сти, живучести, определенных массовых и габаритных характери-
стик, простоты 'конструкции, производственной и эксплуатационной
технологичности, ремонтопригодности и пр. Одновременно с этим
определяют необходимый объем научно-исследовательских работ;
разработка эскизно-технического проекта. На этом этапе уточ-
няют материалы технических предложений, проводят сравнитель-
ный анализ различных схемных и конструктивных решений, ва-
риантов систем. Делают необходимые, расчеты (тепловые, аэро-
динамические, энергетические, приближенные прочностные и др.).
Разрабатывают технические задания и принципиальные схемы си-
стем. Все это сопровождается инженерным поиском рациональных
параметров и характеристик систем и агрегатов, наилучшим об-
разом удовлетворяющих выбранному критерию оценки. При этом
улучшение характеристик проектируемой системы (например, ко-
эффициента полезного действия, надежности, ресурса и т. и.) не-
редко достигается ценой ухудшения других (например, весовых,
габаритных характеристик и др.). Если в качестве основного кри-
терия оценки используется взлетная масса системы, в процессе
проектирования требуется найти границу целесообразности улуч-
шения одних параметров за счет допустимого ухудшения других.
Далее разрабатывают технические требования к агрегатам. Вы-
бирают агрегаты из готовых изделий и проводят эксперименталь-
ную проверку отдельных элементов систем на стендах с целью
уточнения выбранных технических требований и характеристик.
Заканчивается этап разработкой общих видов и компоновочных
схем систем на летательном аппарате;
разработка рабочего проекта. В рабочее проектирование вхо-
дит: разработка конструкторской и технической документации
(сборочных и деталировочных чертежей, монтажных схем и пр.),
уточнение расчетных характеристик систем, проведение ресурсных
испытаний, стендовых испытаний систем в условиях, максимально
приближенных к реальным и, наконец, летные испытания, после
которых производят окончательную корректировку характеристик
и доработку систем.
Приведенная разбивка процесса проектирования на этапы но-
сит условный характер. Она зависит от специфики системы и не-
обходимого объема работ.
При проектировании систем защиты самолетов и вертолетов
проектировщик, как правило, сталкивается с необходимостью ре-
шения вопросов из различных областей техники. Например, при
проектировании противообледенительных систем ряд вопросов
связан с аэродинамикой, метеорологией, термодинамикой, физикой,
конструкцией и эксплуатацией самолетов и вертолетов. Для каж-
дого всепогодного летательного аппарата конкретно определяют
области защиты от обледенения, допустимую степень обледенения,
выбирают оптимальные принцип работы системы и режимы рабо-
ты, оценивают влияние обледенения и работы противообледени-
тельной системы на летные характеристики.
Очевидно, что изыскательная работа проектировщика по оп-
тимизации большого количества параметров систем по различным
критериям оценок или единому обобщенному критерию практиче-
ски возможна лишь с широким использованием электронно-вычи-
слительных машин и современных методов расчета.
Часть I..ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава I. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
КАПЕЛЬНОЕ И СУБЛИМАЦИОННОЕ ОБЛЕДЕНЕНИЕ
Все видимые метеорологические явления погоды, в том числе
и условия, при которых возникает обледенение самолетов и вер-
толетов, формируются главным образом в нижнем слое атмосфе-
ры — тропосфере. Высота ее, как известно, у полюсов и на эква-
торе колеблется от 7 до 16—18 км. В ней сосредоточено примерно
7/10 всей массы воздуха. В тропосфере воздух состоит из смеси
газов, воды в трех фазах: жидкой, парообразной, кристаллической
и различных примесей: мельчайшей пыли, продуктов горения,
спор растений, солей и др. В отличие от основного состава возду-
ха количество примесей, являющихся ядрами конденсации и кри-
сталлизации воды, существенно изменяется по времени, по высоте
и вдоль поверхности земли. Мощные тепловые вертикальные по-
токи воздуха, непрерывное перемешивание воздушных масс с раз-
личными температурой и давлением, понижение температуры и
давления воздуха с высотой обуславливают также изменение кон-
центрации воды в воздухе, способствуют конденсации водяного
пара и формированию облаков, тумана, дождя, снега пли града.
При определенных условиях вода может находиться в переохлажу
денном состоянии.
Обледенение самолетов и вертолетов в большинстве случаев
происходит при полете в этой среде, содержащей капли воды при
отрицательной температуре окружающего воздуха, в основном, в
облаках или в условиях переохлажденного дождя.
Известно, что вода в жидкой фазе может сохраняться длитель-
ное время при сравнительно низкой температуре, при —65° С и
ниже. Причины этого, а также быстрой ее кристаллизации при
столкновении с поверхностью летательного аппарата пока изучены
еще недостаточно.
Для кристаллизации переохлажденных капель необходима оп-
ределенная совокупность условий. Процесс фазового перехода
описывается кинетическим уравнением фазовых равновесий, кото-
рое в общем виде может быть записано в виде экспоненциальной
функции
9
где И—скорость изменения основного определяющего параметра;
ki — предэкспоненциальный множитель, зависящий от условий пе-
рехода системы в термодинамически равновесное состояние (на-
пример, плотность центров зародышей кристаллизации); 1г2 — энер-
гетический критерий перехода системы в равновесное состояние;
Т—абсолютная критическая температура при фазовом переходе;
т —время фазового перехода.
Переход системы .в термодинамически равновесное состояние
определяется условиями появления центров образования зароды-
шей новой фазы. Ядрами кристаллизации могут быть перечислен-
ные выше примеси. На больших высотах при низких температурах
воздуха ядра кристаллизации могут возникать самопроизвольно,
случайной группировкой молекул воды. Чем ниже температура,
тем быстрее возникает первоначальный остов кристаллической ре-
шетки, который служит ядром кристаллизации, и чем меньше объ-
ем переохлажденной воды, тем менее вероятно возникновение ядер
.кристаллизации. Из-за малого размера переохлажденных капель
(несколько десятков мкм) самопроизвольная кристаллизация их
может происходить при очень низких температурах воздуха.
Кристаллизации переохлажденных капель в атмосфере препят-
ствует недостаточный отвод тепла с поверхности капель в окру-
жающую разреженную среду, наличие некоторого противодавле-
ния, создаваемого силами поверхностного натяжения, сдержива-
ющего увеличение объема воды при замерзании, влияние
солнечной радиации и т. и. Как показывают исследования, в об-
лачных каплях всегда имеются растворенные вещества, такие как
соли, ионы хлора. При уменьшении диаметра капель концентра-
ция этих веществ увеличивается. Согласно закону Рауля, содер-
жание в жидкости посторонних веществ снижает температуру ее
замерзания. Не исключена возможность и того, что облака могут
содержать капли аномальной и сверханомальной воды (образую-
щейся в результате испарения из многочисленных капилляров по-
верхности земли), имеющей низкую температуру замерзания (око-
ло —50° С).
Наиболее вероятными причинами быстрой кристаллизации пе-
реохлажденных капель при столкновении с поверхностью летатель-
ных аппаратов очевидно следует считать:
наличие на поверхности мельчайших кристаллов льда и пыли,
являющихся ядрами кристаллизации;
возможность образования при соприкосновении капель с по-
верхностью ультразвуковых волн, значительно ускоряющих про-
цесс самопроизвольного образования ядер кристаллизации.
Влияние механического фактора при ударе капель о поверх-
ность на кристаллизацию капель сомнительно. Как показывают
эксперименты, переохлажденная вода проявляет большую устой-
чивость к различным механическим воздействиям. Окончательные
выводы могут быть сделаны только после того, как полностью
10
будет раскрыта физика механизма кристаллизации переохлажден-
ных капель на поверхности летательного аппарата.
В дальнейшем будем считать, что если условия теплообмена
на обледеневающей поверхности обеспечивают отвод скрытой теп-
лоты кристаллизации и при этом равновесная температура поверх-
ности по своему значению ниже 0° С, то вся вода при этом доста-
точно быстро, практически мгновенно, кристаллизуется.
Наряду с обледенением, обусловленным наличием в окружаю-
щей среде переохлажденных капель воды, так называемым «ка-
пельным» обледенением, суще-
ствует качественно отличный
вид обледенения летательных
аппаратов — сублимаци-
онное обледенение. Субли-
мационное * обледенение про-
исходит вследствие перехода
водяных паров, содержащихся
в воздухе, непосредственно в
твердое состояние, минуя жид-
кую фазу.
Как известно, количество Рис. 1.1. Зависимость упругости водя-
водяного пара, находящегося ного пара от температуры среды
в воздухе, характеризуется его
абсолютной или относительной влажностью. Абсолютная
влажность — количество (масса) водяного пара в 1 м3 влажного
воздуха. При данной температуре воздух может содержать вполне
определенное максимальное (насыщенное) количество водяного
пара
Отношение данного количества водяного пара к максимально
возможному количеству при данной температуре называется от-
носительной влажностью.
Чаще всего для характеристики содержания водяного пара в
воздухе используется параметр — упругость (парциальное дав-
ление) водяных паров — е. Максимальная упругость водяных па-
ров в значительной степени изменяется в зависимости от темпе-
ратуры воздуха.
Значения упругости водяных паров при различных температу-
рах воздуха над водной поверхностью и поверхностью льда (Н/м2)
приведены ниже. Характер зависимости показан на рис. 1.1.
/°C
е над водой
е надо льдом
-50 - 40 - 30 - 20 -10 - 5	0
6,66	18,7	52	133	286	421,3	610
4	12,9	38,2	103,5	260	402	610
10
1228
Из сравнения значений упругости водяных паров над поверх-
ностью воды и льда следует, что упругость насыщенных водяных
* В курсах физики под «сублимацией» обычно понимают обратный процесс —
испарение твердого тела. Здесь сохраняется терминология, принятая в литературе
по обледенению летательных аппаратов.
11
паров вблизи поверхности льда меньше, чем над поверхностью
воды. Поэтому при достаточно низких отрицательных температу-
рах, несмотря на то, что воздух не достигает состояния насыще-
ния по отношению к воде (относительная влажность его меньше
100%) он может оказаться перенасыщенным над поверхностью
льда и, следовательно, возникнет сублимация водяных паров.
Такое сублимационное обледенение летательных аппаратов мо-
жет иметь место при полете в безоблачной атмосфере в том слу-
чае, если поверхности предварительно покрылись тонким инееоб-
разным слоем льда или при резком снижении летательного аппа-
рата, когда его поверхность сохраняет температуру ниже
температуры окружающей среды (при значении ее, соответствую-
щем точке инея).
Из двух основных, качественно отличных друг от друга видов
обледенения (капельного и сублимационного) наибольшую опас-
ность в полете представляет первый вид. Сублимационное обледе-
нение не может быть значительным.
Изредка наблюдается так называемое сухое обледенение —
оседание на поверхности кристаллов льда при полете в кристалли-
ческих облаках чаще всего в тропических районах. Особой опас-
ности этот вид обледенения также не представляет.
ОСНОВНЫЕ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ПРИ ОБЛЕДЕНЕНИИ
Основные метеорологические параметры, от которых зависит
интенсивность обледенения:
количество воды, содержащееся в единице объема облака (вод-
ность) ;
температура воздуха;
размер водяных капель.
Водность—W переохлажденных облаков — количество
сконденсированной воды, содержащейся в единице объема возду-
ха— один из важных факторов, существенно влияющий на интен-
сивность обледенения.
Она значительно изменяется в зависимости от температуры и
может сильно колебаться как для одной и той же формы облаков,
так в одном и том же облаке. В практике обычно используются
величины водности, осредненные по большим участкам, эквива-
лентным по объему 1 м3 и протяженностью в несколько километ-
ров. Одновременно с этим учитывается и повторяемость водности
в каждом диапазоне температур (квантиль водности). С пониже-
нием температуры водность уменьшается и вероятность встречи с
обледенением падает.
Зависимость водности W от температуры t имеет характер, ана-
логичный зависимости упругости водяных паров и приведена ниже.
t, °C	0	-5	-10	-15	— 20	-25	-30
W, г/м3 4,6	1,08	0,9	0,73	0,6	0,52	0,47
12
Таблица 1
Диапазоны температур, °C
Диапазон высот, м
Максимальная
водность, г/м3
Протяженность зон,
км
От 0 до —20	3000—9000
От —20 до —40	5000—12 000
От —40 до —60	7000—15 000
8,0
5,0
2,0
1,0
1
5
80
150 и более
15
80
150 и более
5
15
250 и более
5
Практика показывает, что водность, а следовательно; и интен-
сивность обледенения, в районах над океанами и в тропических
районах может значительно превышать значения водности для
территорий Советского Союза. Значительная часть случаев обле-
денений происходит в смешанных облаках. В табл. 1 приведены
значения максимальной общей водности (кристаллической и ка-
пельной) в облаках тропических районов, полученные на основании
проведенных исследований и обработки статистики.
Интенсивное обледенение летательных аппаратов, часто наблю-
даемое в тропических районах, объясняется неблагоприятным со-
четанием низких температур и высокой влажности воздуха, обу-
словленными сильным перемешиванием воздушных масс.
Водность в тумане при горизонтальной видимости 50—2000 м
колеблется в пределах от 0,01 до 1,05 г/м3.
Температура воздуха, как уже отмечалось ранее, это один из
определяющих параметров обледенения летательных аппаратов.
Многочисленные эксперименты показывают, что вначале при от-
носительно небольших температурах воздуха (до —15° С) облака
могут состоять только из одних переохлажденных капель. При бо-
лее низких температурах начинается самопроизвольная кристал-
лизация переохлажденных капель, причем замерзают в первую
очередь наиболее крупные капли. Затем при достижений опреде-
ленной температуры наблюдается резкое (спонтанное) увеличение
количества замерзших капель и затем практически происходит
полная кристаллизация воды. Температура спонтанной кристал-
лизации зависит от размера переохлажденных капель, скорости
охлаждения, состава примесей, внешних условий.
В соответствии с этим наибольшая вероятность обледенения
летательных аппаратов существует в диапазоне температур воз-
духа от 0 до —20° Сив особенности от 0 до —10° С. Это подтверж-
дается многочисленными наблюдениями.
13
Таблица 2
Повторяемость обледенений при различных температурах воздуха
			Температура наружного воздуха, °C						
Место испытаний	Повторяемость обледе- нений	ю О 1 О °	° 17 о §	От —11 до —15	От -16 до —20	От -21 до —25	От -26 ло —30	«го 1 1 О §	in 7 =
Европейская тер- ритория Союза	Количество случаев, шт. То же, в %	69 8	426 48	213 24	122 14	50 5,2	4 0,4	2 0,3	1 0,1
Англия	Количество случаев, шт. То же, в %	18 25	40 55	13 18	1 2	—	—	—	—
Северная Амери- ка	Количество случаев, шт. То же, в %	142 25	215 38,5	122 22	51 9	21 4	8 1,5	1 0,2	—
Осредненная	повторяемость, %	19	47	21	8	3	0,6	0,2	8
В табл. 2 приведены статистические данные, характеризующие
частоту обледенений летательных аппаратов в зависимости от тем-
Рис. 1.2. Размеры капель в атмосфере
пературы воздуха и геогра-
фического района земли.
До сих пор считалось, что
обледенение самолетов и
вертолетов происходит при
отрицательных температу-
рах воздуха. Как показывает
опыт, авиационные двигате-
ли могут подвергаться обле-
денению также при положи-
тельных температурах окру-
жающего воздуха. Напри-
мер, при +5° С и даже при
+ 10° С. Это объясняется в
одних случаях охлаждаю-
щим эффектом испарения
топлива (обледенение кар-
бюраторов), в других случа-
ях —- адиабатическим расширением воздуха (в тоннелях реактив-
ных двигателей) и, соответственно, снижением температуры возду-
ха, следствием чего является конденсация влаги и последующее ее
замерзание.
14
При анализе метеорологических условий обледенения опреде-
ленный интерес 'представляет и величина переохлажденных ка-
пель. По сравнению с водностью величина капель оказывает мень-
шее влияние на интенсивность обледенения, но она является опре-
деляющей в образовании формы ледяных наростов на поверхностях.
От размера переохлажденных капель зависит также и зона захва-
та обледенением.
Как известно, облако представляет собой полидисперсную аэро-
золь, в которой содержатся капли самых различных размеров —
от нескольких мкм до десятков, а при дожде и сотен мкм. Отно-
сительные размеры атмосферных капель представлены схематично
на рис. 1.2.
Подобно тому, как средний диаметр капель изменяется в ши-
роком диапазоне в тумане, облаке и дожде, так и переохлажденные
капли могут иметь сильно различающиеся размеры (от 5 до
75 мкм). На основе статистики среднеарифметический диаметр пе-
реохлажденных капель в слоистых облаках приблизительно равен
14 мкм, в кучевых облаках —22 мкм.
ВЫБОР РАСЧЕТНЫХ УСЛОВИЙ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
Выше были рассмотрены основные метеорологические харак-
теристики: температура, водность и размер капель, с которыми
приходится сталкиваться конструктору при проектировании про-
тивообледенительных систем летательных аппаратов. При выборе
их расчетных значений исходят прежде всего из соображений обе-
спечения безопасности полетов в условиях обледенения. При этом
учитывается вероятность или повторяемость тех или иных метео-
условий. Следует иметь в виду, что если пользоваться данными
метеоисследований, в которых температура и водность обычно
рассматриваются раздельно, то вероятность их совместной встречи
в облаках очевидно равна произведению их вероятностей. Кроме
того для оценки безопасности полетов большое значение имеет
вероятность попадания в условия более тяжелые, чем расчетные.
Какие же конкретные условия обледенения должны быть
положены в основу проектирования противообледенительной си-
стемы?
Рассчитывать противообледенительную систему на тяжелые
условия обледенения летательного аппарата очевидно в настоящее
время не целесообразно по энергетическим соображениям.
Можно принять, что в 99% случаев обледенения при соответ-
ствующей температуре наружного воздуха противообледенитель-
ная система должна надежно предохранять защищаемые части от
обледенения (или периодически удалять лед). В этом проценте
случаев может быть допущено образование льда в течение време-
ни, достаточного для выхода летательного аппарата из зоны обле-
денения.
15
Условия обледенения, которые 'могут быть приняты для рас-
четов противообледенительных систем, при среднем радиусе пере-
охлажденных капель 10 мкм, приведены в табл. 3.
За расчетное значение водности должна приниматься водность
при соответствующей температуре окружающего воздуха, задан-
ном диапазоне высот полета и среднем (арифметическом) радиусе
капель, равным 10 мкм. Учитывая
Таблица 3 максимальные горизонтальную и
вертикальную протяженности зон
с выбранными значениями водно-
сти, можно с определенным запа-
сом считать, что непрерывное пре-
бывание летательного аппарата в
таких условиях не будет превы-
шать 15 мин (это не означает,
конечно, что продолжительность
менее тяжелого обледенения не
может быть большей).
При проектировании противо-
обледенительных систем силовых
установок за расчетные принима-
ются значения водности в 1,7 ра-
за выше. Эти требования обеспе-
чивают более высокую степень за-
щиты авиационных двигателей от
Температура наружного воздуха, °C	Водность, г/м3	Диапазон высот, м
0	0,8	500—5000
—10	0,6	500-6200
—20	0,3	500—7800
-30	0,2	500—9500
Для силовых установок
0	2,5	500—5000
—10	2,2	500—6200
-20	1,7	500-7800
-30	1,0	500—9500
-40	0,2	500—11 000
обледенения. Практически защи-
та обеспечивается в любых метеорологических условиях полета.
Следует отметить, что в технических требованиях, предъявля-
емым к противообледенительным системам, наблюдается тенден-
ция постепенного их «ужесточения». В частности, расширяется
диапазон расчетных температур за счет понижения нижней грани-
цы температуры. В настоящее время в ряде стран противообледе-
нительные системы рассчитываются на температуру до —40° С.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗОНЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Образование льда на поверхности летательного аппарата мо-
жет быть представлено как результат двух явлений: соударения
переохлажденных капель с поверхностью и растекания и замер-
зания капель.
Величина зоны захвата каплями при соударении зависит
в основном от скорости полета летательного аппарата, от харак-
тера аэродинамического обтекания поверхности, т. е. сил, дейст-
вующих на каплю, и размеров капли. При, определении зоны захва-
та, также как и при расчете противообледенительных систем,
принято считать собственную скорость переохлажденных капель в
невозмущенном потоке равной нулю, не зависимо от того, нахо-
16
дятся ли они во взвешенном состоянии или падают в виде дождя.
Это допущение правомерно,' т. к. VKO неизмеримо мала по сравне-
нию со скоростью полета летательного аппарата. На ряду с этим,
при рассмотрении движения капли в возмущенном потоке вблизи
профиля дополнительно принимаются следующие допущения:
а)	наличие в воздушном потоке переохлажденных капель не
влияет на его поле при обтекании профиля;
б)	капли не коагулируют и не распадаются в течение рассмат-
риваемого процесса движения;
в)	на каплю не действуют иные силы, кроме силы вязкости воз-
духа;
г)	параметры среды: температура, плотность, вязкость — прак-
тически не меняются в процессе движения капли воды.
Рис. 1.3. Схема обтекания профиля
воздушным потоком, содержащим пе-
реохлажденные капли
-----------—линия тока; — —------траек-
тории капель; заштрихованная область —
зона, содержащая капли, оседающие на
профиль
Рис. 1.4. Зона захвата переохлажден-
ных капель
Воспользуемся приемом, называемым «обращением движения»,
основанном на известном из механики принципе относительности.
Согласно этому принципу совершенно безразлично, находится ли
воздух и капли в покое, а тело .в этой среде движется, или наобо-
рот— тело покоится, а воздух и капли, содержащиеся в нем, на-
бегают на негр с равной и противоположно направленной скоро-
стью В обоих случаях действующие аэродинамические силы будут
одинаковы.
Определение зоны обледенения проведем на примере крылье-
вого профиля. Рассмотрим схему обтекания профиля воздухом, со-
держащим водяные капли (рис. 1.3).
В дозвуковом полете атмосферный воздух распределится во- ч
круг лобовых поверхностей крыла так, что линии тока резко ис-
кривляются у передней кромки и затем примерно следуют кривиз-
не профиля. Однако водяные капли (в данном случае имеющие
скорость полета летательного аппарата) обладают значительно
большей инерцией, чем воздух, и потому стремятся придерживать-
17
ся более прямого пути, в результате часть из них ударяется о ло-
бовую поверхность крыла и замерзает.
На некотором расстоянии от крыла в невозмущенном потоке
возьмем сечение и рассмотрим траекторию капель по отношению
к профилю крыла, имеющего строительную высоту с. Предполо-
находящиеся в этом сечении, высота которого
жим, что все капли,
Рис. 1.5. К выводу уравне-
ний движения капель вбли-
зи профиля
набегающем потоке, к
ограничена точками аа, попадают на про-
филь.
В точках а находятся капли воды, тра-
ектории которых являются крайними, ка-
сательными к профилю крыла. Точки ка-
сания (рис. 1.4—в) крайних траекторий
определяют зону захвата капель —
(иногда называемую зоной улавливания
капель, рис. 1.4).
Отношение отрезка аа\, содержащего
переохлажденные капли, попадающие на
профиль, к строительной высоте профиля,
называется коэффициентом за-
хвата £ = aajc.
Физически его можно представить как
отношение массы воды, содержащейся в
массе воды, захватываемой поверхностью,
в данный отрезок времени.
Для определения зоны захвата и коэффициента захвата необ-
ходимо изучить траектории движения переохлажденных капель
вблизи поверхности профиля.
Составим уравнения движения капель. (Рис. 1.5,
У в— скорость частицы воздуха вблизи поверхности; Ук— собст-
венная скорость капли).
На каплю действует аэродинамическая сила
Рк=1/2СкРв | VK | 2£к,
где Ск—коэффициент сопротивления капли; рв — плотность воз-
духа; Ук— скорость капли относительно воздуха; £к— площадь
миделева сечения капли.
По второму закону динамики эта сила может быть выражена
через массу и ускорение капли PK—mKav.
Считая каплю сферической и подставляя выражение для ее массы,
получим
4/Зл/?кРк«к= 1/2Скрв | Ук |24лД2 или
rfl Ук|
dx
3 СкРв
2 ЯкРк
I Ук!2
3 СкРв
2 ЯкРк
(1.1)
I vB-i/K|2,
где Ук — модуль разности векторов: скорости капли Ук и скорости
воздуха Ув; рг; — плотность воды.
18
Для удобства расчетов уравнение (1.1) следует привести к
безразмерному виду. Радиус капли и все другие линейные разме-
ры целесообразно выразить в отношении к характерному размеру
тела L (хорда, длина, радиус и пр.), для которого это уравнение
решается (X=Xraa^L, c=cmax]L, R=RJL), скорость капли К и
воздушного потока Ув могут быть представлены в отношении к
скорости набегающего потока V0‘ У к— К/Къ Кв= Re/К, а время
т — в виде t=tV0/L, единица которого равна времени прохожде-
ния расстояния L со скоростью Vo.
Наряду с этим введем следующие обозначения:
Re0=2/?KI/0/v,	(1.2)
ф=9£рв//?кР,	(1.3)
где v — коэффициент кинематической вязкости.
Тогда путем несложных преобразований, уравнение (1.1) мож-
но привести к виду
dV^ С^ 1 р у ।
dx 24 Re0
2^ -IV” _V I
где ReK— число Рейнольдса капли ReK=—2—2----------—;	Re0 —
V
число Рейнольдса капли при относительной скорости капли, рав-
ной К, т. е. оно характеризует начальные условия; ф— масштаб-
ный параметр, характеризующий соотношение размеров капли и
тела.
Эти параметры являются критериальными. Для обеспечения по-
добия траекторий движения капель у геометрически подобных тел
и потоков воздуха необходимо и достаточно обеспечить их посто-
янство.
Применение сочетания CKReIt/24 удобно тем, что для малых чи-
сел Рейнольдса капли С1(Рек/24 = 1 и часто зависимость CK=f(R'ef!)
представляют в виде CKRteK/24=f(ReK).
Переходя к проекциям на оси координат, связанным с профи-
лем, получим основные расчетные уравнения движения капли:
rfV™ =	v у
dx 24 Re0 k Л
dV^^ СкИек__1_(1/ v у	(1.4)
dx	24	Re0 v Vb y	(
dV^_ = _С!Ж	_
dx	24	Re0
Между входящими в эти уравнения числами ReK и Re0 сущест-
вует простое соотношение
ReK=Re0 V (VXB- KJ2 + (K/e- KJ2 + (V21 - KJ2.
19
Рис. 1.6. Зависимость коэффициента со-
противления сферического тела от числа
Рейнольдса
Решение этих уравнений на практике сопряжено со сложностью
определения ряда его составляющих, в частности коэффициента
сопротивления Ск и местных скоростей воздуха на профиле, по-
этому приходится делать ряд
упрощений. Коэффициент
Ск обычно берется по ре-
зультатам эксперименталь-
ных исследований сопротив-
ления сферических тел в за-
висимости от числа Re (рис.
1.6). Для чисел Re<0,5 (т. е.
при Дк—>min) по закону
Стокса CKReK/24= 1.
Поле скоростей воздуха
около поверхности профиля,
как известно, определяется
или экспериментально —
продувкой, или гидродина-
мическими расчетами и задается в виде графиков (рис. 1.7).
Тогда уравнения можно решить методами численного интегри-
рования на машинах дискретного счета. Оптимальным методом
Рис. 1.7. Распределение Коэффициента давления (а) и относительной скорости
воздуха (б) по хорде профиля:
/ — верхняя поверхность; 2 — нижняя поверхность
является использование счетных машин совместно с электрогид-
родинамическими аналогами (для определения поля скоростей
около профиля).
Аналогия между движением, например, плоско-параллельного
воздушного потока и электрическим током в двухмерной проводя-
щей среде непосредственно видна из сопоставления их дифферен-
циальных уравнений.
20
Для воздушного потока:	Для электрического потока:
VXB = d<f/dx\	ix = dU[dx',
VyB = dyldy,	iy — dUldy,
d^idx’i + d^f/dy^ = 0.	d-U/dx^ + dW[dtf- = 0,
где VXB и V,/B—компоненты вектора скорости по осям х, у, гр— гидродинамиче-
ский потенциал; ix, iy — компоненты вектора плотности тока; U — электрический
потенциал.
Для обеспечения подобия явлений должны быть выполнены
следующие условия: электрическая модель геометрически подобна
изучаемому объекту; коэффициенты электропроводности в модели
пропорциональны плотности воздушного потока; граничные усло-
вия для модели и натуры подобны, т. е. связаны между собой ли-
нейной зависимостью. Данный метод позволяет определить поле
скоростей и рассчитать траектории капель около тела сложной кон-
фигурации.
Для упрощенного расчета зон захвата и коэффициентов захва-
та может быть использован полуэмпирический метод, предложен-
ный Берграном. Он предназначен в основном для «толстых» про-
филей (с относительной толщиной 12—15%). Для тонких профи-
лей (с=5—6%) этот расчет может давать большие ошибки.
Особенностью этого метода является то, что он производится
на базе только формы профиля и распределения местных скоро-
стей по его поверхности, т. е. на основе тех данных, которые обыч-
но имеются в результате аэродинамических продувок. Расчет по
сравнению с ранее рассмотренным методом (когда зона захвата
определялась на основе исследования траекторий капель вблизи
профиля) производят, в обратном порядке, т. е. задавшись положе-
нием какой-либо точки на профиле, определяются условия, при ко-
торых она будет границей зоны улавливания. Как было уже выяс-
нено, траектории движения капель в общем виде зависят от соот-
ношения двух характеристик Re0 и ф, характеризующих услов1гя
обледенения и режим полета. Так как каждой точке поверхности со-
ответствует множество комбинаций Reo и ф, то необходимо одно
из них как-то определить или задаться, тогда пользуясь уравне-
ниями движения можно найти значения второго. Обычно задаются
числом Re0, тогда из уравнений 1.4 получим
---«кКео--	+
Т CKReK ReK	h V \ dx } ' \ dv
24 Re0
Значение CKReK/24 является функцией ReK и даны в приложе-
нии 7. Отношение ReK/Re0 определяется приближенно по годогра-
фам скоростей капель и воздуха у профиля.
При рассмотрении годографов скоростей воздуха и капель на
профилях Жуковского, было подмечено, что независимо от значе-
ний Re0 и ф между ними выдерживается довольно определенное
(1-5)
21
соотношение. Они имеют общую точку Ув=Ук=0 (рис. 1.8). Годо-
граф скоростей капель для верхней и нижней поверхностей прохо-
дит через точку A (VXK=cosa; VVK=sina; а — угол атаки профи-
ля), что соответствует касанию их траекторий в миделе. Траекто-
рии являются прямыми линиями и совпадают по направлению с
набегающим потоком. Кроме того, максимальное значение верти-
кальной компоненты скорости капли Улитах близко к точке макси-
мума вертикальной составляющей скорости воздуха У?/Етах и они
лежат на одной прямой, проходящей через начало координат.
Установлено также, что между годографами скоростей сущест-
вует определенная зависимость между их значениями в виде соот-
ношения У^втах— Ууктах и У^в max (рис. 1.9). С помощью этой за-
висимости находят третью необходимую точку.
Приближенное построение годографа скоростей капли выпол-
няют следующим образом: на построенном (на основании извест-
ных местных скоростей и характеристик заданного профиля) годо-
графе скоростей воздуха отмечают точку У?/Втах, которую соеди-
няют прямой с началом координат. Пользуясь графиком (рис. 1.9),
определяют разность У,/Втах—У^ктах, которую откладывают на
этой прямой. По определенному графически значению У,/ктах и
известному Уг/вгаах рассчитывают (ReK/Re0) У,/Ктах- В первом при-
ближении для остальных точек годографа скоростей капли при-
нимают, что
ReK/Re0=(nB/l/^K „ J (ReK/Reok№ max-	(1-6)
С помощью этого соотношения строят кривую I первого прибли-
жения годографа. Она обычно не проходит через точку А, соответ-
ствующую yxK=cosa; yj/K=sina (являющуюся третьей обязатель-
ной точкой годографа скоростей капли). Поэтому проводят из
точки А кривую II, касательную к первой. Таким образом, получа-
ют рабочий годограф скоростей капли. Затем определяют безраз-
22
мерные ReK/Reo для каждой точки профиля для вычисления ф (1.5).
Величина ак, входящая в выражение ф, может быть получена по
одной из зависимостей:
aK=VBdV/dS\ aK~Vxtld]//dS,	(1.7)
где S — расстояние заданной точки по обводу профиля от крити-
ческой точки профиля. Более точное решение дает та зависимость,
по которой выполняется условие: ак=0 в точках, где прямые, па-
раллельные набегающему потоку, касаются верхней и нижней по-
верхностей профиля.
Рис. 1.9. Зависимость между
максимальными вертикальными
скоростью воздуха 1Л,втах И
разностью скоростей воздуха и
капли
Рис. 1.10. Зависимости области
захвата и коэффициента улав-
ливания капель от ф:
1 — верхняя поверхность; 2 ниж-
няя поверхность
Входящие в эти уравнения градиенты скоростей dVB!dS и
dVXB/dS легко могут быть получены построением зависимостей
VB=f(S) или 14в=ф(£) из годографа скоростей (с помощью по-
строения зависимости S=f(x) и определением тангенса угла на-
клона этой кривой в рассматриваемой точке). Определив, таким
образом, значение ф по поверхности профиля, выделяют из них те
значения, которые удовлетворяют заданным начальным услови-
ям — режиму полета, размерам переохлажденных капель и др.
Выбранная область и является областью захвата капель (рис.
1.10). Коэффициент захвата Е может быть определен приближен-
но, если считать, что он линейно зависит от ф при постоянном
числе Reo. Данные для профилей Жуковского показывают, что это
предположение соответствует действительности в диапазоне зна-
чений коэффициентов улавливания от 0 до 0,8. Таким образом, для
любого значения Re0 легко может быть построена линейная зави-
симость Ауо/&yt от параметра ф, если известны их любые два зна-
чения. Одно из этих значений легко определяют из наличия пре-
23
дельного "фкр, при котором £ = 0. На основе расчета зон захвата
£'=f(^iRe0) строят зависимости S=f(ty) при Re0=const (рис. 1.11,
а), которые затем перестраивают в зависимость Ду<=/(ф), (рис.
1.11, б). Величину Ayt для каждого значения S берут из эпюры
профиля. Затем по графику (рис. 1.12), на котором представлена
зависимость Ayt/Cm;iX от угла атаки а для Дг/0/Дг/г = 0,8 профиля
Жуковского, определяют Eyt (в долях хорды) для данного а, а по
нему на графике (рис. 1.11, б), находят значение ф, соответствую-
щее Дуо/Ду1 = 0,8 для рассматриваемого случая.
Рис. 1.12. Зависимость отноше-
ния	от угла атаки
для профиля Жуковского
(Д{/о/Л</«=О,8)
Это — второе значение, необходимое для построения линейной
зависимости ку^&лу от ф при Re0 = const (рис. 1.11, в).
Общий коэффициент улавливания Е относительно максималь-
ной толщины профиля Стах определяют с помощью соотношения
^Ut Сщах
Полученная зависимость коэффициента улавливания Е от ф
при Reo = const дана на рис. 1.11, г.
24
Рис. 1.13. К расчету области захвата капель по методу Бертрана:
1 — верхняя поверхность; 2 — нижняя поверхность
$,мм
Пример. Расчет размеров зоны захвата и коэффициента улавливания для
симметричного профиля (рис. 1.13, а) по методу Берграна.
Исходные данные: скорость полета У0=165 м/с; высота полета Н=500 м;
радиус капель RKcP = 10 мкм; хорда профиля 6 = 3 м; угол атаки а=6°; угол стре-
ловидности х = 60°.
Эпюры распределения давлений на профиле приведены на рис. 1.13, б.
Расчет зоны захвата.
Скорость воздуха с учетом угла стреловидности:
V = !65-cosy = 165-0,5 = 83 м/с.
На основе эпюры давлений рассчитываем местные относительные скорости
воздуха и строим графическую зависимость Бв/(х) (рис. 1.13, в)
vB=v1/v0=Vi-p.									
	х, % . .	. . .	0	2	5	10	15	20	30	40
р	верхняя .	. . . -0,8	—1,4	—1,25	—1,0	—0,8	—0,7	-0,6	-0,5
	нижняя .	. . .	1,0	0,75	0,6	0,2	+0,08	—0,07	-0,15	-0,2
V	верхняя .	. . . 1,35	1,55	1,5	1,42	1,35	1,3	1,26	1,22
* в	нижняя .	. . . 0	0,5	0,77	0,6	1,0	1,03	1,07	1,1
Затем строим по эпюре профиля кривую S=f(x) (рис. 1.13, г) и кривую на-
клона поверхности к осп х (рис. 1.13, д). Используя зависимости (рис. 1.13, в
и 1.13, д) строим годограф скоростей воздуха (рис. 1.13, ж, кривая Д).
Исходя из годографа скоростей воздуха и используя график (рис. 1.9),
а также уравнение (1.6), строим в первом приближении годограф скоростей ка-
пель_у поверхности_профиля_(рис. 1.13, ж, кривая В). Для верхней поверхности
При БрВшах=0,46 Бувтах Ууктах=0,1; ГДС — Букшах — СКОроСТЬ КЭПСЛЬ ВОДЫ
в той же точке.
Для нижней поверхности при БуВшах = 0,2; Бовтах— Гуктах =0,025.
	Верхняя поверхность		Нижняя поверхность			
х, %	0 2	5	10	15	X, %	10	15	40
Ув	0 1,55 1,5	1,42	1,35	Ув	0,9	1,0	1,1
Ув/Кг	0 1,045 1,015 0,96 r/ктах		0,82	VB/V*v Укшах	1,15	1,3	1,43
УВ=УК	0 0,334 0,325 0,308	0,294	Ув- Ук	1,115	0,13	0,143
Учитывая, что годограф скоростей капель воды проходит через точку с коор-
динатами
Уд-К = cos а = c°s 6° = 0,993; VyK - sin’a = sin 6° = 0,122.
Строим второе приближение годографа скоростей (кривая С). Подсчитываем
по формуле 1.2 число Рейнольдса
2-83-10-10-6
Re<’= 7,5-ю-5 -111-
Далее на профиле определяем предельные точки захвата, соответствующие
прямолинейным траекториям движения капель при ак=0, и, пользуясь уравнения-
ми 1.7, вычисляем значение ак в ряде точек профиля. При этом значения dVB/dS
и dVXBldS определяем из графиков (рис. 1.13, г, ж). Строим зависимости aK=f(x)
для верхней и нижней поверхностей (рис. 1.13, з).
После этого находим значение масштабного коэффициента ф, пользуясь
одним из уравнений 1.5. Необходимые для расчета значения ReK/Re0; aK и
CnRe/24 берут из рис. 1.13, ж, з и из табл, приложения 7.
26
Результаты расчетов представляем графически в виде зависимости х;=/(ф)
для заданного значения Re0= 111 (в логарифмическом масштабе, рис. 1.13, и).
По уравнению 1.3 определяем значение ф, соответствующее данному случаю
(L=fc=3 м).
9-3-1,17
Ф =--------1---= 3160.
Y 10-10-6-ЮЗ
И по рис. 1.13, и, и для этого значения ф, определяем зону захвата капель
заданного профиля.
Получаем по верхней поверхности хВерх = 1,2%, хЯИжи=2,5%.
Расчет коэффициента улавливания
Используя рис. 1.13, а, и, построим зависимость £/t=f (ф) (рис. 1.14). И опре-
делим значение ф, которое соответствует отношению Дг/о/Дг/=О,8. Для этого из
рис. 1.12 для угла атаки а=6° находим соответствующее значение Лщ/Стах=0,8,
захвата по методу Берграна
откуда Дю=0,8; Стах=0,8-10=8% (в долях хорды). По кривой 1.13, и, находим
ф, соответствующее этому значению ф=420. По уравнению фкр=4Кео(«Л/Б/й5)1.р,
подсчитываем значение фкр, соответствующее (Д#о/Д1/);=О. Величина Vs =
= (dVB/rfS)Kp« 100 ф„р=4 -111 • 100=44 400.
фкр = 4-111-100 = 44 400.
По этим двум точкам строим линейную зависимость (Дг/о/Др)( от модуля ф
Йис. 1.14, б) и подсчитываем значения общего коэффициента улавливания
= (Д</о/Д1/)1 &yt/Cmnx. Необходимые для расчета значения (Дг/о/Дг/) z и Ду< берут
из рис. 1.14, а, б. Далее строим зависимость £=/(ф) (рис. 1.14, в)..
Для заданного примера (ф=3160) £=12%.
27
При проектировочных расчетах наряду с рассмотренными мето-
дами на практике часто прибегают к аналогиям. Зона захвата и
коэффициент захвата определяют на основе расчета траекторий
капель для заданного профиля, исходя из поля скоростей, анало-
гичного известному полю скоростей около профиля Жуковского,
или траекторий капель, рассчитанных для профиля Жуковского
при идентичных режимах и метеоусловиях, и переносятся на за-
данный профиль.
При определении области захвата на стреловидных крыльях
скорость набегающего потока Уо обычно раскладывается на две
составляющие: параллельную передней кромке крыла Vo" и пер-
пендикулярную к ней Vo'. Так как составляющая Vo,/=Vosinx при
Рис. 1.15. Зависимость области захвата от строительной высоты профиля
обтекании крыла несжимаемым потоком мало зависит от измене-
ния давлений и скоростей в нормальной к ней плоскости, то ее
можно считать постоянной величиной. При решении уравнений
движения капли, если оси координат выбрать так, чтобы ось Z
проходила вдоль по передней кромке, то можно считать, что
Vz =VzB,тогда VzK/dt=0 и в системе уравнений 1.4 третье урав-
нение можно не рассматривать. _________________________
При этом Получим: ReK=Re0V (V\.B— Ихк)2+(1/№—VJ.
Если правые и левые части уравнений разделить на cos2 у, то
все скорости будут выражены относительно скорости Уо'. Это пре-
образование позволит воспользоваться обычными методами рас-
чета для прямых крыльев. При этом необходимо учитывать изме-
нение геометрических параметров профиля и характеристик пото-
ка воздуха. Так, если угол атаки крыла равен а, то в нормальной
плоскости он будет a'=asec%. Влияние сжимаемости воздуха при
больших скоростях полета на параметры захвата капель, как по-
казывают расчеты, существенного влияния не оказывает.
Анализируя характеристики (рис. 1.15; 1.16; 1.17 и 1.18), можно
сделать следующие выводы: увеличение строительной высоты про-
филя приводит к уменьшению области захвата, так как увеличи-
вается расстояние, на котором линия тока воздуха начинает откло-
няться, что приводит к тому, что сила сопротивления действует на
каплю более длительно и поэтому траектория ее искривляется
больше. Коэффициент и зона захвата увеличиваются с ростом
скорости потока (размера капли),.так как при этом увеличиваются
28
инерционные силы и траектория капель изменяется мало. Изме-
нение плотности воздуха оказывается в меньшей степени.
При острых кромках, характерных для профилей несущих по-
верхностей, воздухозаборников современных самолетов, может
быть захвачено до 90% водяных капель, содержащихся в набе:
Рис. 1.16. Зависимость относительной ве-
личины области захвата от угла атаки
для симметричного 15% Профиля Жу-
ковского, полученная при условиях:
Vo—600 км/ч, //=5000 м, R к >=15 мкм, 6=4 м;
1 — нижняя поверхность; 2 — верхняя поверх-
Рис. 1.17. Влияние скорости по-
лета на относительную величи-
ну области захвата:
____________Ио = 600 км/ч;
— ------Vo=300 км/ч;
1 — нижняя поверхность; 2 — верх-
ность	няя поверхность
Рис. 1.18. Зависимость относительной области за- Рис. 1.19. Зависимость осред-
хвата от высоты и скорости полета для нижней ненной реличины коэффи-
поверхности профиля Жуковского при а=2’; циента захвата от скорости
/?к = 15 мкм; 6=4 м	полета
гающем потоке (£->1). В то же время крыло с большой строитель-
ной высотой, например, транспортного самолета при сравнительно
небольшой скорости полета может захватить всего 15% капель.
Обычно при длине хорды более 3 м область захвата капель лежит
в пределах, до 5—6% хорды, а коэффициент захвата нс превышает
£=0,8. Зависимость £ от скорости полета дана на рис. 1.19.
При выборе размеров поверхности, защищаемой от обледене-
ния, наряду с выяснением области захвата капель для заданных
характеристик профиля и расчетных условий полета, приходится
29
дополнительно решать вопрос о так называемой зоне растекания
капель — S' и S" (рис. 1.20). Величина ее зависит от многих фак-
торов: скорости полета, температуры, характера пограничного
слоя, количество захваченной профилем воды, потерь воды вслед-
ствие сдува и испарения и пр., а также метода защиты от обледе-
нения. При применении тепловых ПОС величина ее изменяется в
широких пределах.	,
Необходима оптимизация по основным характеристикам: весо-
вым, мощности, рабочим температурам и величине зоны растека-
ния. В результате размеры защищаемой поверхности могут быть
Рис. 1.20. К определению
ширины защищаемой поверх-
ности:
S и — зоны растекания капель,
Z, — зона захвата капель, I — ши-
рина защищаемой поверхности — об-
ласть защиты
Рис. 1.21. Зависимость области защи-
ты от относительной толщины про-
филя
различными, однако минимальная ее площадь, естественно, огра-
ничена по ширине зоной захвата переохлажденных капель. Макси-
мальная зона защиты для тонких профилей на практике может
достигать 15% хорды профиля.
На рис. 1.21 представлена зависимость области защиты от от-
носительной толщины профилей.
ИНТЕНСИВНОСТЬ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Если считать, что все захваченные профилем переохлажденные
капли воды превращаются в лед, то количество льда, отла-
гающегося в единицу времени на единичной длине крыла, может
быть определено по формуле
O=V0Waal=V0WEc,	(1.8)
где аа — высота полосы, все капли которой соударяются с поверх-
ностью профиля, произведение Ео«а1 есть не что иное, как объем-
ный расход воздуха; с — строительная высота профиля.
Интенсивность обледенения J — это скорость образования
льда на той или иной части летательного аппарата (чаще на пе-
30
редней кромке профиля), характеризующаяся изменением толщи-
где траектории капель мало откло-
Рис. 1.22. К определению локального ко-
эффициента захвата (1-й способ)
ны ледяного слоя в единицу времени.
При анализе семейства траекторий капель вблизи поверхности
профиля (рис. 1.22) нетрудно убедиться, что распределение пере-
охлажденных капель по поверхности неравномерное. Около кри-
тической точки профиля (там,
няются от прямолинейного
пути) количество воды, по-
падающей на единицу по-
верхности, больше, чем в
конце области захвата. Если
разделить высоту аа на не-
которое число равных меж-
ду собой отрезков п и через
точки раздела провести тра-
ектории капель, последние
разделят область захвата на
такое же количество, но далеко не равных друг другу участков т.
И, очевидно, интенсивность обледенения по поверхности будет раз-
личной.
Для носовой части профиля
ио1Пп1=/0рлт1,
где рл — удельная плотность льда, и Jo— Уо^/рлп/т.
Для любого другого участка тг, соответственно Js= V0W/p3n/mi.
Отношение tilm-t при предельном уменьшении участков называ-
ется местным коэффициентом захвата Ём- Его значение
можно определить приближенно одним из следующих способов:
1-ый способ — графическое построение Ем_ В пределах зоны захвата поверх-
ность профиля пересекается п количеством прямых горизонтальных линии, парал-
лельных воздушному потоку, и определяются отношения nltnt. Затем для извест-
ного (полного) коэффициента захвата Е принимается условие — линейное распре-
деление капель по профилю. Тогда распределение местных коэффициентов по
профилю можно представить в виде треугольника (рис. 1.23), основание кото-
рого равно зоне захвата It, а вершина — максимальному значению осредненного
коэффициента захвата E,max=2ECmax/ZI.
Графическое построение величин отношений n/m, определяет предельные зна-
чения Ем. Далее полученный треугольник видоизменяют соответственно с харак-
тером предельной кривой ф=0 так, чтобы все значения Ем лежали внутри обла-
сти, а площади треугольника и полученного распределения Ем были эквива-
лентны.
2-ой способ — основан на использовании идентичных зависимостей отношения
nlrrii и функции cos nS/li по аргументу S — расстоянию рассматриваемого участ-
ка от критической точки по обводу профиля (рис. 1.24).
Тогда при S=0, cosnS/Zi=l, следовательно Js=Jo> а при S=1\I2, cosnS/Zi =
=cos л/2=0, т. е. /s=0.
Для промежуточных значений S интенсивность Js=J0 cos ttS/li.
Обычно в полёте, вследствие колебаний профиля, критическая
точка непрерывно перемещается, поэтому максимальная интенсив-
ность обледенения распространяется на некоторую область.
До сих пор предполагалось, что все захватываемые профилем
31
капли замерзали в момент столкновения с поверхностью. В реаль-
ных условиях за счет сдувания части воды (эффект Лудлама),
испарения ее, и особенно переноса значительного количества воды
за пределы зоны захвата, а также на соседние участки поверхно-
сти, прирост льда в единицу времени может быть меньше. Это
обычно учитывается безразмерным коэффициентом, который назы-
вается коэффициентом намерзания льда — 0. Под ним
подразумевают отношение количества льда, намерзшего на единич-
ной площади в единицу времени, к количеству воды, захваченной
профилем, т. е. $=G'/G.
Нижняя	Верхняя
поверхность поверхность
Рис. 1.23. Распределение местного коэф-
фициента захвата по профилю (графи-
ческое построение)
Рис. 1.24. К определению локаль-
ного коэффициента захвата
(2-й способ)
Его величина зависит от большого числа факторов. Например,
при больших скоростях полета и высоких температуре воздуха и
водности может значительно отличаться от единицы. Учитывая
сложность его определения, а также то, что учет его не «утяжеляет»
расчетные условия при проектировании противообледенительных
систем, принимают 0=1. В ряде случаев, особенно при измерении
интенсивности сигнализаторами-интенсиметрами и решения во-
проса установки их датчиков, его необходимо учитывать.
В итоге максимальная интенсивность /о мм/мин
Jo=₽FoI/or/6OPjI.	(1.9)
Часто, главным образом, в летной практике, для оценки опас-
ности обледенения используется так называемая степень обле-
денения, под которой понимают толщину льда, образовавшего-
ся на поверхности за время полета летательного аппарата в усло-
виях обледенения. Поэтому представляет интерес относительная
32
интенсивность обледенения (Jo мм/км). Она может быть получена
исключением непосредственного влияния скорости полета. /о=
= Jq/Vo-
В этом случае Jo — характеризуется толщиной льда на едини-
це поверхности при прохождении единицы пути.
Поскольку относительная интенсивность в основном определя-
ется водностью воздуха, то она, естественно, зависит от темпера-
туры воздуха. Относительная интенсивность обледенения, достигая
больших значений (порядка 1,5 мм/км) в
диапазоне температур до —10° С, резко
убывает при температурах ниже —15° С
(рис. 1.25).
ВИДЫ И ФОРМЫ ЛЬДООБРАЗОВАНИЙ
Ледяные наросты, образующиеся на
частях летательных аппаратов, весьма
различны и зависят от воздействия ком-
плекса многих случайных факторов, ко-
торые не могут быть точно оценены. Глав-
ными из них являются размер переох-
лажденных капель, температура среды и , „г „
т,	Рис. 1.25. Зависимость отно-
скорость полета. Все многообразие ветре- сительной интенсивности об-
чающихся льдообразований можно клас- леденения от температуры
сифицировать по форме, структуре и ха	воздуха
р актеру внешней поверхности.
Обычно рассматриваются три основных вида льда:
стекловидный с гладкой наружной поверхностью;
мутнобелый с шероховатой поверхностью;
инееобразный.
В процессе обледенения, когда толщина наросшего льда ста-
нет сравнимой с размерами тела, форма обледенения постепенно
отклоняется от профиля тела. Это происходит тем быстрее, чем
больше водность облаков и больше скорость полета летательного
аппарата.
Образующиеся ледяные наросты могут иметь формы (рис. 1.26,
1.27):
клинообразную;
желобообразную иногда рогообразную в сечении;
иглообразную.
Стекловидный лед образуется в среде, содержащей доста-
точно крупные переохлажденные капли воды (t/^20 мкм) при вы-
сокой температуре окружающего воздуха (to=0 до —5°С). Имеет
как правило желобообразную форму, переходящую в тонкий
слой льда. Характерной чертой этого вида льдообразования явля-
ется его значительное распространение по хорде, т. е. большая зона
захвата. Это объясняется с одной стороны тем, что траектории
крупных капель в пограничном слое более прямолинейны. С дру-
2—1845
33
гой стороны, процесс замерзания крупных капель сопровождается
выделением значительного количества скрытой теплоты, поэтому
капли замерзают не сразу, под действием воздушного потока рас-
текаются и замерзают за пределами зоны захвата. Желобообраз-
ная форма льда является следствием перетекания неполностью
замерзших капель из района передней кромки профиля на прилегаю-
щие участки, где происходит при замерзании их наслоение на мест-
ные льдообразования.
Рис. 1.27. Форма льдообразований:
а — желобообразная, б — рогообразная, в —
промежуточная форма
Рис. 1.26. Форма льдообразований —
клинообразная и иглообразная
Растекание переохлажденных капель приводит также к тому,
что между отдельными частицами льда, образующегося при их за-
мерзании, не остается пузырьков воздуха. Вследствие этого обра-
зуется плотный полупрозрачный вид льда, обладающий наиболь-
шей силой сцепления с поверхностью (по нормали достигающей
величины 185 Н/см2).
Удельный вес этого льда от 6000 до 9000 Н/м3.
Иногда желобообразный лед переходит в рогообразный.
Это происходит, главным образом, в случае кинетического нагрева
34
и положительной температуры на поверхности в зоне передней
кромки. Когда крупные и мелкие капли перетекают на более отда-
ленные от передней кромки участки, имеющие отрицательную тем-
пературу, где и происходит их замерзание. И, наконец, при высо-
кой температуре и большой водности часто наблюдается прозрач-
ный лед, поверхность которого очень бугриста, а форма может
быть весьма причудливой. Такая структура льдообразования объ-
ясняется дополнительно к перечисленным выше факторам возмож-
ностью заметных флюктуаций в водности, приводящих к несим-
метричности осаждения воды и способствующих появлению внача-
ле незначительных отдельных бугорков, вырастающих в дальней-
шем в крупные бугры. Последнее следует объяснить наличием в
толще льда водяных включений, в силу того, что при высоких тем-
пературах замерзает не вся оседающая вода. Это наблюдается при
температурах, как правило, выше —2, —3° С.
По статистике этот вид льда имеет место, примерно в 30% слу-
чаев обледенений.
Описанный вид обледенения наиболее сильно влияет на изме-
нение аэродинамических характеристик летательного аппарата и
представляет для него большую опасность.
Мутно-белый лед образуется при полете летательного ап-
парата в облаках, содержащих мелкие переохлажденные капли,
или смесь мелких капель и ледяных кристаллов во всем диапазо-
не температур окружающего воздуха. Это наиболее частый вид
обледенения летательных аппаратов. Характерным признаком это-
го вида является небольшая зона захвата. Лед образуется на срав-
нительно узком участке носка профиля, вблизи его передней кром-
ки. При этом ледяной нарост в большинстве случаев имеет клино-
образную форму.
Небольшой размер капель и низкая температура окружающего
воздуха создают условия, когда капли при встрече с твердой по-
верхностью почти мгновенно замерзают. Скрытое тепло, благодаря
небольшой массе, настолько мало по сравнению с потерями тепла,
что его оказывается совершенно недостаточно, чтобы сохранить
часть воды в жидком состоянии хотя бы небольшой промежуток
времени. Вследствие быстрого замерзания капель, этот вид льда
содержит множество мельчайших пузырьков воздуха, что и придает
ему мутно-белый вид, создает шероховатость его поверхности.
Этот лед также имеет большую силу оцепления с поверхностью.
Объемный вес его несколько меньше, а именно 2000 -6000 Н/м3.
Иногда при обледенении летательных аппаратов встречается
форма льда, отличающаяся от основных форм своеобразием, в виде
ледяных игл или шипов. Эти ледяные иглы, как правило, на-
правлены своим острием против воздушного потока и резко иска-
жают-аэродинамику профиля.
Ледяные иглы образуются в том случае, когда капля воды, по-
павшая на поверхность, частично замерзает в виде небольшого
бугорка, а остальная ее часть замерзает за этим бугорком, прини-
2*
35
мая форму небольшой дюны. За каждой такой каплей (бугорком)
образуются воздушные вихри, которые переносят новые водяные
капли на образовавшиеся бугорки, как бы наслаивая их. И воз-
душные вихри, и сами бугорки являются основанием для образо-
вания ледяного нароста иглообразной формы. Размер этих наро-
стов зависит, очевидно, от водности воздуха и скорости полета и
может достигать высоты 30—35 мм. Этот вид обледенения встре-
чается при высокой температуре окружающего воздуха, близкой
к 0е С.
Кроме рассмотренных видов «капельного» обледенения, извест-
но обледенение в виде инея, т. е. легкого мелкокристаллического
налета на поверхности, возникающего в результате сублимации
водяного пара. Как уже отмечалось ранее, данный вид обледене-
ния особой опасности для аэродинамики летательных аппаратов не
представляет.
Глава II. ОБЛЕДЕНЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
При полете в условиях обледенения лед образуется на всех ло-
бовых частях летательных аппаратов: несущих поверхностях, воз-
душных винтах, воздухозаборниках, силовых установках, остекле-
нии фонарей, датчиках приборов, органах управления. Это приво-
дит к ухудшению летных качеств летательных аппаратов. Серьез-
ной угрозой для безопасности полета является не столько увеличе-
ние полетного веса, сколько ухудшение аэродинамических характе-
ристик, нарушение нормальной работы жизненно важных агрега-
тов и, в ряде случаев, потеря устойчивости и управляемости само-
летов и вертолетов.
ОБЛЕДЕНЕНИЕ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ И ОРГАНОВ
УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ
В общем приросте аэродинамического сопротивления самоле-
та при обледенении доля крыла и оперения может составлять
70 -80%. Искажения профиля и шероховатости, возникающие при
обледенении несущих поверхностей (рис. 2.1), приводят к полному
нарушению ламинарного обтекания и возникновению местных от-
рывов потока, существенно увеличивающих толщину пограничного
слоя. Известно, например, что шероховатость в 20—30 мкм вызы-
вает турбулизацию потока уже при числах Re=l-106—1,5-106.
В результате значительного увеличения профильного сопротивле-
ния (при образовании желобообразной формы льда оно может уве-
личиться в 5—10 раз), уменьшается подъемная сила, при меньших
углах атаки наступает срыв потока.
На рис. 2.2, 2.3 показано изменение поляры профиля при обле-
денении и влияние формы льдообразований на величину критиче-
ского угла атаки. Как видно из характеристик, срыв потока начи-
36
нается уже при углах атаки 9—10°. Это означает, что посадка са-
молета, во избежание резкой потери высоты, должна произво-
диться на меньших посадочных углах, т. е. при большой скорости.
Уменьшение толщины профиля и заострение его передней кромки
увеличивают чувствительность профиля к обледенению, т. е. вы-
зывают срыв потока на меньшем угле атаки, поэтому на малых
скоростях полета реактив-
ные сверхзвуковые самолеты
при обледенении будут нахо-
диться в. несравненно худ-
ших условиях, чем самолеты
с дозвуковыми скоростями
полета.
На современных самоле-
тах с высокой степенью ме-
ханизации крыла горизон-
тальное оперение на взлет-
но-посадочных скоростях
обычно обтекается под отри-
цательными углами атаки.
Обледенение его, уменьшая
критический угол атаки при
относительно большой ско-
рости полета и малой пере-
Рис. 2.1. Обледенение носовой части центро-
плана на участке между воздухозаборником
радиатора и фюзеляжем
грузке, может уже при ма-
лых отрицательных углах атаки привести к срыву потока. Даль-
нейшее уменьшение угла атаки стабилизатора при увеличении ско-
рости или уменьшении перегрузки ведет к полному срыву потока
Рис. 2.2. Изменение поляры профиля
при обледенении
Рис. 2.3. Зависимость крити-
ческого угла атаки от харак-
тера обледенения
37
на его нижней поверхности (рис. 2.4), что вызывает резкое не-
управляемое опускание носа самолета и так же, как в предыдущем
случае, значительную потерю высоты. На рис.2.5 и 2.6 приведены
границы начала срыва потока в зависимости от угла атаки при раз-
личном отклонении закрылков и влияние формы льда на баланси-
Рис. 2.4. Схема возникновения срыва по-
тока на стабилизаторе при малых отри-
цательных углах атаки крыла
Рис. 2.6. Влияние формы обледенения
на балансировочные характеристики са-
молета при выпущенных в посадочное
положение закрылках:
/ — без обледенения, 2—при клинообразной
форме льда, 3 — при желобообразной форме
льда
Рис. 2.5. Границы начала срыва
потока и области наиболее без-
опасных режимов полета по углу
атаки во время обледенения при
различных углах отклонения за-
крылков:
а) — зависимость Сб) — зависи-
мость балансировочных усилий Рвн=
=f(a); 7 и 2 — возможные границы-на-
чала срыва потоков соответственно —
на нижней поверхности стабилизатора
и на крыле (положение границ 7 и 2
зависит от степени обледенения); 3 —
область наиболее безопасных С у и ct в
горизонтальном полете, 4— Су. соответ-
ствующий скорости ограничения в по-
лете с выпущенной механизацией кры-
ла; 5 — Cy=f(a) при обледенении
ровочные характеристики самолета. Как видно из графиков, при
обледенении стабилизатора возникающий срыв потока на его ниж-
ней поверхности (в зоне руля высоты) приводит дополнительно к
существенному падению балансировочных усилий на руле высоты,
38
что при резких эволюциях самолета может привести к уменьшению
перегрузки или даже вызвать заброс руля высоты в крайнее ниж-
нее положение с последующим за этим резким «кивком» самолета.
В случае отсутствия достаточного запаса высоты (например, при
посадке или взлете) это может привести к катастрофе самолета.
Анализ влияния на продольную устойчивость самолета различной
формы льдообразований на стабилизаторе подтверждает ранее оп-
ределенную тенденцию—наибольшее нарушение устойчивости на-
блюдается при желобообразной форме льда. На рис. 2.7 показано
изменение устойчивости по перегрузке самолета с четырьмя турбо-
винтовыми двигателями при образовании на его стабилизаторе
желобообразных льдообразований.
Турбулизация пограничного слоя и возникновение местных сры-
вов нарушают работу элеронов, щитков, закрылков и др. органов
управления аналогичным образом.
Следует отметить, что наиболее тяжёлые последствия возни-
кают при обледенении самолетов с наиболее высокоэффективной
механизацией крыла, особенно стреловидных крыльев с системой
управления пограничным слоем.
К потере управляемости самолета может привести обледенение
и щелей органов управления, снижающее эффективность рулей, а
в ряде случаев вызывающее их заклинивание. На рис. 2.8 и 2.9
схематично показана характерная картина обледенения щели руля
и приведен снимок образования льда на руле высоты. Обледене-
ние передних кромок рулей, стыков секций предкрылков, подвиж-
ного стабилизатора, элеронов, щитков, закрылков и др. может воз-
никнуть при перетекании потоков воздуха, содержащих переохлаж-
денные капли, из-за перепада давлений между верхней и нижней
поверхностями. К тем же последствиям может привести забивание
стыков органов управления при полете летательных аппаратов в
условиях интенсивного дождя или выпадания мокрого снега, если
температура среды отрицательная.
ОБЛЕДЕНЕНИЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ И СИЛОВЫХ
УСТАНОВОК
Известно, что входная часть тоннелей воздухозаборни-
ков двигателей выполняется профилнрованно. Конфигура-
ция канала выбирается из расчета обеспечения достаточно равно-
мерного поля скоростей и максимального коэффициента восста-
новления полного давления на входе компрессора двигателя. Сече-
ние передней кромки корпуса воздухозаборника также имеет обте-
каемый профиль, исключающий срывы потоков на стенках канала.
Так как он несколько напоминает профиль крыла, то картина его
обледенения обычно примерно та же. Но наряду с этим следует
39
отметить некоторую специфику в обледенении воздухозаборников
и двигателей:
возможность обледенения при положительной температуре ок-
ружающей среды;
интенсивность обледенения и зона захвата внутренней поверх-
ности на входе воздухозаборника может быть значительно больше,
чем на внешней поверхности.
Рис. 2.7. Изменение продоль-
ной устойчивости по пере-
грузке при обледенении ста-
билизатора самолета с че-
тырьмя ТВД. Угол отклоне-
ния закрылков, скорость по-
лета и режим .работы двига-
телей соответствуют поса-
дочному режиму:
--------— без льда;---------
со льдом
Рис. 2.8. Схема распределения •
льда в щели органа управления
Рис. 2.9. Образование льда при поле-
те в условиях обледенения на руле
высоты
Первое объясняется тем, что на входе воздухозаборника при
определенных режимах полета (например, при взлете, когда ско-
рость полета невелика, а число оборотов двигателя большое, то
же на отдельных этапах посадки) скорость воздуха резко возрас-
тает по сравнению со скоростью полета. При этом в зависимости от
профиля канала происходит более или менее значительное рас-
ширение воздуха и понижение его давления, соответственно и тем-
пературы. Вследствие этого из воздуха конденсируется влага. Если
набегающий поток, особенно с повышенной влажностью, имеет
сравнительно низкую положительную температуру, то на входе
воздухозаборника температура может стать отрицательной и воз-
никнет обледенение поверхностей. Чем больше разница скоростей,
40
тем значительнее понижение температуры. В практике известны
случаи обледенения входных частей воздухозаборников и двигате-
лей при температуре окружающего воздуха /0^5°С и даже выше.
Второе — увеличение интенсивности обледенения и зоны захвата
льдом на внутренней поверхности входной части воздухозаборника
Рис. 2.10. Обледенение входной части воздухозаборника и элементов ТРД
Рис. 2.11. Схема обледенения воздухо-
заборника и входных частей ТРД
с осевым компрессором:
1 — обтекатель и стойки корпуса обтека-
теля: 2 — неподвижные лопатки входного
направляющего аппарата; 3 — роторные ло-
патки I ступени компрессора
Рис. 2.12. Схема обледенения входной
части:
а) дозвукового воздухозаборника с защит-
ной решеткой Z; б) сверхзвукового возду-
хозаборника
(рис. 2.10; 2.11) приводит к нарушению аэродинамики. Неравно-
мерность поля скоростей, местные срывы потока могут вызвать
вибрацию лопаток компрессора. Обледенение сверхзвуковых воз-
духозаборников (рис. 2.12, б) при взлете и небольших дозвуковых
41
скоростях полета, когда требуется обеспечить максимально воз-
можный расход воздуха, приводит к наиболее тяжелым последст-
виям — помпажу двигателей и в ряде случаев их бстановке. На
некоторых самолетах с низким расположением двигателей, под
крылом, особенно, когда воздухозаборники находятся позади пе-
реднего колеса, для предотвращения попадания в двигатель по-
сторонних предметов на входе устанавливаются защитные решетки.
В условиях обледенения эти решетки становятся самым уязвимым
элементом воздухозаборника (рис. 2.12, а). Обледенение решет-
ки перекрывает значительную часть проходного сечения, что при-
водит к уменьшению весового расхода воздуха через компрессор
двигателя. Если учесть, что на несущих поверхностях при наруше-
нии сцепления льда с обшивкой, последний уносится потоком воз-
духа, то при самопроизвольном сбрасывании с внутренней поверх-
ности воздухозаборников куски льда, попадая в компрессор,
имеющий большие скорости вращения, могут создать механические
повреждения лопаток компрессора и вызвать разрушение двига-
теля.
Одновременно подвергаются обледенению входные части самих
ТРД, особенно ТРД с осевыми компрессорами, которые в отличие
от центробежных компрессоров имеют на лобовых поверхностях
более низкую температуру. Обледеневают обтекатель, стойки кор-
пуса или входной проставки, лопатки входного направляющего'
аппарата — ВНА, рабочие лопатки первой ступени компрессора и
все выступающие поверхности, около которых поток воздуха изме-
няет свое направление. По форме и виду льдообразования на эле-
ментах авиационных двигателей аналогичны ранее рассмотренным,
но имеют относительно большую зону захвата. Лопатки ВНА
обледеневают более интенсивно, чем стойки, а в отдельных случаях
могут покрываться льдом по всей своей вогнутой поверхности.
При небольших числах оборотов компрессора подвергаются также
интенсивному обледенению лопатки первой ступени компрессора.
Они почти полностью «собирают» взвешенную в набегающем пото-
ке воздуха воду, тем самым предотвращая обледенение лопаток
последующих ступеней компрессора, если они имеют недостаточно
высокую температуру. При больших числах оборотов компрессора
и температуре на поверхностях лопаток ниже 0° С лопатки I сту-
пени осуществляют «самозащиту» от обледенения, сбрасывая лед
под действием центробежных сил.
Асимметричное обледенение и неравномерный самопроизволь-
ный сброс льда с рабочих лопаток компрессора приводят, как
правило, к дисбалансу ротора и появлению вибраций силовой уста-
новки, что в дальнейшем может привести к выходу из строя под-
шипников ротора двигателя. Одновременно с этим при обледене-
нии изменяется профиль лопаток, ухудшается их аэродинамическое
качество, уменьшается проходное сечение между ними, что так же,
как и при обледенении входной части воздухозаборника двигателя
существенно уменьшает расход воздуха через компрессор.
42
В целом, возникающие при обледенении воздухозаборника и
входных частей ТРД нарушения аэродинамики снижают КПД авиа-
ционного двигателя и способствуют возникновению неустойчивого
режима работы его, сопровождающегося сильной вибрацией, а
неравномерное сбрасывание образовавшегося льда, асимметрия
обледенения, срывы потока и его пульсация вызывают помпаж
двигателя и срыв пламени в камерах сгорания, что в итоге при-
водит к остановке двигателя.
Уменьшение расхода воздуха снижает тягу двигателей. Для
сохранения заданного числа оборотов компрессора и соответствен-
но тяги, автоматически увеличи-
вается удельный расход топлива,
что влечет за собой с одной сто-
роны увеличение расхода топли-
ва, с другой — является причиной
повышения до недопустимых ве-
личин температуры газов перед
турбиной. Если предположить,
что двигатель имеет автоматиче-
ский выключатель, предохраняю-
щий турбину от разрушения, то
при этом также двигатель отклю-
чится.
И последнее, как было выяс-
Рис. 2.13. Зависимость температуры
воздуха за турбиной, удельного рас-
хода горючего и тяги ТРД от време-
ни обледенения
нено ранее: разбаланс ротора мо-
жет привести к выходу из строя
подшипников, а сбрасывание кус-
ков льда с входной части возду-
хозаборников в компрессор — к
разрушению его лопаток, что в свою очередь может быть причиной
разрушения и пожара двигателя.
На рис. 2.13 представлены примерные характеристики измене-
ния температуры воздуха за турбиной, удельного расхода горючего
и тяги ТРД в зависимости от времени обледенения или, что то же
самое, от степени обледенения. Очевидно аналогично влияние об-
леденения на работу воздухозаборников теплообмен-
ных -агрегатов. Оно приводит к перегреву масла, воды, воздуха со
всеми вытекающими отсюда последствиями. Следует отметить так-
же, что в воздухозаборниках, имеющих сложную конфигурацию
канала, повороты его могут подвергаться как обычному «капель-
ному» обледенению, так и «кристаллическому» обледенению, обус-
ловленному полетом в кристаллических облаках, когда изогнутые
участки канала Забиваются массами ледяных кристаллов, вызывая
тем самым те же осложнения в работе и отказы двигателя. Не-
сколько своеобразную картину имеет обледенение ТВД (рис. 2.14).
Турбовинтовые двигатели, как известно, очень чувствительны к
уменьшению расхода воздуха через компрессор. На первый взгляд
кажется, что воздухозаборник будет подвергаться менее интенсив-
43
ному обледенению, так как он защищен воздушным винтом. В дей-
ствительности, количество водяных капель, проникающих через
плоскость, ометаемую винтом, уменьшается незначительно, а
отбрасывание воздушного потока увеличивает их скорость, что со-
ответственно, повышает коэффициент захвата, и лед проникает в
тракт воздухозаборника на большую глубину. Представляет ин-
терес влияние обледенения на изменение величин располагаемых
тяг и потребных для полета самолетов тяг. На рис. 2.15 показана
зависимость располагаемых и потребных тяг по числу М для са-
молетов с различными двигателями.
- Рис. 2.14. Схема обледене-
ния ТВД
Рис. 2.15. Влияние обледенения на изменение
потребных для горизонтального полета и рас-
полагаемых тяг в зависимости от числа М для:
1 — сверхзвукового самолета с ТРД, имеющего фор-
сажную камеру (ТРД+ФК); 2 — дозвукового самоле-
та с ТРД; 3 — дозвукового самолета с ТВД
Обледенение воздушных винтов начинается в первую оче-
редь на передних кромках лопастей, постепенно распространяясь
вдоль хорды и захватывая до 20—25% ее. Если учесть, что при
больших числах Re характер обтекания профиля в высокой степе-
ни зависит от шероховатости поверхности, то очевидно, что с са-
мого начала обледенения возникает турбулизация пограничного
слоя, т. е. резко возрастает профильное сопротивление лопастей.
Мощным «накопителем» льда является также и обтекатель кор-
пуса винта.
Наряду с нарушениями аэродинамики обтекания существует
еще и механический фактор. При некоторых режимах полета (осо-
бенно на небольших числах оборотов двигателя), лед может рас-
пространяться по всей длине лопастей. Когда толщина его слоя
достигает 5—7 мм (на больших числах оборотов — немного мень-
ше), вследствие того, что центробежные силы начинают преобла-
дать над силами сцепления льда с поверхностью, возникает само-
произвольное сбрасывание льда, обычно неравномерное и несим-
метричное. В итоге — нарушение балансировки винта и вибрация
силовой установки и всего самолета с перспективой разрушения
44
опорных подшипников вала и отказа двигателя. В силу высокой
интенсивности обледенения воздушного винта происходит быстрое
ухудшение его тяговых характеристик и падение КПД (рис. 2.16).
С другой стороны—отрыв от винта больших масс, льда, обла- 
дающих значительной кинетической энергией таит в сеёе опасность
повреждения двигателей и обшивки герметической кабины, кото-
рая может привести к нарушению ее герметичности.
Следует одновременно отметить,
что на крейсерском режиме полета,
как правило, за счет большой ре-
зультирующей скорости (полета и
окружной) концы лопастей, вследст-
вие аэродинамического нагрева на
поверхности; могут иметь положи-
тельную температуру, т. е. не под-
вергаться обледенению.
Как показали исследования, со-
осные винты имеют некоторые осо-
бенности обледенения. В частности
выяснено, что в спутной струе за
первым винтом водность оказыва-
на КПД воздушного винта:
1_без обледенения; 2 — при обледе-
нении
ется меньше. Величина ее изменяется пропорционально разности
скоростей воздуха перед плоскостями вращения каждого из винтов.
Вследствие этого задний винт подвергается менее интенсивному об-
леденению. Степень обледенения и форма льдообразований на по-
верхностях воздушных винтов зависит от скорости полета, размера
переохлажденных капель, водности, профиля лопасти и скорости
вращения винта.
При полете в условиях обледенения подвергаются обледене-
нию только лобовые стекла фонарей. Обычно обледенение их не
влияет на аэродинамические характеристики летательных аппара-
тов, но видимость через стекла, являющиеся основными при ви-
зуальном управлении летательных аппаратов, сильно ухудшается
или совсем' исчезает, что может во время посадки или взлета при-
вести также к серьезным последствиям. Необходимость защиты
датчиков, особенно пилотажных приборов, также несомненна, так
как их отказ Или неправильная работа могут привести к непроиз-
вольному выводу самолета на опасные режимы или усложнит пи-
лотирование.
ОСОБЕННОСТЬ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ
Обледенение вертолетов в полете встречается при тех же ме-
теорологических условиях, что и обледенение самолетов. Установ-
лено, что в средних широтах вертолеты находятся в условиях обле-
денения примерно 5% летного времени. Несмотря на небольшую
продолжительность обледенения, оно представляет значительную
опасность для полета вертолетов.
45
Обледенению подвергаются несущий винт, хвостовой винт,
входные части тоннелей воздухозаборников, остекление, датчики
приборов.
Наибольшую опасность представляет обледенение несущего
винта, который, как известно выполняет множество функций. Он
является и органом создания подъемной силы, и органом управле-
ния, и в то же время и двигателем, т. е. конструктивно он объеди-
няет в себе крыло, руль высоты, руль поворота и пропеллер. Обле-
денение несущего винта сказывается в двух направлениях. Во-пер-
вых, резко ухудшаются аэродинамические характеристики профиля
лопасти: возрастает сопротивление и снижается коэффициент подъ-
емной силы— Су. В результате аэродинамическое качество К=
= СУ/СХ резко падает. При этом требуется дополнительная мощ-
ность для поддержания постоянства оборотов винта. Так, напри-
мер, если несущий винт находится в условиях обледенения при
водности 1F=O,3 г/м3 и температуре окружающей среды to=—7° С,
то спустя одну минуту от начала обледенения потребная мощность
на режиме висения увеличивается на 16%.
Следует отметить, что при одних и тех же метеорологических
условиях интенсивность обледенения.лопастей несущего винта вер-
толета также значительно выше по сравнению с крылом самолета,
так как коэффициент захвата Е профиля лопасти намного больше
коэффициента захвата крыла. Например, Е профиля, лопасти лег-
кого вертолета типа Ка-15 с хордой 6=170 мм на скорости полета
Ко=ЮО м/с при среднем радиусе капли 7?ср=8 мкм равен -~0,63,
а для крыла, имеющего такой же профиль, £=0,12, т. е. больше в
пять с лишним раз.
Ухудшение аэродинамических свойств лопасти и крыла в оди-
наковых условиях обледенения также различно. Степень ухудше-
ния аэродинамики профиля меняется обратно пропорционально
его геометрическим размерам.
ОСОБЕННОСТИ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НЕСУЩИХ ВИНТОВ
Своеобразие картины обледенения лопастей несущих винтов
вертолетов объясняется в значительной степени широким диапазо-
ном изменения скоростей обтекания лопастей, вплоть до отрица-
тельных их значений в зоне обратного обтекания.
На рис. 2.17 дана схема скоростей обтекания лопастей при
скорости полета Vo и касательной скорости со/?. Картина обледене-
ния по длине лопастей меняется в зависимости от режима полета.
Это объясняется аэродинамической асимметрией несущего винта.
Если на режиме висения точка А находится на оси вращения, то
по мере увеличения скорости полета она все больше смещается в
сторону отступающей лопасти. Чем выше скорость полета и чем
меньше частота вращения несущего винта, тем больше зона обрат-
ного обтекания. Для обычных вертолетов, имеющих максимальную
скорость полета до 300 км/ч и окружные скорости несущего винта
46
порядка 200 м/с, зона обратного обтекания достигает 0,2—0,3 R.
Для винтокрылов со скоростями полета Ус=500 км/ч и более она
может увеличиваться до 0,7 R.
Картина обледенения по длине лопасти в значительной мере
зависит также от окружающей температуры. При низких темпера-
турах (порядка —10° С и ниже) лопасти несущего винта большин-
ства вертолетов обледеневают по всей длине, причем интенсивность
нарастания льда на передней кромке пропорциональна радиусу.
На рис. 2.18 приведены графики скорости льдообразования лопасти
Рис. 2.17. К определению зоны об-
ратного обтекания лопасти несу-
щего винта вертолета
Рис. 2.18. Зависимость интенсивности обле-
денения по длине лопасти несущего винта
от горизонтальной скорости полета верто-
лета:
117=0,2 ч/м’ ----------Vo=0;---------Vo-100 —
120 км/ч
для скорости полета К0=100—120 км/ч и режима висения при
водности воздуха 0,2 г/м3. Если вертолет при этом имеет поступа-
тельную скорость, то по длине лопасти можно наблюдать три зоны
обледенения. В зоне обратного обтекания вследствие того, что
обледенение происходит лишь в продолжении части оборота, а ско-
рость обтекания мала, интенсивность льдообразования у комля
до R=3—4 м невелика и лишь слегка возрастает вдоль лопасти.
Далее она начинает довольно быстро нарастать и начиная с
некоторого радиуса и до конца лопасти возрастает примерно про-
порционально расстоянию от оси винта.
Соответственно скорости обтекания изменяется и область улав-
ливания: в первой зоне она довольно мала, затем к концу лопасти
возрастает. При большой водности и особенно крупных каплях в
корневой части лопасти обледеневает задняя кромка и некоторая
часть верхней поверхности (рис. 2.19). На режимах висения интен-
сивность льдообразования по всей длине лопасти возрастает при-
мерно пропорционально расстоянию от оси винта.
Выше некоторой предельной температуры воздуха концевые
части лопастей вследствие скоростного нагрева перестают обледе-
47
Рис. 2.19. Схема обледенения лопасти несущего
винта при горизонтальном полете вертолета
невать, причем величина этого предельного радиуса обледенения
лопастей зависит от окружающей температуры.
В результате совместного действия температуры воздуха и ско-
рости потока ледяные наросты по длине лопасти могут принимать
самые разнообразные формы. Так, например, в одном из экспери-
ментальных полетов на режиме висения в условиях переохлажден-
ного тумана (при скорости двигателя и=2400 об/мин, давлении
наддува 15-104 Н/м2 и температуре наружного воздуха t0=—5°)
обледенение лопастей несущего винта вертолета Ми-4 имело сле-
дующий характер: от
корня лопасти до' нер-
вюры № 20 образовал-
ся клинообразный лед,
от нервюры № 20 на
участке длиной около
двух метров лед имел
желобковую форму и
далее рогообразную со
свободной передней
кромкой. От нервюры
№ 40 и до конца на лопасти отложений льда не было. На форму
ледяного нароста оказывают также влияние различные неровности,
имеющиеся на поверхности, так как они служат центрами льдо-
образования, на которых лед нарастает интенсивнее, чем на ос-
тальной поверхности (кроме передней кромки). Степень влияния
неровностей на форму ледяного нароста по мере повышения тем-
пературы окружающего воздуха уменьшается.
Наряду с аэродинамическим влиянием обледенения лопастей
несущего винта вертолета, существуют так же, как на воздушных
винтах механический фактор — произвольное 'самосбрасывание
льда, как правило, совершенно несимметричное, возможно вслед-
ствие перемены качества или неодинаковой чистоты поверхности.
Это усугубляется еще и увеличением срыва потока на возвращаю-
щейся лопасти при поступательном полете. Вибрация несущего вин-
та передается на двигатель и обороты винта уменьшаются.
Увеличением мошности двигателя не всегда удается парировать
уменьшение подъемной силы винта. При возникновении динамиче-
ских асимметрий теряется устойчивость вертолета и он начинает
беспорядочно терять высоту.
Особенно сильно обледенение сказывается на легких вертоле-
тах с поршневыми двигателями, которые обычно имеют небольшой
запас мощности. Для поддержания оборотов такого вертолета на
режиме висения при искусственном обледенении (средняя скорость
льдообразования была 1,5—2 мм/мин) требовалось довольно ин-
тенсивно увеличивать наддув двигателя. Несмотря на это, пример-
но через минуту вертолет начинал терять высоту и висение пре-
кращалось.
48
К серьезным последствиям может также привести обледенение
механизма управления шагом лопастей несущего винта.
Обледенение лопастей хвостового винта не так существенно
сказывается на летных характеристиках вертолета. Но несмотря
на свои небольшие размеры, он имеет приблизительно ту же окруж-
ную скорость и подвергается обледенению в большей степени, чем
несущий винт. Вследствие значительных центробежных сил (при-
близительно в 5 раз больших, чем у несущего винта), хвостовой
винт более чувствителен к несимметричному самосбрасыванию
льда. Оно возникает на хвостовом винте значительно чаще. Это
приводит к довольно серьезной вибрации и опасности повреждения
лопастей несущего винта и стабилизатора вертолета скалываю-
щимися массами льдом.
По этим причинам обледенение хвостового винта может быть
такой же большой помехой для безопасности полета вертолета,
как и обледенение несущего винта.
Обледенение входных тоннелей воздухозаборников, остекления
фонаря, датчиков приборов и прочих элементов и последствия его
для полета вертолетов не имеет принципиальных особенностей.
Глава III. СИГНАЛИЗАТОРЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Безопасность полетов летательных аппаратов в значительной
степени зависит ют возможностей непосредственного контроля ме-
теорологических условий полета летательного аппарата и свое-
временного выявления начала процесса его обледенения. Это
осуществляется при помощи специальных устройств—сигнализа-
торов обледенения, устанавливаемых на борту самолетов и вер-
толетов. Они могут быть как автономными приборами, так и вхо-
дить в состав противообледенительных систем. В последнем случае
сигнализаторы обледенения используются для автоматического
включения и выключения противообледенителей наиболее важных
агрегатов (силовых установок, датчиков приборов, несущих вин-
тов вертолетов, остекления и т. п.) или автоматического управле-
ния режимами работы противообледенительных систем, особенно
в случаях циклического режима их работы.
К сигнализаторам обледенения предъявляются следующие тех-
нические требования. Они должны:
быть безотказны в работе и выдавать достоверную информацию
на всех режимах полета летательного аппарата при любых усло-
виях обледенения (как капельного, так и кристаллического);
иметь максимальную чувствительность;
обеспечивать сигнализацию опасности обледенения, начала и
окончания обледенения;
49
измерять интенсивность обледенения;
обеспечивать автоматическое управление противообледенитель-
ными системами в зависимости от интенсивности обледенения (и
температуры атмосферного воздуха при использовании тепловых
методов защиты);
быть простыми в эксплуатации;
иметь минимальные аэродинамическое сопротивление датчи-
ков, габарит и массу.
Существующие в настоящее время сигнализаторы обледенения
условно можно разделить на две основные группы: косвенного и
прямого действия.
Сигнализаторы первой группы реагируют на наличие в атмос-
фере капель воды. Принцип их действия основан на использовании
косвенных характеристик: теплоотда-
чи, электропроводности или сопротив-
ления и др. Они имеют высокую чувст-
вительность. Чтобы исключить их лож-
ные срабатывания при положительной
температуре, требуется обязательное
измерение температуры атмосферного
воздуха (чтобы отличить обычные кап-
ли от переохлажденных, обуславлива-
ющих обледенение).
Сигнализаторы второй группы реа-
гируют непосредственно на образова-
ние на датчике слоя льда. Естественно,
они несколько уступают в чувствитель-
ности первым, так. как для образова-
ния слоя льда требуется отрезок вре-
мени. На чувствительность сигнализа-
торов этой группы оказывают значи-
форма датчиков, а также место их ус-
сигпалнзатора тем выше, чем меньше
Рис. 3.1. Вид льдообразова-
ний на датчиках различной
формы и размера:
1 — чистая поверхность; 2 — ро-
гообразный лед
тельное влияние размеры и
тановки. Чувствительность
диаметр датчика (если он цилиндрический) или остроконечнее его
лобовая часть (если он профильный). В отдельных случаях могут
быть отказы при образовании на датчиках рогообразной формы
льда (рис. 3.1).
В общем виде сигнализаторы обледенения включают в себя:
датчик, преобразователь сигнала и визуальный указатель (сиг-
нальная лампочка, табло, прибор на пульте летчика) или звуко-
вой элемент.
Сигнализаторы первой группы. Из существующих в настоящее
время сигнализаторов к сигнализаторам 1-й группы могут быть
отнесены: электропроводный сигнализатор (контактный и химиче-
ский), тепловые сигнализаторы, в частности, тепловой сигнализа-
тор— интенсиметр, и дистанционные сигнализаторы в виде лока-
ционных устройств.
50
ЭЛЕКТРОПРОВОДНЫЕ СИГНАЛИЗАТОРЫ
Предназначены для автоматической сигнализации о начале и
окончании обледенения. В основу их работы положена электропро-
водность слоя льда или пленки 'воды, осевших на рабочей поверх-
ности датчика.
Датчик контактного сигнализатора имеет обтекаемый про-
филь, в лобовой части которого на каркасе из изоляционного мате-
риала ' установлены рабочие элементы — контактные кольца
(рис. 3.2). К одному из каждой па-
ры контактных колец приложен по-
ложительный, к другому — отрица-
тельный потенциалы. При образова-
нии на поверхности датчика слоя
льда или пленки воды электриче-
ская цепь датчика замыкается. Для
предотвращения срабатывания сиг-
нализатора при положительной тем-
пературе поверхности в корпус дат-
чика встроен специальный датчик
температуры — термоуправляемое
сопротивление — термистор. В кор-
пусе датчика расположен также
нагревательный элемент, периоди-
чески нагревающий рабочую по-
верхность и сбрасывающий лед для
обнаружения момента окончания
обледенения летательного аппарата.
Датчик электро-химического сигнализатора представля-
ет собой два соосных цилиндра из серебряной сетки, изолирован-
ных между собой стеклотканью, пропитанной хлористым литием
(сухой электролит). К цилиндрам подводят переменное напряже-
ние (для предотвращения поляризации). Попадающие на датчик
капли воды смачивают пропитанную стеклоткань и замыкают ци-
линдры, пропуская ток, пропорциональный количеству осевшей во-
ды. При этом электролит нагревается. После прекращения увлаж-
нения (при выходе летательного аппарата из зоны обледенения)
стеклоткань автоматически высыхает и контакт цилиндров прекра-
щается. На ледяные кристаллы сигнализатор не реагирует.
Рис. 3.2. Внешний вид датчика
электропроводного сигнализатора
обледенения с несколькими пара-
ми контактных колец
ТЕПЛОВОЙ СИГНАЛИЗАТОР — ИНТЕНСИМЕТР
Является типичным представителем сигнализаторов обледене-
ния первой группы — реагирует на наличие в воздухе «свободной
воды». Предназначен для сигнализации условий обледенения и из-
мерения интенсивности обледенения.
51
Принцип работы сигнализатора-интенсиметра обледенения ос-
нован на измерении разности величины теплоотдачи с нагретой до
определенной температуры поверхности датчика в сухом воздуш-
ном потоке и в условиях обледенения. В комплект прибора входят:
датчик, электронный и исполнительный блоки и указатель интен-
сивности обледенения.
Конструктивно датчик (рис. 3.3) представляет собой симмет-
ричный профиль обтекаемой формы, спрессованный из- теплостой-
кого электроизоляционного материала. На его поверхности в но-
совой и хвостовой частях наклеены нагревательные элементы 2, 10
(из листовой нержавеющей стали толщиной 0,1 мм) и сверху два
слоя изоляции (из стеклоткани). Снаружи изоляционного слоя
Рис. 3.3. Общий вид датчика теплового сигнализа-
тора — интенсиметра обледенения:
1 — корпус; 2, 10 — нагревательные элементы носовой и
хвостовой частей профиля — НЭ1 и НЭ2; 3 — изоляцион-
ный слой; 4 — батарея термопар; 5, 9 — соответственно
холодный и горячий спаи термопары, 6 — пластина; 7 —•
датчик температуры — термистор; 8 — крышка; 11 — про-
филь
установлен чувствительный элемент сигнализатора-интенсиметра—
батарея из последовательно соединенных медно-константановых
термопар 4. Холодные спаи 5 термопар заделаны на передней кром-
ке профиля, а горячие спаи 9— ,на боковых поверхностях хвостовой
его части, притом так, что каждый последующий . горячий спай
находится на противоположной боковой поверхности. Такое раз-
мещение спаев обеспечивает минимальную зависимость термо-ЭД С
батареи термопар от режима обтекания профиля датчика воздуш-
ным потоком. Верхний торец профиля закрыт крышкой 8, на кото-
рой сверху установлена прямоугольной формы в плане полирован-
ная снаружи пластинка,- несущая на себе полупроводниковый
датчик температуры — термистор 7. Функциональная схема сигна-
лизатора приведена на рис. 3.4.
Электронный блок включает в себя такие основные эле-
менты, как анализаторы температуры и водности, предназначен-
ные для управления работой реле исполнительного блока. Испол-
нительный блок обеспечивает три режима работы прибора — де-
журный, основной — рабочий и режим слежения за температурой
52
набегающего потока. Если температура отрицательная, анализа-
тор температуры включает реле Р4. При этом нагревательные эле-
менты датчика НЭ1 и НЭг подключаются к напряжению последо-
вательно и потребляют мощность не более 300 Вт. Датчик нагре-
вается до температуры 90—150° С.
При полете в «сухом» воздухе, вне облаков или кристалличе-
ских облаках теплосъем (главным образом за счет конвективного
теплообмена) с поверхности датчика сравнительно небольшой.
Термо-ЭДС батареи при некоторой разнице температур между
холодными и горячими спаями, обусловленной динамическим и

Исполнительный блок
Датчик
Электронный блок
+27В
Рис. 3.4. Функциональная схема сигнализатора — шпенсиметра обледенения:
И — указатель интенсивности обледенения, ВС — высотный сигнализатор, П — преобразова-
тель, КВ — концевой выключатель
тепловым полями профиля, имеет величину ниже порогового зна-
чения (до высоты 8000 м оно равно 10 мВ, свыше 8000 м и при
срабатывании высотного сигнализатора пороговое напряжение по-
вышается до 20 мВ). Это дежурный рёжим. При попадании лета-
тельного аппарата в зону с переохлажденными каплями воды,
вследствие улавливания капель только лобовой поверхностью про-
филя датчика резко снижается температура холодных спаев термо-
пар (до 10—25° С), термо-ЭДС возрастает, до 40—50 мВ. Сраба-
тывает анализатор водности, при этом включается световое табло
«обледенение» на пульте летчика и реле Рз, размыкая нормально
замкнутый контакт и замыкая нормально разомкнутые контакты,
пересоединяет нагревательные элементы датчика в параллельную
схему (подводимая мощность при этом увеличивается до 950 Вт).
При этом указатель интенсивности указывает интенсивность обле-
денения. Рабочий режим сохраняется до тех пор, пока существуют
потери тепла на испарение и нагревание улавливаемых профилем
капель воды. П, наконец, при положительной температуре поверх-
53
ности электронный блок обесточивает реле Р4, обогрев датчика вы-
ключается и сигнализатор-интенсиметр переходит на режим слеже-
ния только за температурой поверхности.
Прибор питается от бортовой сети постоянного тока с напря-
жением 27,5 В. В цепи питания установлен концевой выключатель
(КВ), блокирующий систему на земле (обычно он устанавливает-
ся на шасси летательного аппарата).
Описанный тепловой сигнализатор-интенсиметр может исполь-
зоваться в диапазоне скоростей полета от 100 до 1000 км/ч.
Для обнаружения капельной воды в атмосфере могут быть ис-
пользованы дистанционные методы: существующие — радиолока-
ционные, оптические, и в принципе возможные — ультразвуковые,
инфракрасные и др.
Сигнализаторы второй группы. Простейшим по конструкции
сигнализатором второй группы является стандартный визуальный
указатель обледенения типа штыря. Получили широкое распрост-
ранение механические, электропневматические и наиболее совер-
шенные из них радиоизотопные сигнализаторы обледенения.
МЕХАНИЧЕСКИЕ СИГНАЛИЗАТОРЫ
Основаны на механическом воздействии льда, оседающего на
чувствительный элемент. Сигнализатор (рис. 3.5) состоит из не-
обогреваемюго цилиндра и яожевидного скребка, установленного
Рис. 3.5. Общий вид механического сиг-
нализатора обледенения с вращаю-
щнмся цилиндром:
1 — цилиндр; 2 — скребок
строго параллельно образую-
щей цилиндра, с зазором меж-
ду ними около 0,1 мм. Цилиндр
имеет насечки и медленно вра-
щается электродвигателем,
подвешанным на пружинах
так, что он может поворачи-
ваться на небольшой угол. При
обледенении между скребком
и вращающимся цилиндром
создается трение, момент от ко- '
торого передается на корпус
электродвигателя, последний
поворачнвается вокруг оси и
замыкает контакт системы сиг-
нализации. После прекращения
обледенения электродвигатель
под действием пружин возвра-
щается в исходное положение и контакт размыкается. Такой сиг-
нализатор обладает удовлетворительной чувствительностью, прос-
той конструкции и не нуждается в обогреве.
В механических сигнализаторах обледенения могут использо-
ваться также изменения частоты или амплитуды вибраций датчи-
ка при' нарастании на нем льда, разность центробежных сил вра-
54
вдающихся и обогреваемых лопастей прибора, разница в аэродина-
мическом сопротивлении двух одинаковых обтекаемых профилей,
на одном из которых оседает лед, изменение частоты при обледе-
нении вибрирующей пластины и т. п.
ПНЕВМОЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИГНАЛИЗАТОРЫ
Предназначены для автоматической сигнализации о начале и
окончании обледенения. В отдельных случаях могут быть исполь-
зованы для автоматического включения противообледенительной
системы. Это типичные представители сигнализаторов второй груп-
пы. Принцип работы их основан на изменении аэродинамического
к ПОС
Рис. 3.6. Электропневматический сигнализатор обледенения:
I — для авиационного двигателя; 1, 2 — камеры динамического и статического давлений;
3 — электрические контакты, 4 — чувствительный элемент — мембрана, 5 — жиклер, 6 — ра-
бочее отверстие, НЭ| и НЭг соответственно нагревательные элементы датчика и колена кор-
пуса сигнализатора; II — датчик сигнализатора для крыла; 7 — приемник давления, 8— ра-
бочие отверстия в обшивке
давления, вызванного закрытием при обледенении отверстий в за-
борнике воздуха. В качестве чувствительного элемента исполь-
зуются упругие свойства мембраны, замыкающей электрические
контакты при уменьшении аэродинамического давления. На рис. 3.6
представлена принципиальная схема пневмоэлектрического сигна-
лизатора, устанавливаемого в. авиационных двигателях 1 и устрой-
ство входной части сигнализатора па крыле 2. Сигнализатор пред-
ставляет собой дифференциальный манометр с двумя герметичны-
ми камерами 1 и 2, разделенными мембраной 4. Камеры сообщают-
ся между собой жиклером 5. Во время работы двигателя (при
наличии скоростного потока) в камерах устанавливается разность
давления, прогибающая мембрану и размыкающая контакт. В ус-
ловиях обледенения входное отверстие 6 закрывается слоем льда.
Давление в камерах выравнивается, и мембрана, возвращаясь в
55
исходное положение, замыкает контакты. При этом загорается
сигнальная лампа на пульте летчика и включается нагреватель-
ный элемент НЭ;. В результатешагрева датчика лед стаивает, вос-
станавливается перепад давлений в камерах, сигнальная лампа и
обогрев выключаются. При образовании нового слоя льда процесс
повторяется. Для предохранения колена корпуса сигнализатора от
образования льда, оно обогревается. Нагревательный элемент НЭг
получает питание через реле Рь которое срабатывает при дости-
жении двигателем определенного числа оборотов.
На вертолетах при установке сигнализатора обледенения на
фюзеляже может применяться пневмоэлектрический сигнализатор,
схема которого приведена на рис. 3.7. Он состоит из приемника
Датчан.
+27,5 В
Рис. 3.7. Электроппевматиче-
ский сигнализатор обледене-
ния вертолета:
1 — эжектор; 2 — рабочая каме-
ра; 3 — мембрана; 4 — контакты
микровыключателя; 5—камера
приемника воздушного давления
давления, представляющего собой герметическую камеру обтекае-
мой формы 5, корпуса сигнализатора 2 с рабочей мембраной 3 и
микровыключателем 4, эжектора 1, устанавливаемого внутри дви-
гательного отсека и работающего на сжатом воздухе, отбираемого
от компрессора.
При отсутствии обледенения разрежение, создаваемое эжекто-
ром, компенсируется давлением атмосферного воздуха, поступаю-
щего через отверстия на лобовой части приемника. При обледене-
нии входных отверстий доступ воздуха из атмосферы прекращает-
ся, в рабочей камере создается разрежение и мембрана,
прогибаясь, включает микровыключатель. Поскольку принцип ра-
боты данного сигнализатора основан на просасывании воздуха че-
рез приемник давления, сигнализатор не нуждается в воздушном
напоре и может работать как в процессе полета вертолета, так и на
режиме его висения и на земле.
56
Существенным недостатком пневмоэлектрических сигнализато-
ров является появление ложных срабатываний при случайных за-
сорениях рабочих отверстий приемников.
РАДИОИЗОТОПНЫЙ СИГНАЛИЗАТОР
Основное преимущество радиационного метода измерения —
бесконтактность. Этот метод может быть использован в сигнали-
заторе обледенения не только для обнаружения начала обледе-
нения летательного1 аппара-
та, но и непрерывного изме-
рения толщины льда, интен-
сивности обледенения и ря-
да других параметров, пред-
ставляющих возможность
обеспечить эффективность
защиты от обледенения при
применении тепловых ПОС
пульсирующего действия.
Получившие в настоящее
время широкое распростра-
нение в авиации радиоизо-
топные сигнализаторы обле-
денения (РИО-3) имеют
чувствительность 0,3+°-1 мм
льда, обеспечивают сигнали-
зацию как начала, так и
прекращения обледенения, а
также непрерывную сигна-
лизацию при полете в зоне
обледенения. Они могут
быть использованы в качест-
ве исполнительных органов
автоматического включения
Рис. 3.8. Датчик радиационного сигнализа-
тора обледенения:
1 — корпус; 2 — фланец; 3 — вы фрезерованное ще-
левидное окно; 4 — счетчик радиоактивного излу-
чения; 5 — слой льда на рабочей поверхности
штыря; 6 — цилиндрический штырь; 7 — патрон
с источником радиоактивного излучения; 8 —
экран; 5 — слои электроизоляции из стеклоткани;
10 — нагревательный элемент; 11 — корпус штыря
отдельных ПОС.
Принцип действия РИО-3 основан на ослаблении р-излучения
радиоактивного изотопа слоем льда, образующегося .на рабочей
поверхности выносного штыря датчика. В качестве источника
p-излучения в сигнализаторе использован стронций 90 и иттрий 90
(Sr90 и Y90), активностью 4—5 мкКи с периодом полураспада 28,4
года. Сигнализатор РИО-3 состоит из датчика и электронного
блока.
Датчик (рис. 3.8) имеет полый корпус 1, внутри которого уста-
новлен счетчик р-частиц 4, фланец 2 для крепления датчика на ле-
тательном аппарате и цилиндрический штырь диаметром ~ 14 мм,
длиной 90 мм, устанавливаемый непосредственно в воздушный
поток. В верхней части корпуса штыря расположен герметичный
патрон 7 с радиоактивным веществом. По всей высоте корпуса
•	57
штыря намотан нагревательный элемент 10 для нагрева наружного
тонкого экрана 8 и сбрасывания образовавшегося на нем слоя
льда. Периодическое сбрасывание льда необходимо для обнаруже-
ния момента прекращения обледенения.
Электронный блок включает .в себя наряду с блоком питания,
усилитель и формирователь сигналов, интенсиметр, исполнитель-
ные каскады и блок задержки. Функциональная схема и времен-
ные диаграммы импульсов напряжений на выходах блоков, иллю-
стрирующие работу сигнализатора, приведены на рис. 3.9 и 3.10.
Рис. 3.9. Функциональная схема радиоизотопного сигнализатора обледенения:
ИИ — источник излучения; Д — детектор; У — усилитель; Ф — формирователь; И — иитенси-
метр; ПК — пороговый каскад; ИК — исполнительный каскад; БЗ — блок задержки; БП —
блок питания; НЭ — нагревательный элемент датчика; КБ — концевой выключатель
От радиоактивного источника поток р-частиц из прорези в кор-
пусе штыря направляется на поверхность фланца при этом про-
ходят слой льда и через окно-высечку 3 облучает счетчик, пред-
ставляющий собой галогенный газоразрядный счетчик, работающий
в импульсном режиме. При возникновении разрядов напряжение
на .входе электронного блока падает.
Таким образом, детектор излучения преобразует интенсивность
излучения р-частиц [/X (т)] в ряд последовательных импульсов, сле-
дующих со скоростью п импульсов в секунду. За счет флюктуаций
потока р-частиц амплитуды импульсов непостоянны. Поэтому по-
сле усиления они преобразуются в прямоугольные импульсы, нор-
мализованные по амплитуде (в формирователе). Импульсы об-
ратной полярности (положительные) подаются в исполнительный
каскад, а отрицательные — на интенсиметр, служащий для пре-
образования скорости их следования в пропорциональную ей ам-
плитуду. Далее импульсы напряжения с амплитудой, зависимой
от скорости их следования, поступают на пороговый каскад, где
сравниваются с некоторой пороговой величиной напряжения. При
импульсах с амплитудой выше порогового значения напряжения
58
контакты реле замыкаются. Исполнительный каскад в общем виде
представляет собой усилитель мощности. В нем в результате диф-
ференцирования противоположных по знаку импульсов с форми-
рователя и порогового каскада при достижении слоем льда на дат-
чике толщины 6=0,3 мм включается исполнительное реле, управ-
ляющее работой блока за-
держки. В блоке задержки
предусмотрены два реле
времени. Одно из них слу-
жит для увеличения време-
ни нагрева выносногр шты-
ря датчика до 5 с, обеспечи-
вая тем самым полное сбра-
сывание льда, а второе —
времени подачи сигнала «об-
леденения» и, соответствен-
но, времени работы автома-
тически включенной ПОС
до 20 с.
После удаления льда с
датчика, интенсивность р-из-
лучения восстанавливается,
и сигнализатор приходит в
исходное состояние. При по-
лете в зоне обледенения пос-
ле выключения обогрева
Рис. 3.10. Временная диаграмма импуль-
сов выходных напряжений
датчика вследствие образо-
вания нового слоя льда, описанный процесс работы сигнализатора
повторяется. При этом за счет перекрытия командных импульсов
сигнализация обледенения и автоматически включенная ПОС не
выключаются до прекращения обледенения. Чтобы исключить пе-
регорание нагревательного элемента датчика в случае включения
сигнализатора на стоянке летательного аппарата (например, при
Рис. 3.11. Общий вид сигнализатора обледенения РИО-3:
1 — электронный блок; 2 — амортизационная панель; 3 — датчик
59
проверке) когда теплосъем недостаточен, в цепь питания его вклю-
чен концевой выключатель, срабатывающий только в полете.
Радиоизотопный сигнализатор (рис. 3.11) питается от бортовых
сетей постоянного (+27,5 В) и переменного токов напряжением
115 В или 208 В 400 Гц. Для увеличения безотказности работы
он может применяться в двух- или трехканальном исполнении.
РАДИОИЗОТОПНЫЙ АВТОМАТ УПРАВЛЕНИЯ
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ — РАУП
Предназначен для — автоматического включения системы:
автоматического регулирования времени включения секций си-
Лемы в зависимости от температуры окружающего воздуха;
сигнализации обледенения и степени обледенения, а также не-
расчетных условий по температуре воздуха.
п III
Отказ
Рис. 3.12. Блок-схема радиоизотоп-
ного автомата управления противо-
обледенительной системой:
1 — радиоизотопный датчик; 2 — блок ка-
нала сигнализации обледенения; 3 — уст-
ройство сигнализации о нерасчетных усло-
виях обледенения; 4 — блок управления;
5 — распределитель-коммутатор; 6 — пре-
образователь; 7 — блок канала сигнализа-
ции неисправности автомата; 8 — датчик
температуры; I — от центробежного вы-
ключателя; II — нерасчетные условия;
III — зона; IV — на включение секций
ПОС; V — на обогрев
Работа автомата основана на том же принципе, что и у РИО.
Только датчик автомата (рис. 3.12) дополнительно включает в се-
бя датчик температуры 8. Его сопротивление, изменяющееся в за-
висимости от температуры окружающего воздуха, преобразовате-
лем 6 преобразуется в период следования импульсов. С выхода
преобразователя импульсы поступают на распределитель-комму-
татор 5, который переключает секции циклической ПОС. Таким
образом, длительность включения каждой секции равна периоду
следования импульсов, т. е. зависит от температуры окружающего
воздуха. При, полете в зоне обледенения при температуре наруж-
ного воздуха ниже допустимой, блок сигнализации о .нерасчетных
условиях обледенения выдает сигнал «нерасчетные условия». Этот
сигнал будет также подан, если толщина льда, наросшего на од-
ной из секций ПОС за время работы других секций, превысит до-
пустимую. В случае каких-либо отказов или повреждения кабелей
60
устройство обнаружения отказов выдает сигнал «отказ». Тогда
распределитель-коммутатор включается вручную. Для исключения
перегрева датчика сигнализатора обледенения при наземных про-
верках введена блокировка включения автомата. На вертолете
она снимается центробежным выключателем, связанным с двига-
телем, на самолете-—концевым выключателем, установленным на
шасси. Автомат РАУП (рис. 3.13) рассчитан на 4—6 секций и ди-
апазон регулирования времени нагрева секции 10—60 с, масса
автомата — 3 кг.
Анализируя рассмотренные выше схемы сигнализаторов и их
характеристики, можно отметить, что большинство сигнализаторов
отвечают не полностью
приведенным требовани-
ям: не измеряют интен-
сивности обледенения, не
могут автоматически уп-
равлять работой противо-
обледенительных систем в
зависимости от метеоро-
логических условий обле-
денения и режимов поле-
та летательных аппара-
тов, не регистрируют вид
обледенения и пр. Как по-
казывает практика, при
работе их еще много лож-
ных срабатываний или от-
казов. Само количество и
Рис. 3.13. Общий вид РАУПа:
1 — датчик; 2 — электронный блок; 3 — защитный
экран
разнообразие схемных решений свидетельствует об отсутствии чет-
кого решения проблемы.
Большое значение имеет правильный выбор места установки
датчиков сигнализаторов. Место установки датчика должно выби-
раться с таким расчетом, чтобы воздушный поток перед датчиком
ничем не затенялся (чаще всего используется нижняя часть фю-
зеляжа или крыла, а также канал воздухозаборника двигателя),
а высота датчика обеспечивала истинное значение интенсивности
обледенения. Расстояние от обшивки до области с максимальной
концентрацией капель зависит от мйогих факторов (поля скоро-
стей, кривизны поверхности, характера обтекания и т. п.) и может
быть в преде'лах от нескольких до десятков сантиметров.
Наряду с рассмотренными сигнализаторами, следует упомя-
нуть еще об одной разновидности сигнализаторов обледенения —
сигнализаторах наличия льда на защищаемой поверхности и барь-
ерного льда, т. е. сигнализаторах отказа противообледенительных
систем или попадания летательного аппарата в нерасчетные усло-
вия обледенения. Они могут действовать на тех же принципах, но
должны устанавливаться непосредственно на обледеневающих по-
верхностях летательных аппаратов.
61
J
Глава IV. СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ САМОЛЕТОВ
ОТ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Для обеспечения безопасности полетов летательных аппаратов
в условиях обледенения, их всепогодности и регулярности рейсов
очевидно необходимо при решении проблемы защиты от обледе-
нения исходить из условия, что противообледенительные системы
должны при расчетных (наиболее тяжелых, выбранных с учетом
вероятности их встречи в полете) условиях обеспечивать: безот-
казность работы наиболее ответственных агрегатов — силовой уста-
Рис. 4.1. Схема защиты само-
лета от обледенения:
1 — датчик сигнализатора обледене-
ния; 2, 3 — жидкостно-механическая
ПОС и электро-тепловая ПОС смот-
ровых стекол; 4, 7 — система защи-
ты от запотевания остекления фо-
наря и иллюминаторов; 5, 6 — ПОС
крыла и хвостового оперения; S,
13 — лампы освещения защищаемых,
поверхностей для визуального их
Наблюдения; 9 — ПОС — авиацион-
ного двигателя, 10 — ПОС воздухо-
заборника; 11, 12 — ПОС обтекате-
ля и винта
новки, органов управления, датчиков пилотажных и других важ-
ных приборов, для возможности визуального пилотирования — за-
щиту смотровых -'стекол, и наименьшее влияние обледенения и
самих противообледенителей на работу остальных агрегатов, так
чтобы при этом заметно не ухудшались летные характеристики
самолетов, их устойчивость и управляемость.
На современных самолетах от обледенения защищаются, как
правило: несущие поверхности, воздухозаборники, авиационные
двигатели, воздушные винты, смотровые стекла, датчики приборов
и антенные устройства, все поверхности и детали, образование
льда на которых может вызвать повреждение или нарушить рабо-
ту авиационного двигателя (стойки, обтекатели, защитные решет-
ки и т. п.).
Схема защиты самолета от обледенения представлена на
рис. 4.1.
Для защиты от обледенения используются следующие способы:
механические, физико-химические, тепловые.
Механический способ основан на механическом воздейст-
вии на слой льда путем скалывания, деформации или отрыва его
под действием центробежных, аэродинамических или других внеш-
них сил.
62
Физико-химический способ основан на .использовании
ряда разнообразных веществ в виде жидкостей, мазей, паст, кото-
рые или понижают температуру замерзания переохлажденных
капель, попадающих на защищаемую поверхность, при смешива-
нии с ними, или уменьшают силу сцепления льда с обшивкой, ча-
стично растворяют его, уменьшают смачиваемость поверхности.
Тепловой способ основан на нагревании защищаемой по-
верхности до положительной температуры, температур таяния льда
или испарения пленки воды.
Очень часто в противообледенительных системах используется
комбинация нескольких способов, например, механического и фи-
зико-химического, механического и теплового-.
КЛАССИФИКАЦИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
В зависимости от с п о с о б а, который положен в основу прин-
ципа действия, все противообледенительные системы можно под-
разделить На механические, физико-химические, тепловые.
В свою очередь каждая из них может рассматриваться по ви-
ду применяемой энергии и физической сущности, заложенной в
основу работы. Например, к механическим системам относятся:
пневматические ПОС, в которых используется энергия сжатого,
воздуха, электро-импульсные системы-—-электрическая энергия
высокой частоты, подаваемая импульсами. К тепловым—воздуш-
но-тепловые, электро-тепловые ПОС. В первых теплоносителем
является воздух, во вторых—-электрическая энергия преобразует-
ся в тепловую.
Наряду с этим все противообледенительные системы по ха-
рактеру работы можно разбить па два класса:
постоянного действия, циклического действия.
ПОС постоянного действия не допускают образование льда при
своей работе. ПОС циклического действия — допускают образова-
ние льда на защищаемой поверхности до определенной толщины,
безопасной для полета, а затем удаляют образовавшийся лед. Не-
зависимо от предыдущих признаков все противообледенительные
системы разделяют по месту установки: крыла, хвостового опере-
ния, воздушных винтов, силовых установок, смотровых стекол
и т. д.
При одном и том же принципе работы эти противообледени-
тельные системы могут отличаться конструктивным выполнением.
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
Механические противообледенительные системы
Механические ПОС относятся к системам циклического дейст-
вия. Для эффективной работы их необходимо образование опре-
деленной толщины льда. Удаление льда при работе механических
63
противообледенительных систем условно можно разделить на два
этапа: разрушение льда или уменьшение сцепления его с обшив-
кой и удаление его действием аэродинамического напора. Послед-
нее, очевидно, накладывает условие при проектировании противо-
обледенительной системы — обеспечение максимально допустимой
при безопасности полета толщины льда. Для каждого типа лета-
тельного аппарата допустимая толщина льда, как правило, опре-
деляется при экспериментальных продувках модели. Обычно в
практике на несущих поверхностях для большинства современных
самолетов допускается толщина 6Л=4—5 мм. Сила сцепления льда
с обшивкой зависит от структуры льда, чистоты обработки поверх-
ности, покрытий, а также от температуры окружающего воздуха,
и может достигать по нормали 85—160 Н/см2.
Пневматические ПОС
Пневматические противообледенительные системы — это одни
из первых систем, которые были установлены на самолетах для
Рис. 4.2. Схема рабочей части пневматиче-
ского противообледенителя несущих поверх-
ностей:
а) с продольными поочередно-наполняющимися
камерами 3, 4; б) с продольными одновременно
наполняющимися рабочими камерами; в) с попе-
речными рабочими камерами. 1 — работающая
секция, 2 — неработающая секция
борьбы с обледенением.
Устройство и принцип
действия. На защищаемой
поверхности закрепляют
тонкий протектор из эла-
стичного материала (ре-
зины, эластичных тканей)
с встроенными в него ка-
мерами (рис. 4.2). Шири-
ну протектора выбирают
равной или немного пре-
вышающей область улав-
ливания капель (для до-
звуковых самолетов, как
известно, она составляет
5—6% хорды). В зависи-
мости от типа самолета
размеров защищаемой по-
верхности, расчетной ско-
рости полета и допусти-
мой толщины льда про-
тектор противообледени-
теля разбивается на ряд
секций, включаемых в ра-
боту поочередно, может
быть выбрана одна из схем включения камер (поочередная или
одновременная работа камер) и определен оптимальный режим
работы системы. Количество камер зависит в основном от ширины
протектора и может быть 9—10. При одной секции система обыч-
но работает с паузами по времени, которые используются в других
64
противообледенительных системах. Принципиальная схема пневма-
тической противообледенительной системы приведена на рис. 4.3.
Воздух для работы системы отбирается от компрессоров турбовин-
товых двигателей и последовательно подается к распределитель-
ным устройствам систем крыла и хвостового оперения под давле-
нием 120—130 Н/м2. Программа работы рассчитана на поочередное
включение сначала симметрично расположенных секций крыла,
затем камер хвостового оперения. При подаче воздуха в камеры
они раздуваются, и благодаря растяжению их стенок и изменению
Рис. 4.3. Принципиальная схема пневматического противообледенителя несущих
поверхностей самолета с ТВД:
1 — кран для проверки системы; 2 — регулятор давления; 3 — предохранительный клапан;
4 — эжектор; 5— рабочая часть противообледенительной системы; 6, 7 — распределительные
устройства систем крыла и хвостового оперения; 8—программный механизм; 9 — мано-
вакуумметр; 10 — манометр; 11— трубопровод для подвода сжатого воздуха; 12 — трубопро-
вод для отвода воздуха
формы лед теряет сцепление с поверхностью камер и сдувается
набегающим потоком. При включении очередной секции воздух из
камер через распределительное устройство отсасывается эжекто-
ром и выбрасывается в атмосферу.
В зависимости от условий обледенения время включения сек-
ций (фактически время пауз, в течение которых растет толщина
льда) программным механизмом может изменяться. Работу систе-
мы контролируют по давлению в трубопроводе за регулятором
давления и по разряжению, создаваемому эжектором на выходе
системы. В неработающем состоянии противообледенителя рас-
пределительные устройства перекрыты, часть воздуха, отбираемо-
го от компрессоров, выбрасывается через эжектор в атмосферу,
создавая тем самым разрежение в рабочих камерах протекторов.
В результате обеспечивается хорошей контакт протекторов с об-
3—1845
65
Рис. 4.4. Эпюра давлений
на верхней поверхности
профиля, на участке:
OA — прижимающие силы, АВ —
отрывающие силы
шивкой несущих поверхностей .и предотвращается срыв его под
действием набегающего потока.
Л1асса такой системы сравнительно небольшая, примерно 29 —
34 Н/м2, расход воздуха — 0,4—0,6 кг/мин-м2.
Достоинства пневматической противообледенительной системы:
простота конструкции, малый по сравнению с воздушно-тепловыми
системами расход воздуха. В принципе протекторы могут быть
съемными.
Основные недостатки: влияние на профильное сопротивление
несущих поверхностей, особенно при работе противообледенитель-
ной системы. В нерабочем состоянии
системы сопротивление может увели-
чиваться до 8—10%, что дает увеличе-
ние общего сопротивления самолета
приблизительно до 2—3%. В работаю-
щем состоянии профильное сопротив-
ление возрастает на 100—110%, а для
ламинизированных профилей и боль-
ших скоростей полета это увеличение
может быть еще большим. Как видно
(см. рис. 4.2), наименьшее влияние на
профильное сопротивление оказывает
вариант «в» (расположение камер в
протекторе по потоку).
Система не может быть установле-
на на скоростные самолеты,, так как
уже при скорости Vo=500—600 км/ч
протектор противообледенителя может
самопроизвольно менять форму на
участке профиля с отрицательным давлением, выпучиваясь в виде
продольной волны и создавая тем самым срыв потока. Из типовой
эпюры распределения коэффициента давления по хорде профиля
(рис. 4.4) видно, что протектор будет находиться в зоне участка
АВ, т. е. отрицательного р. Наряду с применением в противообле-
денительной систёме, эжектора данный эффект удается уменьшить
дренажными отверстиями, соединяющими полость, находящуюся
между обшивкой и внутренней стороной протектора, с окружаю-
щей средой.
Система не всегда эффективна. Например, не эффективна при
иглообразной форме льдообразований.
Протекторы имеют ограниченный ресурс работы — разрушают-
ся под действием динамических нагрузок, температурных, градиен-
тов, солнечной радиации, влажности и др.	\
Гидрофобные покрытия. Идея создания на защищаемой поверхно-
сти прочного постоянного или периодически возобновляемого покрытия, умень-
шающего смачиваемость поверхности или силу сцепления льда с нею, давно прив-
лекает простотой решения проблемы защиты от обледенения. При использовании
такого покрытия получилась бы система механического действия, н₽ требующая
66
подвода какой-либо энергии от бортовых источников, в зависимости от условий
обледенения периодически сбрасывающая лед, при этом толщина образовавше-
гося льда регулировалась бы автоматически.
Однако многочисленные попытки использования веществ, обладающих раз-
личной степенью несмачиваемости (гидрофобности), таких как вазелин, парафин,
воск, жиры или твердых покрытий — фторопласта, кремнеорганических соедине-
ний и других, пока положительных результатов в реальных условиях обледенения
не дали. Даже на вращающихся поверхностях толщина образовавшегося слоя
льда перед самопроизвольным сбрасыванием достигала значительных размеров.
В большинстве случаев покрытие быстро разрушалось набегающим потоком
воздуха или смывалось. Поскольку механизм процесса быстрого замерзания пере-
охлажденных капель при столкновении их с поверхностью изучен пока недоста-
точно, можно предположить, что свойство несмачиваемости, по-видимому, не успе-
вает проявиться. То есть это условие является необходимым, но совершенно не-
достаточным.
Сила сцепления льда с поверхностью (адгезия) обуславливается как молеку-
лярным притяжением их друг к другу, так и механическим фактором — шерохо-
ватостью'поверхности. В зависимости от условий обледенения сила может дости-
гать по нормали 85—160 Н/см2. Проведенные исследования в направлении, свя-
занным с совершенствованием технологической обработки непосредственно самой
поверхности обшивки вплоть до ее полирования, показали, что чистота поверх-
ности уменьшает силу сцепления льда с обшивкой незначительно.
Таким образом, следует считать, что известные в настоящее время гидрофоб-
ные покрытия не могут быть использованы в качестве надежного средства защи-
ты летательных аппаратов от обледенения.
Электроимпульсная противообледенительная система
Сравнение затрат энергий, потребных для удаления одинако-
вой массы льда тепловым и .механическим способами, показывает,
что механическое разрушение льда требует примерно в 8-106 раз
меньше энергии, чем при тепловом способе. При механическом
способе удаления льда рабочий цикл разрушения льдообразова-
ния может быть очень коротким,^определяемый временем распро-
странения механических напряжений, происходящем со скоростью,
близкой к звуковой. Используя короткие мощные импульсы с до-
статочно большими интервалами между ними (1—2 с) и применяя
накопители энергии во время интервалов, можно иметь противо-
обледенительную систему с очень малой средней потребляемой
мощностью. По сравнению с тепловыми противообледенительными
системами она может быть экономичнее в сотни раз.
Этот способ и положен в основу принципа работы электроим-
пульсной противообледенительной системы. Лед с обшивки лета-
тельного аппарата удаляют возбуждением в материале обшивки
упругих волн напряжений с крутым передним фронтом, с интен-
сивностью, достаточной для создания в ледяном слое, прилегаю-
щем к обшивке, напряжений, превосходящих динамическую проч-
ность льда и при этом не вызывающую усталостных явлений в ма-
териале конструкции.
Резкий скачок напряжения, который несет волна, распростра-
няющаяся по обшивке (интенсивность нарастания напряжения
находится в пределах 10-5—Ю10 с) приводит, практически, к
мгновенному и полному разрушению льда.
3*
67
Для удаления льда механическая энергия может быть переда-
на в виде короткой серий колебаний или одного импульса с дли-
тельностью порядка 10~3—10-5 с и интервалами между ними
1—2 с, со скоростью нарастания, большей скорости релаксации
льда. Электроимпульсная противообледенительная система
(рис. 4.5) состоит из генератора электрических импульсов, элект-
росистемы-трансформатора, выпрямителя,' накопителя энергии в
паузах между импульсами (в виде конденсатора), формирующего
Рис. 4.6. Схема установки ин-
дуктора вихревых токов на за-
щищаемой поверхности и его
работа:
1 — индуктор; 2 — катушка соленои-
да; 3 — обшнвка; F — сила, возни-
кающая при взаимодействии маг-
нитного поля соленоида и электри-
ческого поля обшивки
Рис. 4.5. Блок-схема электроимпульсной проти-
вообледенительной системы:
1 — обшивка; 2 — индуктор; 3 — формирователь им-
пульсов; 4 — генератор импульсов
электроимпульсы элемента, и преобразователей — индукторов вих-
ревых токов, служащих для преобразования электрических им-
пульсов в импульсы упругих деформаций в зоне, защищаемой от
обледенения обшивки.
Индукторами вихревых токов являются соленоиды без сердеч-
ников. При подаче электрических импульсов соленоиды создают
переменное магнитное поле высокой частоты, наводящее в метал-
лической обшивке переменный электрический ток, и, соответствен-
но, упругие деформации. Индукторы укрепляют в непосредствен-
ной близости (вплотную пли с малым зазором) на внутренней сто-
роне обшивки (рис. 4.6) в пределах или немного больше зоны за-
хвата переохлажденных капель. Преобразование электрической
энергии в механическую при подаче в импульсе позволяет создать
в защищаемой зоне очень большую концентрацию энергии, зна-
чительно превосходящую концентрации энергий всех существую-
щих способов удаления льда. На рис. 4.7 приведены кадры, демон-
68
Рис. 4.7. Работа электроимпульсной противообледенительной системы
стрирующие работу электроимпульсной системы в течение одного
цикла.
При выборе количества индукторов учитывают потери. Для
обычных конструкций панели обшивки ограничены полками нер-
вюр, стенками и стрингерами и др. элементами. При попадании
волны, движущейся по обшивке, на такой элемент часть энергии
волны отражается обратно. Зона действия ограничивается стыка-
ми обшивки, через которые практически энергия не проходит и
свободной границей обшивки. Величина защищаемой одним ин-
дуктором поверхности зависит от скорости волны, которая в свою
очередь пропорциональна энергии импульса WH
Ив=/(к1Ги),
где к — коэффициент пропорциональности. Величина его зависит
от конструкции индуктора, зазора между индуктором и обшивкой,,
параметров контура L и R, толщины и материала обшивки и ее
электропроводности. Коэффициент к обратно пропорционален квад-
рату зазора между индуктором и обшивкой.
Потребная мощность. Средняя мощность, необходимая для ра-
боты системы с одним генератором электрических импульсов, опре-
деляется по формуле
ДГ^1Ги/т3Л3,
где W„ — энергия электрического импульса; т3 — время заряда
конденсатора; тр — к.п.д. зарядной цепи.
На одном летательном аппарате может быть установлено не-
сколько генераторов. Как правило, для повышения надежности
устанавливается не менее двух генераторов. Следует иметь в виду
также зависимость мощности генератора от количества индукто-
ров.
Общее время цикла определяют из допустимой толщины льда,
т. е. оно практически равно времени цикла обычных тепловых си-
стем.
Достоинства системы—более широкий диапазон рабочих тем-
ператур (до —40° С); значительная экономия энергии (в 100 и бо-
лее раз); большой выигрыш в весе, компактность; отсутствие барь-
ерного льда, который обычно образуется за счет растекания воды
под действием скоростного напора при тепловых способах защиты.
Наряду с рассмотренными существующими противообледени-
тельными системами представляют интерес системы, использующие
для своей работы ультразвук.
В принципе возможны два варианта таких систем: в первых —
создают ультразвуковые колебания непосредственно в самой об-
шивке; во вторых — ультразвуком облучают среду с переохлаж-
денными каплями до столкновения их с поверхностью летательного
аппарата.
Механизм удаления льда с поверхности обшивки основан на.
создании в материале обшивки импульсов, модулированных высо-
кой частотой. При этом предполагается, что из-за различных плот-
ностей и модулей упругости льда и материала обшивки, разных
волновых сопротивлений и различия в скоростях распространения
колебаний в них, сопротивления переходу колебаний из обшивки в
ледяной слой и амплитуды колебаний обшивки и льдообразования
окажутся разными, а сами колебания сдвинутыми по фазе, что и
должно вызвать скалывание льда с защищаемой поверхности.
70
Во втором случае при помощи ультразвуковых генераторов пе-
ред защищаемой поверхностью создается направленное ультразву-
ковое поле с определенной интенсивностью.
Физика процесса воздействия ультразвукового поля на переох-
лажденные капли воды. При прохождении капель воды через
ультразвуковое поле они периодически попадают в область пони-
женного и повышенного давлений. В области повышенного давле-
ния вероятность самопроизвольной кристаллизации меньше, чем в
области пониженного. При попадании капель в область понижен-
ного давления за счет расширения растворенных в воде газов мо-
жет происходить разрыв сплошности капель, что должно способст-
вовать их кристаллизации. Однако при этом необходимо создать
разрежение, преодолевающее силы поверхностного натяжения. Для
плоской звуковой волны между звуковым давлением и акустиче-
ской скоростью имеется соотношение
P/V=qg,
где q — плотность воздуха; а — скорость звука в воздухе.
Акустическая скорость V=2nfx, где х— амплитуда смещения
частиц относительно положения равновесия; f — частота колебаний.
В результате х=р12п^а$.
Интенсивность звука J=p2l2pa.
Колебания капель с большой частотой должны вызывать уве-
личение теплообмена капель с окружающей средой, что является
благоприятным фактором для кристаллизации капель.
В качестве ..источников ультразвука могут быть использованы
газоструйные генераторы, которые по сравнению с другими источ-
никами имеют минимальную массу и потребляют сравнительно не-
большое количество воздуха. Расход воздуха на один генератор —
30—40 кг/ч. Однако для оценки возможностей практического ис-
пользования того или другого способов удаления льда требуется
серьезные исследования с точки зрения обеспечения эффективно-
сти защиты от обледенения.
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛИ, ИСПОЛЬЗУЮЩИЕ ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ
СПОСОБЫ
Работа их основана на применении растворимых физико-хими-
чески активных веществ, создающих промежуточный слой между
защищаемой поверхностью и льдом или внешней средой, содержа-
щей переохлажденные капли воды.
Наряду с определенными физико-химическими требованиями к
этим веществам предъявляются дополнительные требования,
а именно они должны:
иметь хорошее сцепление с защищаемой поверхностью;
хорошо смешиваться с переохлажденными каплями воды;
не разрушаться под действием скоростного напора;
71
быть химически неактивными по отношению к покрытию обшив-
ки и не вызывать ее коррозии.
Рабочие вещества могут быть разбиты на две группы:
Специальные покрытия и жидкости. В качестве покрытий мо-
гут быть использованы хлористый натрий или кальций, азотнокис-
лый натрий и другие. При взаимодействии с ними переохлажден-
ные капли воды образуют раствор с низкой температурой замерза-
ния и способной частично растворять лед. Образовавшаяся пленка
жидкости уменьшает силу сцепления льда с защищаемой поверх-
ностью, и под действием скоростного напора он периодически сбра-
сывается. Как показал опыт, покрытия из растворимых физико-
химических веществ при этом интенсивно расходуются и, таким
образом, эффективность их кратковременна. хКроме того эти покры-
тия могут разрушаться при полете в условиях дождя и при воздей-
ствии влажного воздуха. Поэтому практического применения на
самолетах они не нашли.
Жидкостные противообледенительные системы
В отличие от предыдущего варианта защиты противообледени-
тельные системы обеспечивают постоянную или периодическую по-
дачу рабочей жидкости на защищаемую поверхность.
Рис. 4.9. Схема жидкостной противообледени-
тельной системы несущих поверхностей:
1 — бак с рабочей жидкостью; 2 — насос; 3 — распре-
делительная панель; 4 — фильтр; 5 — выключатель,
системы; 6— регулятор подачи жидкости; 7 — доза-
тор
Рис. 4.8. Зависимость тем-
пературы замерзания сме-
си вода — гликоль от про-
центного содержания гли-
коля
В качестве рабочих жидкостей используются различные спир-
ты— этиловый, изопропиловый и другие или смесь спирта с гли-
церином, который несколько уменьшает смачиваемость поверхно-
сти и, соответственно, силу сцепления льда с обшивкой, а также
жидкости, основанные на гликолях, например, этиленгликоль. Как
видно из характеристики (рис. 4.8), смесь переохлажденных ка-
пель и гликоля при оптимальном соотношении их может не замер-
72
зать во всем диапазоне температур, являющихся расчетными для
противообледенительных систем. Отсюда следует, что жидкостные
противообледенительные системы более эффективны как профилак-
тические, т. е. предупреждающие обледенение, нежели растапли-
вающие образовавшийся лед (для последнего процесса требуется
время). Наиболее широкое распространение получили системы для
защиты от обледенения остекления фонарей кабин, несущих и воз-
душных винтов самолетов с поршневыми двигателями. На ряде
самолетов используется система для
защиты несущих поверхностей (рис.
4.9).
Жидкостная противообледенитель-
ная система включает в себя: бак с ра-
бочей жидкостью, насос, фильтр, регу-
лятор подачи жидкости. Рабочая жид-
кость — гликоль. Под небольшим дав-
лением она подается в специальные
распределительные панели (рис. 4.10).
По передней кромке обшивка их вы-
полнена из пористого металла — по-
ристой бронзы или пористой нержаве-
ющей стали.
Для обеспечения равномерного рас-
пределения жидкости, особенно при
малом ее расходе, под пористую об-
шивку заделывается пористый элас-
тичный материал, создающий необхо-
димое гидравлическое сопротивление
потоку жидкости.
В зависимости от расхода противо-
обледенительной жидкости система
может иметь два режима работы: пре-
дупреждение обледенения и периоди-
ческого удаления льда.
В первом режиме эффективность системы обеспечивается при
одновременном действии нескольких факторов — химическом воз-
действии— снижении температуры замерзания смеси воды и ра-
бочей жидкости; механическом действии—смывании захваченных
переохлажденных капель; тепловом эффекте — повышении темпе-
ратуры смеси за счет положительной температуры рабочей жидко-
сти.
Во втором режиме работа системы основана на использовании
двух способов: химического и механического. Система при своей
работе допускает образование льда. Па защищаемую поверхность
под слой льда или периодически, или в небольшом количестве по-
стоянно, подается жидкость, которая или растапливает нижний
слой льда и образует водяную пленку, или понижает температуру
замерзания пленки. В результате уменьшается сила сцепления льда
73
Рис. 4.10. Конструктивная
схема рабочей части жид-
костного противообледе-
нителя:
1 — обшивка из пористого
металла; 2 — слой эластич-
ного пористого материала;
3 — распределительный ка-
нал; 4 — внутрёння’я обшив-
ка; 5 — трубопровод для по-
дачи жидкости
с обшивкой и при определенной толщине льда (т. е. сопротивлении
слоя льда потоку воздуха) аэродинамический поток удаляет лед
с защищаемой поверхности. Очевидно, что цикличность работы
системы автоматически будет зависеть в основном от интенсивности
обледенения и скорости полета самолета. Система эффективна
при небольших расходах противообледенительной жидкости. Рас-
ход ее в среднем равен 1,6—1,8 л/м2 защищаемой поверхности в
час.
Достоинства жидкостной ПОС: простота конструкции, малая
масса. По сравнению с тепловым ПОС—-отсутствие растекания
переохлажденной воды и, соответственно, образования барьерного
льда, быстродействие — система начинает работать, практически
сразу же после подачи жидкости на поверхность.
Недостатки: время работы системы зависит от запаса про-
тивообледенительной жидкости; возможность ухудшения фильт-
рующих свойств пористой обшивки в процессе эксплуатации; не-
большая эффективность системы при случаях тяжелого обледене-
ния, а иногда — при запоздалом включении системы; пожарная
опасность.
ТЕПЛОВЫЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
На современных самолетах в подавляющем большинстве случа-
ев для защиты от обледенения используются тепловые противо-
обледенительные системы, так как они обеспечивают наиболее эф-
фективную и надежную защиту в широком диапазоне условий,
обледенения.
Тепловые ПОС могут быть
как постоянного, так и цикличе-
ского действия. Для несущих по-
верхностей применяются главным
образом противообледенительные
системы циклического действия,,
так как защищаемые поверхно-
сти имеют большие размеры и
Рис. 4.11. К выбору режима работы
тепловых ПОС:
1 — ПОС постоянного действия
Рис. 4.12. Схема образования барьер-
ного льда:
1—эпюра количества улавливающей воды;.
2 — пленка воды; 3 — граница зоны нагре-
ва; 4 — барьерный лед
74
для их обогрева потребная мощность может достигать нескольких
сот киловатт. ПОС постоянного действия применяют чаще всего
для поверхностей, сбрасывание льда с которых может привести
к опасным последствиям. Например (рис. 4.11), образование льда
на поверхности центроплана при расположении двигателей в хвос-
товой части может повлечь за собой повреждение лопаток ком-
прессора и выход их из строя.
Следует отметить, что при постоянном обогреве капли воды,
попадая на нагретую до положительной температуры поверхность,
растекаются по ней, постепенно испаряясь и частично сдуваясь
потоком воздуха (рис. 4.12). При определенных условиях часть
.воды выдувается за пределы обогреваемой зоны, в результате это-
го образуется так называемый «барьерный» лед. Естественно, что
•интенсивность образования барьерного льда при одних .и тех же
условиях обледенения зависит от протяженности зоны обогрева и
температуры поверхности. В связи с этим существуют две разно-
видности тепловых противообледенительных систем постоянного
действия — противообледенители полного испарения (с сухой по-
верхностью) и неполного испарения (с влажной поверхностью).
При проектировании ПОС неполного испарения предусматри-
вают в наиболее тяжелых случаях обледенения возможность обра-
зования барьерного льда. Расчет ведут на обеспечение лишь ми-
нимальной (т. е. равной 0° С) температуры на поверхности. Эти
системы получили наибольшее распространение, так как потребляе-
мая ими мощность значительно меньше. Противообледенительные
системы полного испарения, как правило, применяют, лишь для
защиты частей летательных аппаратов, на которых недопустимо
образование барьерного льда.
Воздушно-тепловые ПОС постоянного действия
Воздушно-тепловые ПОС постоянного действия — наиболее про-
стые и распространенные системы. Источником горячего воздуха
для них могут быть: компрес-
соры газотурбинных двигате-
лей; теплообменники, обогре-
ваемые выхлопными газами
(рис. 4.13); калориферные пе-
чи, использующие в качестве
топлива бензин или керосин
(применяются только на само-
летах с поршневыми двигате-
лями) ; выхлопные газы в сме-
си с атмосферным воздухом.
На рис. 4.14 приведена ти-
повая принципиальная схема
воздушно-тепловой противооб-
леденительной системы, в ко-
Рис. 4.13. Компоновка теплообменни-
ка противообледенительной системы
на ТВД:
1 — вход рабочего воздуха; 2 — теплообмен-
ник, обогреваемый теплом выхлопных га-
зов; 3 — распределительный трубопровод
ПОС; 4 — клапан; 5 — заслонка регулято-
ра: 6 — реактивный выхлоп
75
торой используется горячий воздух, отбираемый от компрессоров
двигателей. Для понижения температуры воздуха в данной систе-
ме воздух отбирается одновременно от низконапорных и высоко-
напорных ступеней компрессоров. Температуру регулируют регу-
ляторами с клапанами 3 изменением подачи воздуха от ступеней
высокого давления каждой пары двигателей. Для ограничения
расхода воздуха от двигателей используют ограничители расхода
воздуха 4. В этой же части системы установлены обратные клапа-
Рис. 4.14. Принципиальная схема воз-
душно-тепловой противообледенительной
системы:
1 — противообледенитель крыла; 2, 7 —запор-
ный кран; 3 — клапан регулятора температуры
воздуха; 4 — ограничитель расхода; 5 — обрат-
ный клапан; 6—компрессор; 8, 9 — противооб-
леденитель стабилизатора и киля; 10 — темпе-
ратурный компенсатор
Рис. 4.15. Схема электропневмокрана:
1 — заслонка; 2 — трубопровод горячего
воздуха; 3 — микровыключатель; 4 — пнев-
мопривод; 5 — электроклапан
ны, предотвращающие перетекание горячего воздуха при отказе
одного из двигателей. Горячий воздух через трубопроводы подво-
дят к рабочим частям-противообледенителям крыла и xboctoboi о
оперения, которое включаются запорными кранами 2, 7. В качест-
ве запорных клапанов могут быть применены электропневмокраны
(рис. 4.15Х. Отработанный воздух выходит через специальные жа-
люзи, расположенные или на обшивке вдоль лонжерона или в кон-
сольных частях несущих поверхностей.
Как видно из схемы, системы подачи воздуха от каждой пары
двигателей вместе со своими агрегатами автоматического регули-
рования функционируют отдельно друг от друга, воздух подается
в один общий трубопровод, находящийся в фюзеляже. Таким об-
разом, благодаря кольцеванию при выходе из строя двигателя или
двух двигателей воздух к противообледенителям подается другими
двигателями.
Температура горячего воздуха на входе в рабочие части проти-
вообледенителей по соображениям прочности не должна превы-
шать 200—230° С. Для дюралевых сплавов обычно допускается не
более 180—200° С. Для понижения температуры воздуха отбирае-
мого от компрессоров газотурбинных двигателей наряду с- рассмот-
76
репным вариантом (одновременный отбор воздуха от низконапор-
ных и высоконапорных ступеней компрессоров) может применяться
эжектрирование, когда к горячему воздуху, отбираемому от одной
из ступеней компрессоров, подмешивается атмосферный воздух.
Необходимо отметить, что использование компрессоров газо-
турбинных двигателей как источников горячего воздуха, несмотря
на широкое распространение этого способа как наиболее простого
решения, так или иначе влияет на летные качества летательного ап-
парата. При этом или умень-
шается скороподъемность,
или масса летательного ап-
парата. Как видно из графи-
ка (рис. 4.16), для простого
ТРД этот способ является
наиболее напрашивающим-
ся. При этом теоретически
расходуемая мощность про-
порциональна процентному
уменьшению расхода возду-
ха через турбину. Для про-
тивообледенительных систем
и других нужд от компрессо-
ра ТРД может быть отобра-
но до 12% общего расхода
воздуха через двигатель. Бо-
лее чувствителен к отбо-
ру воздуха является ТВРД,
для которого расход воздуха
Рис. 4.16. Характеристика влияния отбо-
ра вбздуха от компрессоров двигателей
на мощность или тягу двигателей: .
G/Go — отношение отбираемого количества
воздуха к общему расходу воздухД' через дви-
гатель: 1 — диапазон современного опыта; 2 —
граница для ТВД; 3 — то же для ТРД; 4 — то
же для ТВРД
для систем не должен пре-
вышать примерно 7%. Самым чувствительным к Отбору воздуха
является ТВД, у которого при этом теряется 2—3% мощности или
тяги на каждый процент отбираемого Воздуха, поэтому приходит-
ся ограничиваться всего 5% от общего расхода воздуха через ком-
прессор. Уменьшение тяги соответственно приводит к уменьшению
взлетной массы.
В свою очередь эффективность воздушно-тепловых ПОС, пи-
таемых горячим воздухом, отбираемым от компрессоров двигате-
лей, зависит от режима работы двигателей. Например, трудно
обеспечить необходимые температурные перепады на малых оборо-
тах работы двигателей, на повышенных режимах приходится регу-
лировать расход воздуха, так как температура и давление его мо-
гут оказаться неоправданно высокими.
По сравнению с противообледенительными системами с непо-
средственным отбором горячего воздуха от компрессоров двигате-
лей системы, в которых, применяются эжекторы и основная часть
воздуха берется из атмосферы, имеют преимущество.
Наряду с использованием компрессоров как основных'источни-
ков горячего воздуха получили распространение теплообменники,
77
в которых воздух, поступающий из атмосферы через специальные
воздухозаборники, нагревается теплом выхлопных газов. Компо-
новка такого теплообменника внутри силовой установки показана
на рис. 4.13. Подача холодного воздуха и выхлопных газов к. теп-
лообменнику регулируется двумя заслонками, причем заслонка за-
борника выхлопных газов не может открываться до тех пор, пока
полностью не будет открыта заслонка заборника воздуха. Поло-
жение заслонки заборника выхлопных газов автоматически регу-
лируется в зависимости от температуры рабочего воздуха. Для
предотвращения возможности включения системы в наземных ус-
ловиях, что может привести к перегреву конструкции, управление
механизмом регулирования положения заслонки выхлопных газов
- сблокировано с устройством обжатия стоек шасси.
Выхлопные газы отбираются после турбины с температурой
500° С и выше, поэтому теплообменник в основной своей части вы-
полняется из жаропрочной стали. В данном способе получения
горячего воздуха для противообледенительных систем очевидно
влияние на тягу двигателей (обычно отбирается около 2% выхлоп-
ных газов) будет значительно меньше Устройство специальных
воздухозаборников для противообледенительной системы несколько '
увеличивает общее лобовое сопротивление самолета. Увеличение
лобового сопротивления за счет автономных воздухозаборников
может быть оценено по известной формуле (ДХ)пяс = Сжвзр1/02/25вз1
На самолетах могут применяться калориферные печи. В этом слу-
чае, например, для обогрева хвостового оперения не нужно иметь
длинного трубопровода и, следовательно, будут отсутствовать боль-
шие тепловые потери. Другими преимуществами их являются: ав-
тономность установки (независимо от самолетного двигателя),
возможность установки обогревателя с автоматическим дистанци-
онным управлением в любом удобном месте самолета, большой
диапазон возможной теплопроизводительности (до 120 кВт), малая
масса, возможность использования параллельно для других потре-
бителей, в том числе на стоянке при выключенных двигателях.
К недостаткам калориферных -печей следует отнести: пожар-
ную опасность, которая возникает в случаях повреждения камер
сгорания, необходимость тщательного ухода за ними и их обору-
дованием в процессе эксплуатации летательного аппарата и слож-
ность обеспечения надежного запуска в полетных условиях. Эти
недостатки в значительной мере ограничили применение калори-
ферных печей в противообледенительных системах летательных
аппаратов.
Широкому использованию выхлопных газов авиационных дви-
гателей для непосредственного обогрева защищаемой поверхности
препятствует их высокая температура и загрязненность продукта-*
ми сгорания. В случаях их использования применяются специаль-
ные газовые смесители, в которых к части выхлопных газов под-
мешивается'атмосферный воздух. Регулирование температуры
смеси обеспечивается дросселированием атмосферного воздуха.
78
Такие смесители при сравнении их с теплообменниками имеют луч-
шую весовую отдачу.
Устройство рабочей части воздушно-тепловых противообледе-
нительных систем. Воздушно-тепловые противообледенительные
системы могут иметь две классические схемы распределения горя-
чего воздуха:
продольное распределение, когда горячий воздух нагревает об-
шивку, двигаясь вдоль крыла или элементов хвостового оперения,
поперечное распределение. В этом случае горячий воздух сопри-
касается с обшивкой, двигаясь вдоль хорды.
Рис. 4.17. Типовые схемы продольных
рабочих каналов:
1 — рабочий канал; 2 — внутренняя профи-
лированная стенка
Рис. 4.18. Устройство противообледе-
нителя с поперечными рабочими кана-
лами:
I — продольный распределительный канал,
11 — продольный канал для отвода отрабо-
танного воздуха; 1 — обшивка; 2 — стекло-
текстолитовая перегородка; 3 — поперечный
канал; 4— гофр; 5 — жалюзи; а) схема ка-
налов с выходом отработанного воздуха в
консольной части; б) с выходом воздуха
чеЬез жалюзи в обшивке
В зависимости от схемы распределения рабочего воздуха и, со-
ответственно, от конструктивной схемы каналов рабочей части
противообледенители системы подразделяют на:
противообледенительные системы с продольными рабочими ка-
налами;
противообледенительные системы с поперечными рабочими ка-
налами.
Продольные рабочие каналы по конструктивному исполне-
нию могут быть двух типов (рис. 4.17). Первый — а) образован
обшивкой и вертикальной внутренней стенкой или лонжероном,
второй — б) обшивкой и внутренней стенкой, имеющей форму про-
филя. Продольные рабочие каналы обычно применяют для защиты
небольших поверхностей с профилями, имеющими малую „ строи-
тельную высоту. Недостатки, присущие этой конструктивной схеме
каналов —неравномерный нагрев защищаемой поверхности по
длине канала и, соответственно, небольшой коэффициент теплоис-
пользования, ц = 0,35—0,4.
79
/
Рабочая часть противообледенителя с поперечными рабо-
чими каналами (рис. 4.18) состоит .из Двух продольных каналов,
разделенных между собой перегородкой 2 и системы поперечных
рабочих каналов 3, образованных обшивкой 1 и внутренней гофри-
рованной, выполненной по форме профиля стенкой 4. Горячий воз-
дух поступает в первый продольный'.канал, являющийся распреде-
лительным каналом, в носовой части профиля через щель между
верхними и нижними рабочими каналами поступает в рабочие
каналы, отдает тепло внешней обшивке и выбрасывается во второй
продольный канал, из которого выходит или через жалюзи в об-
РИс. 4.19. Варианты конструкций поперечных рабочих воздушных каналов:
1 — канал с одинарным гофром; 2 — канал с двойным гофром; 3 — канал в виде двойной об-
шивки с выштамповкой под заклепочные соединения; 4 — фрезерованный канал во внутрен-
ней обшивке, проклепанной с наружной обшивкой; 5 — фрезерованный канал в наружной
обшивке, проклепанной с наружной обшивкой; 6 — фрезерованный канал в наружной об-
шивке, к которой приваривается внутренняя обшивка
шивке или в консольной части через щелевые отверстия в атмосфе-
ру. Эта схема рабочей части противообледенителя получила ши-
рокое распространение, как наиболее эффективная в тепловом
отношении т] = 0,4—0,45.
Поперечные каналы воздушно-тепловой противообледенитель-
ной системы могут иметь различное конструктивное решение
(рис. 4.19). Первые три варианта конструкции выполняют штам-
повкой внутренней обшивки по заданному профилю с дальнейшей
ее проклейкой к наружной обшивке. Двойной канал, образованный
гофром и внутренней стенкой (варианты конструкции 2) должен
обеспечивать прогревание обшивки на участках заклепочных сое-
динений гофра и обшивки. Но как показала практика, такая кон-
струкция каналов не дает сколько-нибудь значительного преиму-
щества перед вариантом 1 из-за дополнительного теплового сопро-
тивления и ведет к увеличению массы противообледенительной
системы. Для обеспечения обогрева на участках соприкосновения
стенок гофра и внешней обшивки можно применять поперечные ка-
налы с внутренней обшивкой, в .которой сделаны выштамповки
под заклепочные соединения (вариант <3).
Три последние конструкции поперечных каналов выполняют
механическим или химическим фрезерованием. Вариант конструк-
ции 4 является наиболее технологичным в производстве, однако
80
проигрывает в массе. Более совершенным является вариант 6, в
котором внутреннюю обшивку с наружной соединяют роликовой
или точечной сваркой.
В вариантах а и в (рис. 4.20) горячий воздух по длине крыла
или хвостового оперения распределяется так называемыми труб-
ками «пиколло», имеющими вдоль лобовбй образующей ряд не-
больших отверстий с диаметром около 1,5 мм. Трубки «пиколло»
обеспечивают более равномерное распределение горячего .воздуха
за счет того, что он вытекает из отверстий со скоростью, близкой
к звуковой. В варианте а и б за счет эжекции, создаваемой струей
Рис. 4.20. Типовые схемы рабочей части воздушно-тепловых противообледените-
лей:
а) продольный рабочий канал с ^распределительной трубой «пиколло» 1, б) микроэжектор-
ная схема противообледенителя с поперечными рабочими каналами, 2 — микроэжектор-
ная распределительная труба, 3—плоская камера смешения воздуха, II—продольный ка-
нал для отвода отработанного воздуха, в) схема е высокой а пор ной камерой /, рабочими
каналами малой высоты 4 и распределительной трубой «пиколло»
при выходе из отверстий трубки, происходит циркуляция отрабо-
танного воздуха, и, соответственно, коэффициент теплоиспользо-
вания такой системы выше. В варианте в наряду с трубкой «пи-
колло» применяется высоконапорная камера 1, и рабочие попереч-
ные каналы имеют небольшую, около 1,5 мм высоту. Это
обеспечивает большие скорости горячего воздуха в рабочих кана-
лах и лучшие тепловые характеристики по сравнению с другими
системами. В схеме б, которая получила название микроэжектор-'
ной, горячий воздух подводят распределительной трубой 2 и через
микросопла, расположенные с шагом 10—15 мм, подают в плоскую
камеру смешения 3, которая плавно переходит в гофр в верхней
и нижней частях профиля. При истечении горячего воздуха из мик-
росопел энергично подсасывается отработанный воздух из канала
II, в результате потребный расход горячего воздуха в такой про-
тивообледенительной значительно меньше.
На рис. 4.21 показана конструкция рабочей части противообле-
денителя с высоконапорной камерой распределения горячего воз-
духа.
На рис. 4.22 показано устройство рабочей части воздушно-теп-
ловой противообледенительной системы с поперечными рабочими
каналами крыла с предкрылком. К предкрылкам горячий воздух
поступает из носка крыла через телескопическое соединение и про-
81
ходит по трубе «пиколло» вдоль размаха предкрылка. Из трубы
«пиколло» воздух выходит в продольный распределительный канал
и через лобовую щель попадает в поперечные рабочие каналы. От-
работанный воздух выводится в носок крыла за предкрылком. При
выпущенных предкрылках отверстия в верхней обшивке носка
крыла закрываются пружинными клапанами.
Рис. 4.22. Схема рабочих каналов
на носке профиля крыла и пред-
крылка
Рис. 4.21. Конструкция рабочей части
воздушно-тепловой ПОС с высоконапор-
ной камерой и распределительной трубой
«пиколло»:
1 — поперечный рабочий канал; 2 — труба «пи-
колло» ; 3 — высоконапориая камера
Рис. 4.23. Принципиальная
схема комбинированной си-
стемы — системы управления
пограничным слоем и воз-
душно-тепловой противооб-
леденительной системой:
1 — запор но-редукционные кла-
паны; 2 — распределительный
трубопровод комбинированной
системы крыла (передней кром-
ки); 3—обратный клапан; 4 —
распределительный трубопровод,
системы управления погранич-
ным слоем задней кромки кры-
ла; 5 — клапан включения систе-
мы У ПС задней кромки; 6 — рас-
пределительный трубопровод
комбинированной системы стаби-
лизатора
Представляет интерес комбинированная воздушно-тепловая
система, состоящая из системы управления пограничным слоем для
увеличения подъемной силы и уменьшения лобового сопротивле-
ния и противообледенительной системы (рис. 4.23, 4.24).
• Горячий воздух отбирается от компрессоров газотурбинных
двигателей и через два параллельных трубопровода подается к об-
щему воздуховоду. Максимальное количество горячего воздуха,
потребное для эффективной работы противообледенительной си-
82
•стемы, составляет примерно половину от расхода воздуха через
систему управления пограничным слоем, равного около 12% от об-
щего расхода воздуха через двигатели.
Давление и температура воздуха для системы УПС (для при-
веденной схемы системы) составляет около 11.104Н/м2 при 225° С
и 7,5-104Н/м2 при 345° С, соответственно для противообледени-
тельной системы 1,7-104 и 2,4-104Н/м2. Горячий воздух подается
Рис. 4.24. Устройство комбинированной системы управления пограничным слоем
и воздушно-тепловой противообледенительной системы:
1 — редукционный клапан; 2 — запорный клапан; 3 — забор горячего воздуха от компрессора
двигателя; 4— УПС; 5—предупреждение обледенения; 6 — закрылок и элерон; 7 — носок
консольной части крыла; 8 — носок корневой части крыла
на внешнюю поверхность через специальные щели, расположенные
.на расстоянии 1—1,5% хорды от передней кромки. Щели в носках
крыла и стабилизатора имеют размер 0,635 на верхней поверхно-
сти и около 0,2 мм на нижней поверхности. Воздух выдувается че-
рез щели в обшивке со скоростью звука и образует тонкую пелену
в пограничном слое, .изолируя защищаемую поверхность от внеш-
ней среды, содержащей переохлажденные капли воды, или сду-
вая ,нх с защищаемой поверхности. Взлет и посадка совершаются
обычно с включенной системой УПС и при этом автоматически
начинает работать противообледенительная система. Масса такой
83
комбинированной системы составляет не более 2% от полетной
массы.
Для подвода горячего воздуха от источника тепла до рабочей
части противообледенителей применяют [воздухопроводы в основ-
ном круглого сечения в зависимости от температуры горячего воз-
духа из алюминиевых сплавов или нержавеющей стали. Алюми-
ниевые сплавы можно применять в тех случаях, если температура
горячего воздуха не превышает 200° С. При выборе сечения трубо-
проводов учитывайте допустимую скорость воздуха
/?=G/3600qV,
где G — расход воздуха, q, V-—плотность и скорость воздуха в
трубопроводе.
Чтобы уменьшить массу Трубопроводов в противообледенитель-
ной системе целесообразно выбирать максимальную скорость про-
Рис. 4.25. Типовая конструктивная
схема температурного компенса-
тора
ходящего воздуха. Однако ско-
рость воздуха необходимо выби-
рать так, чтобы вибрации и соз-
даваемый воздухом шум не пре-
вышали допустимых значений.
На основании эксплуатационных
данных можно принимать ско-
рость воздуха в трубопроводах до
100 м/с. Для обычных давлений
воздуха толщина стенок трубо-
проводов из алюминиевых спла-
вов 0,8—1 мм, стальных — 0,2—
0,5 мм. В отдельных случаях тру-
бопроводы покрывают тонким
слоем теплоизоляции — толщиной 5—8 мм, с коэффициентом теп-
лопроводности Z=0,045—0,07 Вт/м-град. Так как при включении
воздушно-тепловой противообледенительной системы резко возра-
стает температура трубопроводов и возникают температурные на-
пряжения, по длине системы примерно через каждые 3 м устанав-
ливают температурные компенсаторы типа сильфонов (рис. 4.25),
которые наряду с механическими деформациями гасят также виб-
рации в системе, особенно вблизи двигателей.
Несмотря на то, что воздушно-тепловые противообледеиитель-
ные системы благодаря большой надежности в работе, простоте
конструкции и выигрыше в массе в случае,, когда приходится защи-
щать большие поверхности, получили широкое распространение,
они обладают рядом существенных недостатков, основные из них:
большая неравномерность температуры на защищаемой поверх-
ности, из-за этого низкий коэффициент теплоиспользования, т] =
=0,35—0,5;
значительные потребные расходы горячего воздуха;
существенное влияние отбора воздуха от компрессоров для про-
тивообледенительных систем на характеристики газотурбинных
84
двигателей, и, соответственно, на летные характеристики летатель-
ных аппаратов;
зависимость эффективности работы противообледенительных
систем от режима работы газотурбинных двигателей (в случае от-
бора воздуха от их компрессоров) особенно на режимах при по-
садке летательных аппаратов;
возможность образования «барьерного» льда на необогревае-
мых участках в системах неполного испарения.
Электротепловые ПОС постоянного действия
Работа электрртепловых противообледенительных систем ос-
нована на преобразовании электрической энергии в тепловую, при-
чем токопроводящим нагревательным элементом могут быть как
металлические, так и неметаллические проводники тока с большим
удельным сопротивлением. По сравнению с воздушно-тепловыми
ПОС электротепловые противообледенительные системы имеют
следующие достоинства:
более высокий КПД, так как позволяют распределять тепловую-
энергию в соответствии с потребной мощностью (т} = 0,88—0,95);
выигрывают в массовом отношении при использовании их для
нагрева поверхностей, удаленных от источников тепла (электро-
энергия легче транспортируется);
могут быть установлены на агрегатах, где устройство каналов
невозможно или затруднено из-за малых геометрических размеров;
мощность, потребляемая системами, практически не зависит от
режима работы силовых установок, высоты и скорости полета,
а также температуры окружающего воздуха;
влияние отбора механической энергии от вала компрессора для
привода генераторов на характеристики двигателей значительно
меньше.
Недостатки: по сравнению с воздушно-тепловыми противо-
обледенительными системами электротепловые системы сложнее,,
имеют большую вероятность отказа, и более трудоемки в обслу-
живании.
Так же как и первые они потребляют для своей работы боль-
шие мощности. Исходя из этого используются при постоянном ре-
жиме работы только для нагрева поверхностей, имеющих неболь-
шие площади (там, где установка циклических электротепловых
систем по каким-либо соображениям нежелательна).
Электротепловая ПОС (рис. 4.26) включает в себя наряду с
нагревательными элементами коммутатор, который можёт вклю-
чаться экипажем как вручную, так и автоматически (в положении
переключателя «Автомат») при срабатывании сигнализатора обле-
денения; контакторы, позволяющие обеспечить дистанционное уп-
равление включением силовой, части питания системы (системы
питания нагревательных элементов); термовыключатели, предо-
храняющие нагревательные элементы и конструкцию несущих по-
85-
верхностей от перегрева, .и сеть электропитания (силовая и управ-
ляющая малоточная система электропроводов с предохранитель-
ными элементами).
Токопроводящие элементы заделывают между двумя слоями
изоляции, причем внешний! слой должен быть только электриче-
ской изоляцией и обладать возможно большим коэффициентом
теплопроводности. Нижний слой изоляции является как электри-
ческой, так и тепловой изоляцией (обычно для изоляции исполь-
Рис. 4.26. Принципиальная электрическая схема электротепловой противообледе-
нительной системы постоянного действия:
Эк — нагревательный элемент; ТД — температурный датчик (термоуправляемое сопротив-
ление); А — автоматическое устройство; К — контактор
зуется стеклоткань. Внешний слой состоит из двух слоев стекло-
ткани толщиной 0,3 мм, нижний слой пакета —из четырех слоев
стеклоткани). Весь пакет можно устанавливать непосредственно
под защищаемой от обледенения частью поверхности (рис. 4.27, а).
В этом случае он предохраняется от возможных механических
повреждений внешней обшивкой. С внутренней стороны пакет мо-
жет закрываться профилированным дюралевым листом, проклепы-
ваемым вместе с внешней обшивкой, создающим дополнительную
жесткость пакету, образуя единую монолитную обшивку несущих
поверхностей, или тканью. В последнем случае система выигры-
вает в массовом отношении. Общая толщина .всего пакета, включая
 обшивку, не превышает 4 мм. На острых кромках несущих поверх-
ностей сверхзвуковых самолетов, а также на обычных конструк-
циях, нагревательные элементы чаще всего в виде токопроводящих
пленок можно напылять снаружи. При этом они должны иметь
внешнее противоабразивное покрытие.
В качестве нагревательных элементов применяют: ряд парал-
лельно соединенных проволочек из высокоомных материалов
86
(рис. 4.27, б) металлическую фольгу (из константана, нержавею-
щей стали), различные токопроводящие составы, пленки, ткани.
Для равномерного распределения подводимого тока по площа-
ди нагревательного элемента устанавливают специальные шины,,
изготовляющиеся из листового металла с высокой электропровод-
ностью (меди или латуни). Так, например, токопроводящую
пленку из сплава (меди, марганца и магния) наносят на внеш-
нюю поверхность обшивки методом пламенного напыления. Пред-
ставляет интерес технология .изготовления этого вида нагреватель-
ных элементов. Она состоит из следующих процессов: методом,,
аналогичным методу обработки пескоструйными аппаратами, зачи-
Рис. 4.27. Конструктивные схемы нагревательных элементов:
а) I — собственно нагревательный элемент; 2— внутренняя профилированная обшивка из дю-
раля; 3 — внешний слой — электроизоляция, внутренний слой—электротеплоизоляция; 4—
внешняя обшнвка; 5 — защитное противоабразивное покрытие; 6 — слой тканн; 7 — токорас-
пределительная (обычно из латуни) шина; 8 — клемма — разъем электропитания; б) — кон-
структивная схема проволочного нагревательного элемента
щают рабочую поверхность, затем на ,нее наносят слой электротеп-
лоизоляции (из стеклоткани, пропитанной жидким пластиком), на
который в определенных местах устанавливают датчики темпера-
туры (термисторы). При температуре, порядка 150° С, под давле-
нием надуваемых воздухом эластичных баллонов просушивают по-
верхность. Далее после разметки размещения нагревательных эле-
ментов на слой изоляции наносят полосы шириной 2—3 мм из лип-
кой прочной бумаги или из пластика для электроизоляции между
отдельными нагревательными элементами. После этого методом
пламенного напыления наносят токопроводящий слой с периодиче-
ским контролем специальными щупами сопротивления на каждом
участке.
Нагревательные элементы в виде полос шириной около 25 мм
соединяют между собой медными шинами шириной 8 мм для уст-
ранения неравномерности нагрева в местах соединений, удаляют
полосы из бумаги или пластика, и сверху закрывают слоем элект-
роизоляции, аналогично внутреннему слою электро-теплоизоляции.
На этот слой изоляции наносят абразивостойкое покрытие (поро-
шок нержавеющей стали в смеси с синтетической смолой), сушат и
скрашивают поверхность. Общая толщина такого нагревательного
87
а)
Рис. 4.28. Плоский нагревательный
элемент зигзагообразной формы:
л) нагревательный элемент с неравно-
мерной плотностью тока; б) способы
уменьшения неравномерности; 1 —учас-
ток с повышенной плотностью тока;
2 — плохообогревающиеся участки; 3 —
высечки; 4—участок омеднения
элемента не превышает 1,5 мм. Поскольку его наносят снаружи,
то он обладает сравнительно небольшой тепловой инерционностью,
малыми потерями тепла в конструкцию, поэтому коэффициент теп-
лоиспользования такого противообледенителя будет максимально
возможным (т] = 0,95). К этому следует добавить, что описанная
технология позволяет сравнительно просто получить в пределах
одного нагревательного элемента участки с различной удельной
мощностью (т. е. обеспечивает
определенный закон распределе-
ния тепловой энергии и, соответ-
ственно, равномерную температу-
ру на поверхности).
По сравнению с нагреватель-
ными элементами, располагаемы-
ми под обшивкой, данное по-
крытие уступает в механической
прочности. Абразивостойкий слой
хрупок и может разрушаться под
действием ударов твердых час-
тиц, летящих с большой скоро-
стью.
Нагревательный элемент, вы-
полненный из листовой нержа-
веющей стали и имеющий зигза-
гообразную форму рис. 4.28, отли-
чается простотой изготовления,
удобством компоновки и широко применяется в противообледени-
тельных системах. Как правило, располагается под обшивкой. Су-
щественным недостатком его является неравномерное распределе-
ние плотности тока на участках изгиба, что приводит к перегреву
поверхности с внутренними углами, прогоранию изоляции с одной
стороны и снижению эффективности нагрева на концевых участ-
ках с другой стороны. Для' уменьшения этого нежелательного яв-
ления приходится или омеднять концевые участки (тем самым
уменьшать их сопротивление) или производить специальные вы-
сечки на внутренних участках.
Для питания электротепловых систем -используют источники
переменного тока с напряжением 115 В или 208 В 400 Гц, а также
с трехфазным током. Удельная потребительная мощность лежит в
пределах 6—15 кВт/м2.
Тепловые ПОС циклического действия
Источники тепловой энергии не всегда позволяют производить
постоянный нагрев защищаемой поверхности из-за недостатка мощ-
ности, тем'более, что из года в год непрерывно растут площади
несущих поверхностей и для их защиты требуются мощности, до-
стигающие сотен киловатт. Поэтому в настоящее время применя-
88
ют, в основном, тепловые системы циклического действия. При
этом все защищаемые на летательном аппарате поверхности раз-
бивают на участки (секции), которые обогревают последовательно
в течение строго ограниченного времени (рис. 4.29). Возможна
группировка секций отдельно для крыла и хвостового оперения .и,
соответственно, их параллельная работа. При работе одной (или
двух параллельных секций) на поверхностях всех остальных сек-
ций образуется лед, толщина которого зависит от цикла работы,.
Рис. 4.29. Схема тепловой противооб-
леденительной системы несущих по-
верхностей циклического действия:
I, II. HI, IV. V — последовательно вклю-
чаемые секции
Рис. 4.30. Циклограмма тепловой про-
тивообледенительной системы с пятью
секциями:
\Г Тн11~в₽емЯ нагрева. тои1, -
время охлаждения, Ti, Та, Тз — соответствен-
но, время, в течение которого секция на-
гревается до 0° С, время таяния льда, вре-
мя образования льда, — время цикла
- количества секций и интенсивности обледенения. В течение цикла
при нагреве секции (рис. 4.30) подтаивает слой льда, соприкасаю-
щийся с обшивкой (за время т2), и, вследствие уменьшения силы
их сцепления лед сбрасывается набегающим потоком. Однако об-
разование пленки воды под слоем льда (рис. 4.31) не обеспечивает
надежное сбрасывание слоя льда в момент работы секции, так как
он прижимается к поверхности набегающим потоком (за исклю-
чением случаев на несущих поверхностях с большой стреловид-
ностью). Поэтому в отличие от нагревательных элементов проти-
вообледенительных систем постоянного действия, нагревательные
элементы ПОС пульсирующего действия включают в себя, наряду
с нагревательными элементами секции, работающей циклически,
постоянно обогреваемый элемент в области передней кромки в ви-
де узкой полосы, высотой около 15 мм, который называется теп-
ловым «ножом». Тепловой «нож» не допускает образования льда
89
ла передней кромке и, тем самым, как бы разрезает ледяной на-
рост на верхнюю и нижнюю части, что облегчает удаление льда с
поверхности секций. Возможные конструкции продольных тепло-
вых ножей приведены на рис. 4.32. В некоторых случаях, когда ши-
рина секций велика, применяют продольно-поперечные тепловые
«ножи» с расположением поперечных тепловых «ножей» на стыках
секций. Более компактную компоновку имеют электротепловые
«ножи». Из приведенных на рисунке конструктивных схем воздуш-
но-тепловых ножей вариант (рис. 4.32, б) выполнен в виде про-
дольного канала небольшого сечения, вариант (рис. 4.32, в) —
Рис. 4.31. К принципу ра-
боты теплового «ножа»:
а) обледенение без тепло-
вого «ножа»; б) то же при
наличии теплового «ножа»;
1 — пленка воды; 2 — нагре-
вательный элемент, включае-
мый циклически; 3 — тепло-
вой «нож»; 4 — нагреватель-
ный элемент секции
Рис. 4.32. Конструкции тепловых «ножей»:
а) продольный электротепловой нож; б, в — продольные воз-
душно-тепловые ножи; г) схема электротеплового противо-
обледенителя; 1 — продольный электротепловой «нож»; 2 —
поперечный электротепловой «нож»; 3 — циклическая секция
г виде трубки «пиколло». На стреловидных несущих поверхностях,
как показал опыт, составляющая воздушного потока вдоль перед-
ней кромки обеспечивает сбрасывание льда при отсутствии тецло-
вых «ножей» только при углах стреловидности свыше 50—60°,
поэтому противообледенители циклического действия несущих по-
верхностей с небольшой стреловидностью включают в себя также
тепловые «ножи». Конструкция нагревательных элементов цикли-
ческих секций (рис. 4.33) принципиально мало отлична от конст-
рукций нагревательных элементов противообледенительных систем
постоянного действия, изменяются только их геометрические раз-
меры и мощность. Наряду с секционированием по длине консоли
несущих поверхностей, может быть секционирование по хорде,
позволяющее обеспечить более интенсивный нагрев в конце зоны
захвата и избежать тем самым образования барьерного льда за
ЭО
пределами обогреваемой части поверхности, (иногда секция в кон-
це зоны захвата включается только при наличии барьерного льда)..
По сравнению с электро-тепловыми ГЮС пульсирующего дей-
ствия воздушно-тепловые системы более инерционны (рис. 4.34).
Рис. 4.34. Температурные ха-
рактеристики циклического на-
грева обшивки:
1 — эл ектротеп левым противообле-
денителем; 2 — воздушно-тепловым
противообледенителем
Рис. 4.33. Конструктивные схемы нагрева
тельных элементов электротепловых ПОС
циклического действия:
а) секционирование по длине консоли несущих
поверхностей; б) секционирование по хорде; /,
/I — секции; 1— секция верхней поверхности; 2 —
секция нижней поверхности; 3, 4 — соответственно
продольный н поперечный тепловые «ножи»; 5 —
токораспределительные шины
Однако большие потребные расходы горячего воздуха, приводя-
щие к заметному уменьшению. тяги газотурбинных двигателей
(в частности турбовинтовых двигателей) несмотря на инерцион-
ность, а также некоторое
усложнение конструкции,
вынуждают прибегать к
воздушно-тепловым про-
тивообледенительным си-
стемам циклического дей-
ствия. Конструктивное ис-
полнение рабочей части
их может быть различ-
ным, если учесть возмож-
ные сочетания типовых
схем рабочей части и ва-
риантов выполнения теп-
ловых «ножей». На рис.
4.35 представлены схемы
рабочей части двух си-
стем: воздушно-тепловой
(с применением в линиях
с поперечными рабочими
Рис. 4.35. Схемы рабочей части систем цик-
лического действия:
а) воздушно-тепловой, использующей в линиях
теплового «ножа» н циклических секций эжек-
торы; б) комбинированной; 1,2 — воздушно-тепло-
вой и электротепловой «ножи»; 3— продольный
распределительный канал; 4— поперечный рабо-
чий канал; 5, 6 — эжекторы в линиях теплового-
«ножа» н циклической секции; 7 — привод заслон-
ки; 8 — трубопровод для подвода горячего возду-
ха; 9 — продольный распределительный канал (на-
порная камера); 10 — распределительная труба
типа «пиколло»
теплового «ножа» и циклических секций
каналами и эжекторами, снижающими
потребный расход горячего воздуха за.счет дополнительного ис-
9Т
пользования тепла отработанного воздуха) и комбинированной
системы. Комбинированная система (рис. 4.36) состоит из электро-
теплового продольного «ножа» и пульсирующих секций с попереч-
ными рабочими каналами. Из распределительной трубы горячий
воздух при включении секции входит в продольный канал 2, являю-
щийся напорной камерой. Для уменьшения тепловой инерционно-
сти системы необходимо, чтобы напорная камера имела минималь-
Рис. 4.36. Конструкция комбиниро-
ванной тепловой противообледени-
тельной системы циклического дей-
ствия:
1 — рабочий поперечный воздушный ка-
нал; 2 — продольный распределитель-
ный канал (напорная камера); 3—рас-
пределительная труба типа «пиколло»;
4 — отверстие для истечения горячего
воздуха; 5 — продольный электротепло-
вой «нож», 6 — продольный канал; 7 —
заслонка; 8 — электропривод управле-
ния' включением циклической секции
ный объем. В этой конструкции предусмотрен дополнительный про-
дольный канал, предназначенный для снижения гидравлических
потерь на выходе горячего воздуха из отверстий распределитель-
ной трубы типа «пиколло».
Следует отметить, что при выборе тепловой мощности и основ-
ных характеристик противообледенительной системы, в том числе
параметров рабочей части, исходят из требования высокого темпа
92
нагрева и остывания защищаемой поверхности. Быстрый сброс
.льда исключает растекание образовавшейся пленки воды. В про-
тивном случае, т. е. пр.и малоинтенсивном нагреве или длительном
нагреве создаются благоприятные условия для образования барь-
ерного льда. При продолжительной работе ПОС толщина его мо-
жет достичь опасных размеров. Как известно, расчетные условия
при проектировании си-
стемы— это условия наи-
более тяжелые. Таким об-
разом, выбранная мощ-
ность в более легких слу-
чаях условий полета (ма-
лой интенсивности обле-
денения, повышенной тем-
пературе окружающего
воздуха) окажется из-
лишней и не будет обеспе-
чено интенсивное охлаж-
дение поверхности. Для
устранения возможности
образования барьерного
льда приходится или зна-
чительно увеличивать зо-
ну обогрева и, тем самым,
непроизвольно расходо-
вать большое количество
тепловой энергии или ав-
томатически регулиро-
Рис. 4.37. Циклограммы включения секций про-
тивообледенительной системы при регулирова-
ний цикличности в зависимости от температу-
ры окружающей среды и интенсивности обле-
вать время нагрева цик-
лических секций. Другая
сложность — в зависимо-
сти от интенсивности'- об-
леденения, чтобы не допу-	денения
окать образования опас-
ной толщины льда в течение времени охлаждения секции, необхо-
димо регулировать время охлаждения. Таким образом, для обес-
печения необходимой эффективности защиты от обледенения, по-
вышения безопасности полета время нагрева или удельная мощ-
ность циклической противообледенительной системы должны изме-
няться в зависимости от температуры окружающего воздуха и ре-
жима полета, а время охлаждения — в зависимости от интенсив-
ности обледенения. Другими словами — система должна иметь ре-
гулируемую цикличность, т. е. отношение тц/тн. Такая система
почти полностью предотвратит образование барьерного льда и бу-
дет иметь оптимальный к. п. д. _
Способы регулирования цикла. Наиболее простым способом' ре-
гулирования является ручное переключение режимов работы систе-
мы, фактически ступенчатое регулирование, в зависимости от тем-
93
пературы окружающей среды, например, в диапазоне 0—10° С;.
—10 до —15° С, —15 до —20° С, —20 до —25° С и ниже. Учитывая'
то, что водность изменяется пропорционально температуре, парад
дельно обеспечивается регулирование по водности. При этом чаще
всего применяют пропорциональное уменьшение времени нагрева
и времени охлаждения, цикличность, т. е. отношение тц/тн остается
неизменным (рис. 4.37). Такое регулирование является безусловно.
грубым(. Величина водности очень часто значительно отклоняется
от указанной зависимости и в этих условиях противообледенитель-
ная система 'может оказаться недостаточно эффективной. Кроме
того этот принцип не решает всех задач автоматического управ-
ления работой противообледенительной системы.
Второй способ, обеспечивающий так называемый «плаваКэщий»-
цикл работы системы в зависимости от температуры окружающей
среды и интенсивности обледенения, может обеспечиваться специ-
альным автоматическим устройством, которое изменяет время
нагрева (или тепловую, мощность) и в зависимости от фактической
интенсивности обледенения (регистрируемой сигнализатором-ин-
тенсиметром обледенения — СИО) —время охлаждения.
Третий способ основан на изменении времени нагрева и про-
должительности цикла непосредственно в зависимости от заданной
температуры поверхности и интенсивности обледенения. Поочеред-
ное переключение секций противообледенительной .системы выпол-
няют не автоматическим устройством, а термодатчиками, установ-
ленными непосредственно на защищаемой поверхности. Когда тем-
пература обшивки одной из секций достигает заданной величины
(выше 0°С), сигнал от термодатчика через чувствительную систе-
- му переключает обогрев на следующую секцию. Благодаря этому
время нагрева автоматически изменяется в зависимости от окру-
жающей температуры и режима полета, т. е. во всех случаях вы-
держивается оптимальный режим работы ПОС.
В качестве датчиков температуры обычно используют полупро-
водниковые термосопротивления — термисторы: Биметаллические
датчики из-за большой инерционности имеют ограниченное приме-
нение, только лишь в воздушно-тепловых системах.
Электротепловая противообледенительная система циклическо-
го действия (рис. 4.38) с количеством и компоновкой секций (см.
рис. 4.30) состоит из следующих частей: нагревательных элемен-
тов секций (верхней и нижней поверхностей), в которые заделаны
термодатчики-терммсторы; продольных тепловых «ножей», вклю-
чаемых одновременно с включением противообледенительной си-
стемы; сигнализаторов-интенсиметров обледенения, реагирующих
как на начало обледенения, так и на заданную толщину льда на
датчике; переключателя на пульте летчика, позволяющего вклю-
чать противообледенительную систему вручную, а в положении
«автомат» — обеспечивающего автоматическое включение системы
при срабатывании сигнализаторов обледенения; программного.
94
механизма и автоматического устройства, регулирующих режим
работы противообледенительной системы.
В случае отказа сигнализаторов обледенения, неисправности в
автоматических устройствах системы или при включении ее при
очень низкой нерасчетной температуре воздуха (случаи очень ред-
Рис. 4.38. Принципиальная схема электротепловой противообледенительной
системы циклического действия:
П — переключатель; А—автоматическое включение системы; ПМК—программный
коммутационный механизм; АУ— автоматическое устройство; К — контактор, I, II,
III, 7V, V — секции; 1 — тепловой «нож»; 2— нагревательный элемент секций; 3 —
датчик температуры
ки, но возможны) система будет переключаться с помощью реле
времени, настроенного на определенное время и подключенного
параллельно выходу термочувствительной схемы переключателя.
Кроме того, система автоматически предохраняет нагревательные
95
элементы и конструкцию рабочей части противообледенителя от
перегрева в любых условиях эксплуатации.
И, наконец, если по какой-либо причине секции все же не будут
Рис. 4.39. Общий вид воздушно-тепловой
противообледенительной системы крыла:
1 — программные коммутаторы; 2 — программный
механизм; 3— разделительная заслонка; 4—об-
ратный клапан; 5, 12 — заслонка; 6 — обогрев воз-
духозаборника радиатора; 7 — эжектор подачи
воздушной смеси в противообледенительную каме-
ру; 8 — приемник; 9 — отверстия для выхода отра-
ботанного воздуха; 10 — эжектор подачи тепловой
смеси в камеру теплового «ножа»; 11 — тепловой
«нож» ; 13 — обратный клапан переключения; 14 —
противообледенитель носка; 15 — трубопровод по-
дачи горячего воздуха в систему кондиционирова-
ния и противообледенителям крыла
нагреваться, получая сиг-
нал от СИО, но не полу-
чая сигналов от термо-
датчиков, автоматическое
устройство выдает сигнал
на пульт управления о
неисправности системы
(последнее имеет немало-
важное значение, так как
позволяет или избежать
условий обледенения, из-
меняя режим полета ле-
тательного аппарата, или
довести обледеневший ле-
тательный аппарат до
ближайшего аэродрома).
В силу высокой интен-
сивности нагрева потреб-
ляемые циклическими
противообледенител ь н ы-
ми системами удельные
мощности значительно
выше, чем у систем посто-
янного действия, от 12 до
35 и более кВт/м2. Для
питания в основном ис-
пользуется переменный
ток с напряжением 115
или 208 В, 400 Гц в том
числе трехфазный ток, что
дает дополнительную эко-
номию электроэнергии.
В воздушно-тепловой
противообледенительн о й
системе крыла с постоян-
но обогреваемой камерой
«0» и циклическими сек-
циями (рис. 4.39) для
обеспечения равномерно-
го -распределения воздуха
по всей длине носок кры-
ла разделен на 4 секции
с отдельным подводом
воздуха к каждой из них.
96
Линейные изменения длины труб (при их нагревании и охлаж-
дении) воспринимаются на высоконапорных участках стальными
компенсаторами-сильфонами, на низконапорных участках — колик-
силаксановыми муфтами. На участке крыла (одной консоли) уста-
новлено около 22 эжекторов. Эжектирующий газ — воздух, отбирае-
мый от девятых ступеней компрессоров двигателей, эжектиру-
емый — отработанный воздух противообледенительной системы.
При включении ПОС электропитание подается одновременно в
цепь открытия перекрываемых заслонок и к программному меха-
низму управления электропневматическими заслонками. Не позд-
нее, чем через 13 с, они полностью открываются и горячий воздух
из трубопроводов 15 (общих с системой кондиционирования) по-
ступает в трубопроводы и соответствующий эжектор, ограничиваю-
щий расход и снижающий температуру горячего воздуха, и направ-
ляется в тепловые камеры крыла, образованные стенкой и внут-
ренней обшивкой носовой части крыла. Из тепловой камеры
горячий воздух через щель во внутренней обшивке по всей длине
камеры поступает в рабочий канал переменного сечения, образо-
ванный внутренней и внешней обшивками, и нагревает наружную
обшивку. Отработанный воздух из рабочего канала направляется
в носовую часть (зона до переднего лонжерона) и через специаль-
ные жалюзи выходит наружу. Длительность импульса в данной
системе — 50 с с промежутком между импульсами — 100 с.
(Все трубопроводы и агрегаты смонтированы в съемной носовой
части крыла.
Наряду с основным режимом в данной ПОС предусмотрен
аварийный режим, при котором горячий воздух подается одновре-
менно по всем тепловым камерам.
Работу противообледенительной системы контролируют по
двухстрелочному указателю температуры.
ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ВЫБОР ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ
СИСТЕМЫ
Основными факторами, влияющими на выбор той или иной
противообледенительной системы являются:
наиболее экономичное использование располагаемой энергии.
Сюда входят вопросы выбора вида энергии, оценка влияния отбо-
ра энергии от авиационных двигателей, выбор режима работы си-
стемы (непрерывного или циклического, для тепловых систем ре-
шение вопроса температурного режима на защищаемой поверхно-
сти), при циклическом режиме работы выбор оптимальных
количеств секций и удельной мощности, оценка влияния работы
системы на летные характеристики летательного аппарата и т. п/
необходимая степень защиты, диапазон температур работы си-
стемы;
возможность конструктивного выполнения противообледените-
ля на защищаемом элементе конструкции летательного аппарата;
4—1845
97
получение минимальной эквивалентной массы системы (массы
конструкции противообледенителя и массы, обусловленной затра-
тами мощности и топлива на транспортирование системы в возду-
хе и компенсацию увеличения лобового сопротивления летательно-
го аппарата);
расположение источников энергии относительно защищаемых
поверхностей;	~
последствия отказа системы и т. п.
Все эти факторы тесно взаимосвязаны, поэтому прежде, чем
окончательно выбрать тип и рабочие характеристики системы,
требуется их тщательная оценка в комплексе. Чаще всего на прак-
тике для оценки экономичности выбранной системы для данного
самолета или вертолета сравнительным критерием служит экви-
валентная масса системы.
Глава V. РАСЧЕТ ТЕПЛОВЫХ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬ-
НЫХ СИСТЕМ
РАСЧЕТ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ непрерывного действия
ТЕПЛОВОЙ РАСЧЕТ (ВНЕШНЯЯ ЗАДАЧА)
Тепловой расчет противообледенительных устройств состоит из
двух связанных между собой частей. Первая часть расчета заклю-
чается в определении потребного количества тепла, т. е. той тепло-
вой энергии, которую необходимо сообщить обогреваемой поверхно-
сти, чтобы на ней создать или поддерживать заданную температу-
ру. Эта часть расчета относится к области так называемых внешних
задач, рассматривающих процессы, происходящие на внешней по-
верхности обтекаемого тела и в его пограничном слое.
Вторую часть расчета условно можно отнести к области внут-
ренних задач, где рассматривается вопрос передачи потребной теп-
ловой энергии к наружной поверхности, т. е. определяются основ-
ные параметры противообледенителя, непосредственно связанные
с конструкцией. При этом рассматриваются условия теплопровод-
ности материала и, кроме того, определяются внутренние коэффи-
циенты теплоотдачи. Обе задачи связываются между собой гранич-
ными условиями, которые выбираются соответственно расчетному
случаю.
Как известно из термодинамики и молекулярной физики фазовых
превращений, при нагревании твердого тела подводимое к нему
тепло расходуется, в основном, на увеличение запаса внутренней
энергии кристалла (кинетической энергии тепловых колебаний и
потенциальной энергии взаимодействия частиц, находящихся в уз-
лах кристаллической решетки). Сильное нагревание может при-
вести к переходу вещества йз кристаллической фазы в жидкую или
98
газообразную. Это происходит при такой температуре, когда сме-
щения частиц из положений равновесия соизмеримы с равновес-
ными расстояниями между частицами в решетке. Кристаллическое
тело плавится при постоянной для данного, давлений температуре
Т'пл (соответствующей одновременному существованию твердой и
жидкой фаз). Количество тепла, которое необходимо подвести к
единице массы твердого тела при постоянной температуре 7Г,Л для
плавления называется удельной теплотой плавления
r=Wx -- Wr+/?(Чк ~ ®т).
где 1КЖ и Wt — внутренние энергии единицы массы вещества в
жидкой и твердой фазах; и от — удельные объемы жидкости и
твердого тела; р — постоянное давление фазового перехода перво-
го рода, т. е. перехода, сопровождающегося скачкообразным изме-
нением энергии и плотности, всегда связанного с выделением или
поглощением тепла (скрытой теплоты), термодинамический потен-
циал системы в котором не изменяется.
Процесс плавления связан с возрастанием энтропии системы,
как переход из более упорядоченного, кристаллического состояния
в менее упорядоченное, жидкое. При охлаждении жидкостей до
температуры кристаллизации жидкой фазы Ткр, начинается пере-
ход вещества из жидкого в твердое кристаллическое состояние.
Кристаллизация связана с выделением тепла, равного теплоте плав-
ления, и для химически чистых жидкостей протекает при постоянной
температуре, причем Ткр совпадает с температурой плавления Тпл.
В процессе кристаллизации упорядочивается движение частиц жид-
кости, увеличивается время их .«оседлого» существования (время
релаксации). Постепенно движение частиц превращается в связан-
ные тепловые колебания около некоторых средних положений — уз-
лов кристаллической решетки. Как уже было выяснено ранее, для
начала кристаллизации необходимо, чтобы в жидкости имелись
центры кристаллизации (посторонние предметы: пылинки, пузырь-
ки газа, местные сгущения жидкости и т. п.). В этих местах в пер-
вую очередь возникает правильное взаимное расположение частиц
и начинается образование твердой фазы.
Испарение твердых тел, происходящее при любой температуре,
сопровождается поглощением теплоты, затрачиваемой на преодо-
ление сил связи между частицами твердого тела и на «отрыв» час-
тиц с поверхности кристалла.
Определение потребной тепловой мощности
Жесткие весовые ограничения побуждают конструкторов созда-
вать системы без значительных запасов мощности. При этом очень
важно правильно выбрать меру ужесточения тепловых условий.
Рассмотрим схему тепловых потоков для необогреваемой единицы
поверхности в условиях обледенения (рис. 5.1):
конвективный тепловой поток — <?i;
4*
99
тепловой поток от аэродинамического нагрева — qa;
поток тепла, необходимый для испарения воды или льда с по-
верхности —
тепловой поток, возникающий в результате преобразования ки-
нетической энергии капель при столкновении их с поверх-
ностью — qK;
поток тепла, излучаемый нагреваемой поверхностью — qR3-,
поток тепла, выделяющегося при кристаллизации переохлажде-
ниях капель на поверхности — qKp.
В условиях нагретой поверхности появляется дополнительный
Рис. 5.1. Схема тепловых потоков	Рис. 5.2. Схема темпера-
для необогреваемой поверхности ' тур в условиях обледене-
в условиях обледенения	. ния на необогреваемой
профиле в потоке
для нагревания переохлажденной пленки воды или слоя льда
до температуры поверхности — q3;
при полете в среде, содержащей кристаллы воды —: тепловой
поток для плавления кристаллов — qnil.
Потребная тепловая мощность противообледенительной системы
определяется тем количеством тепла, которое компенсирует все эти
тепловые потери и обеспечивает при данной конструкции противо-
обледенителя нулевую или положительную температуру на защи-
щаемой поверхности обшивки. Учитывая то, что большинство из
перечисленных тепловых потоков по абсолютной величине состав-
ляют в сумме примерно несколько процентов от общей плотности
теплового потока, ими можно пренебречь.
Тогда у р ав пение теплового баланса нагретой поверх-
ности (Вт/м2), покрытой пленкой воды, при неизменных внешних
условиях
9=91 + ?? + 9з»	(5-1)
где q — плотность теплового потока, который надо подвестй к за-
щищаемой поверхности, чтобы обеспечить ее нагревание до требуе-
мой температуры.
100
По известной формуле Ньютона конвективные потери
91=а(^п—Л).
где а—коэффициент теплоотдачи, Вт/м2-град; /п— температура
поверхности обшивки; Л — температура на внешней границе погра-
ничного слоя.
В условиях обледенения в расчетном диапазоне скоростей t\
может быть приравнена температуре влажной поверхности /п.вл
(рис. 5.2) при отсутствии обогрева, тогда <7i=ia(/n—^*п.вл).
Потери на испарение воды
q2—Mr,
где М — количество воды, испаряющейся с одного квадратного мет-
ра защищаемой поверхности за 1 ч.; г — скрытая теплота испарения.
Потери тепла на нагревание воды или слоя льда до заданной
температуры
?з=3600-^^(/„-/п,л),	(5.2)
где W— водность воздуха; Е — коэффициент захвата; с — строи-
тельная высота профиля; 1\ — область захвата.
Рассмотрим более подробно составляющие уравнения пара-
метры.
Определение коэффициентов теплоотдачи для профиля,
находящегося в воздушном потоке
Предположим, что имеем какой-то произвольный профиль, об-
текаемый потоком воздуха (рис. 5.3). Очевидно, что температурное
поле на его поверхности будет зависеть в основном от теплопровод-
Рис. 5.3. К определению коэффициента
теплоотдачи профиля
Рис. 5.4. Распределе-
ние коэффициентов
давления по хорде
профиля
ности материала профиля (в случае внутреннего источника тепла)
характера обтекания потоком и производительности источника теп-
ла. Если допустить, что физические параметры потока р, ср и л
постоянны, не учитывать сжимаемость воздуха и пренебречь поте-
101
рями тепла на излучение, тона основании уравнения Навье-Стокса
и закона сохранения энергии можно написать следующее прибли-
женное уравнение теплообмена
— х ( д2Т । д2Г । д2Т \
дх ' х дх ' “ ду ‘ 'z dz ~ рср { дх* дуг	dz^ ] '
Предположим, что температура на поверхности тела постоянна
(можно предположить, что внутри профиля имеются источники
тепла различной мощности), а поверхность омывается двухмерным-
потоком. При этом тепловой поток зависит только от одной коор-
динаты, нормально расположенной относительно поверхности про-
филя, тогда
•Z	дт _	д2Г.
х дх Г v ду~ (ср дуг
После небольших преобразований, подставив значения полей
скоростей и температур воздуха в пограничном слое в виде полино-
мов и произведя интегрирование, получим
а=0,344k V Pr/vl/j
i
2
Это приближенное решение не является единственно возмож-
ным. Для практических расчетов могут быть использованы форму-
лы, полученные А. С. Зуевым для ламинарного и турбулентного
характера обтекания
ал= 1.4-103
pr°,66Re0,5
а.г=1,28-102
pro,66Reo,2
(5-3)
где Vi — местная скорость, 1А= УоУ 1— р; с учетом сжимаемости
рсж=р/ К1—М2; р— коэффициент давления, задаваемый для каж-
дого конкретного профиля в виде зависимости p=f(e) (рис. 5.4);
Рг — критерий Прандтля (для воздуха Рг = 0,72); Re — критерий
Рейнольдса. При определении коэффициента теплоотдачи вблизи
критической точки получается неопределенность типа 0/0, что яв-
ляется следствием принятых нами начальных условий: при S = 0,
У1=0 и 6=0. Однако это не мешает определять значения а для то-
чек, расположенных достаточно близко от критической точки (до
0,5% хорды).
Наряду с рассмотренным вариантом подхода к решению задачи
определения коэффициента теплоотдачи, основанном на определе-
нии характеристик пограничного слоя, существует другой подход,
основанный на замене аэродинамического профиля эквивалентным
цилиндром в лобовой части и плоской пластиной в остальной части
профиля, т. е. хорошо изученными формами тел.
102
Тогда для передней кромки профиля могут быть использованье
зависимости ал = 1,74-ICHJ^PoVo/D; ат=9,35-1О~4(ро^о)0’8/^0'2- При
этом предполагается, что диаметр эквивалентного цилиндра состав-
ляет примерно 30% от максимальной толщины профиля. Для осталь-
ной поверхности ал = 5,44 • 10~3 ]/роуJS; ат = 4,4 • 10~4 (р0Vo)0fi/D°’2.
При определении коэффициентов теплоотдачи по приведенным
зависимостям в диапазоне температур 7=273+50° К, как показы-
вают расчеты, погрешность составляет не более 3—10%. Для ис-
пользования этих’фбрмул необходимо определить границу перехода
пограничного слоя от ламинарного течения к турбулентному. Ха-
Рис. 5.5. Изменение расчетных значе-
ний коэффициентов теплоотдачи на
верхней поверхности профиля прямо-
го крыла
поверхность поверхность
Рис. 5.6. Характер изменения коэф-
фициентов теплоотдачи на стреловид-
ном профиле
рактер потока определяется многими факторами, основными из ко-
торых являются следующие: скорость и степень турбулентности не-
возмущенного потока, кривизна поверхности и ее шероховатость,
угол стреловидности, тепловой режим и т. п.
На основании исследований установлено, что за границу пере-
хода (обычно это некоторая область) на нагретой поверхности сле-
дует принимать или точки минимального давления на профиле (см.
рис. 5.4) или определенные значения критических чисел Рейнольд-
са — для прямых крыльев ламинарный пограничный слой сущест-
вует до Re=0,5-106. Развитое турбулентное течение начинается с
чисел Re=2-106. Однако наличие на поверхности пленки воды рез-
ко передвигает границу перехода режима к носовой части профиля.
На рис. 5.5 показан характер изменения коэффициента теплоотда-
чи по хорде профиля. Резкое увеличение а в области ab соответст-
вует переходу ламинарного пограничного слоя в турбулентный и
объясняется интенсивным перемешиванием частиц воздуха. Наи-
большее значение а при ламинарном пограничном слое получается
в области, йежащёй около критической точки. Уменьшения а по
Хорде профиля всецело зависит от толщины теплового пограничного
слоя. Следует отметить, что на величину коэффициента теплоотда-
103
чи оказывает большое влияние угол стреловидности. При значениях
X более 30° распределение коэффициентов теплоотдачи соответст-
вует турбулентному характеру. На рис. 5.6 показано изменение а
на нижней и верхней поверхностях профиля крыла, имеющего угол
стреловидности %=45°. Коэффициент теплоотдачи имеет максималь-
ное значение па передней кромке крыла, а затем монотонно убыва-
ет по длине профиля.
Для быстрой оценки конвективных потерь тепла обычно исполь-
зуются средние значения коэффициентов теплоотдачи. В общем
s
виде оно определяется как а= 1/5 J adS.
о	'
Иногда расчет ведут для нескольких сечений крыла (корневого,
концевого и среднего), а затем осредняют как по размаху крыла,
так и по хорде. Среднее значение а может быть также получено
по формуле а=5,5-10~4 (роИо)о-8/50-2.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ СУХОЙ И ВЛАЖНОЙ ПОВЕРХНОСТЕЙ
Любое твердое тело, не имеющее внутренних источников тепла,
в воздушном потоке будет иметь температуру поверхности несколь-
Рис. 5.7. К определению
температуры сухой по-
верхности профиля
ко отличную от температуры окружаю-
щей среды. Это объясняется с одной
стороны трением воздуха, с другой — из-
менением давления воздуха над поверхно-
стью, обусловленным обтеканием тела.
Температура поверхности в произвольной
точке профиля, обтекаемого сухим возду-
хом бт.сух может быть представлена как
сумма
4 .сух = 4	Д4р’
где Д£д— изменение температуры за счет
изменения давления воздуха; Д^тр — из-
менение температуры поверхности за
счет трения воздуха; to — температура
окружающего воздуха вдали от профиля.
Предположим, что рассматриваемый
профиль обтекается потоком со скоро-
стью Vo (рис. 5.7). Тогда на некотором
расстоянии 5 от носка профиля на верх-
ней поверхности, скорость в потенциаль-
ном потоке на верхней границе погранич-
ного слоя V], давление р\. Будем считать,
что процесс изменения указанных вели-
чин происходит по адиабатическому закону (чем больше 14 и ин-
тенсивнее конвективный теплообмен, тем менее существенны поте-
ри тепла за счет лучеиспускания и теплопроводности).
104
Для определения Д£д используем уравнение Бернулли, учитыва-
ющее сжимаемость газа, которое напишем в дифференциальной
форме: VidVi=—dp\lpx, где р —массовая плотность воздуха, кото-
рая связана с давлением и плотностью в выбранной точке профиля
как pi/pih=po/poft, откуда pi = po(pi/po)1/ft, где k=cPlcv для воздуха
может быть принят равным 1,41.
Подставив выражение pi в основное уравнение и проинтегриро-
вав его, а также используя соотношения (Pi/p0) k =Тг1Тй и ср —
—cv =RIJ, где J — механический эквивалент тепла; R — газовая по-
стоянная воздуха, с учетом уравнения газового состояния ро/ро=
=RTog окончательно получим
V?.— V2
—-----Х-=Т ,-Т 0=д/„.
2gCpJ	°
Для определения Д^тр выделим элемент пограничного слоя дли-
ной, равной dx и шириной 1 м (см. рис. 5.7, б). На некотором рас-
стоянии от поверхности у в сечении текущее значение скорости воз-
духа обозначим и.
Уравнение сил трения, действующих в каждом сечении рассмат-
риваемого элемента F=p-^-dxl, где н— коэффициент вяз-
ду
кости.
Элементарная работа, совершаемая силами вязкости в каждом
значении элемента
dA=u\>--^-dxldx; dA/dx — dNdx\\ dN/J=dq.
ду	ду
Таким образом, количество тепла, возникающее по всей толщи-
_	1 ди , 1
не пограничного слоя за счет работы сил вязкости, <?=—щь—j—ол1.
При стационарном процессе это количество тепла должно перейти_
в окружающие слои путем теплопроводности q = — ~Kdtjdy  dxl;
— гф	= — \dt[dy.
J ду
г
ир.	dy — \— Idt/dydy.
ду J
о	о
профиль скоростей в пограничном слое
8
i
Проинтегрируем по
В общем случае, приняв
к=V Ш"; —=vn/z И?-1; -М V2 л. Ш2"-1 dy.
\ В / ду	\ 6 / J J В \ 6 )
Умножив и разделив на б после интегрирования
б	t
^IJ){nl2n){ylbtn\ =0+[iV2/2J; р!/2/2/ = -X/ | =Х(/Л-/О),
О	о
105
cpgv.V2llc^gJ=(V2l‘2gCpJ) Pr= Д/ТР.
Для плоскопараллельного потока А/тр= (V2/2gcpJ)Pr.
Для турбулентного потока, когда существует еще и перемешивание
частиц воздуха
Д/тР=(1/?/2£С/)Рг°.з.
Подставляя выражения Д£д и А/тр в основное уравнение, после
несложных преобразований получим
V2
(5'4’
где т — \—для плоскопараллельного потока; т = 0,5— для лами-
нарного потока; т=0,3 — для турбулентного потока.
Примерный характер распределения температуры сухой поверх-
ности по хорде профиля приведен на рис. 5.8.
Рис. 5.8. Распределение температуры сухой
поверхности по хорде профиля
Рис. 5.9. К определению тем-
пературы влажной поверхно-
сти профиля
Увеличение температуры в носовой части профиля обусловлено
торможением потока при наличии сравнительно высокого давления,
во всяком случае большего ро- Далее по хорде давление уменьша-
ется и, соответственно, растет температура.
При полетах в условиях обледенения или в облачности поверх-
ности покрываются пленкой воды. Вследствие того, что температу-
ра в пограничном слое несколько выше, чем температура окружаю-
щего воздуха, и, следовательно, относительная влажность в погра-
ничном слое меньше 100%, вода с поверхности испаряется, при
этом поглощается тепло и температура на поверхности снижается.
Для определения /п.вл (рис. 5.9) составим уравнение состояния воз-
духа и водяного пара. Предположим, что в одном объеме содержит-
ся 1 кг сухого воздуха и а кг водяных паров, тогда для сухого возду-
ха p0V0=T0RBGB и для водяных паров соответственно e0Vn= T^R^a.
Так как VB = Уп, разделив одно уравнение на другое, получим ро/ео=
=Дв/Дп«, откуда а= (RB/Rn) (е^рв) =0,622 еп/ев.
106
Очевидно при изменении температуры от То до Ti изменится и
количество водяных паров, которое может содержаться в единице
объема воздуха.
По аналогии aj —
=0,622 щ/рь
Количество воды, которое
превращается в пар, равно
разности количеств водя-
ных паров при предельном
их содержании при темпера-
турах Т\ и То M=fli—а=
= 0,622(ei/pi—е0/р0).
Рис. 5.10. Распределение температуры
влажной поверхности по хорде профиля
воздуха:
выражение
Количество тепла, иду-
щее на испарение воды с по-
верхности <?=Л1г=0,622 гХ
X (ei/pi—ео/Ро), где г —
скрытая теплота испарения.
Одновременно можно
написать уравнение теплового баланса при охлаждении
4 =	(^п.сух ^п.вл) •
Из равенства двух уравнений можно получить
ДЛЯ /п.вл
.	1 п воо Г ^п.вл ^oPl/Po
4.Вл=4 .Сух —	-д---------------
Ср Ро
(5.5)
где еп.вл — упругость водяных паров при температуре влажной по-
верхности (см. рис. 1.1); е0 — упругость водяных паров окружающей
среды, имеющей температуру t0.
Учитывая, чтс р\1ро~\ в дальнейшем это отношение опускаем.
Полученное уравнение имеет два неизвестных, поэтому приходится
прибегать К методу последовательных приближений. Расчетным зна-
чением температуры при первом приближении может быть
^расч!
Лг.сух ~Ь to
2
В соответствии с £расч1 определяется упругость водяных паров ₽п вл
и решается уравнение. Полученное значение 6т.вл сравнивается с
^расчь При разнице более 1°С производятся следующие прибли-
жения.
Характер распределения температуры на поверхности по хорде
профиля (рис. 5.10) аналогичен характеру распределения /п. сух.
При приближенном вычислении потребной тепловой мощности
определяются средние значения температур
s
4.сух=1/5 J
о
5
Al.cyj/^’ = l/'S' J
о
107
Подставив выражение составляющих в уравнение теплового ба-
ланса, получим
7=«.(/п-<Вл) + 0,622	+3600 Y«WEr^ (/U-/J.
Ср Ро	I
Выразим в первом слагаемом £п.вл через £п.сух и сделаем в уравне-
нии приведение подобных, будем иметь (Вт/м2)
<7=а (/„-<сух) +0,622 -^-^иП^+Збоо^М (/„- + J. (5.6)
Ср Ро	I
Выясним влияние скорости и высоты полета на потребную тепло-
вую мощность.
Рис. 5.11. Изменение средних коэффи-
циентов теплоотдачи в зависимости
от скорости и высоты полета
Рис. 5.12. Зависимость потребной тепло-
вой мощности от скорости полета
При неизменной высоте полета при увеличении скорости коэффи-
циент теплоотдачи растет (рис. 5.11), увеличивается также и тем-
пература /п.сух- Если поставить условие — температура поверхности
будет сохраняться неизменной при всех скоростях полета, тогда из-
менение общего количества тепла с изменением скорости полета
будет происходить по некоторому параболическому закону (рис.
5.12). С увеличением температуры окружающей среды максимум
смещается в сторону меньших скоростей. При расчетной темпера-
туре, окружающей среды to——35° С расчетной скоростью при про-
ектировании противообледенительных систем является скорость
около 600 км/ч. При большей скорости начинает существенно
влиять аэродинамический нагрев.
При увеличении высоты полета коэффициент теплоотдачи умень-
шается, что приводит к уменьшению первого слагаемого q\. Но од-
новременно за счет уменьшения давления растет q2— потери тепла
на испарение. Поэтому для определения потребной тепловой мощ-
ности, тепловой расчет противообледенителя должен производиться
108
как минимум для двух высот — 77=500 м и максимальной, соответ-
ствующей эксплуатационной высоте полета летательного аппарата.
В результате теплового расчета определяется потребная тепло-
вая мощность:
Qnoxp-^/Л,	(5.7)
где F — величина защищаемой площади; т] — коэффициент тепло-
использования.
Как было выяснено ранее величина защищаемой площади со-
стоит из зоны захвата и зоны растекания воды. Первая из них оп-
ределяется по методике, данной в главе I, вторая зависит как от
условий обтекания, так и от конструкции противообледенителя,
при этом определяющим параметром является температура поверх-
ности и, следовательно, соответствующая величина плотности теп-
лового потока. Для противообледенителя полного испарения обе
эти величины являются взаимосвязанными. Чем выше температура
в зоне растекания, тем меньше может быть зона защиты. Следует,
однако заметить, что слишком интенсивный нагрев может быть
недопустимым с точки зрения прочности конструкции.
Зона растекания в зависимости от плотности теплового потока
—(g —gi)3Zi
(9 — 9i)P
где ₽ — коэффициент количества воды на поверхности; G —коли-
чество воды, захватываемой единицей поверхности в 1 с; г — скры-
тая теплота испарения; (<у—дДз — плотность теплового потока в
зоне захвата; (q—qi)P — плотность теплового потока в зоне расте-
кания воды, li — зона захвата капель.
РАСЧЕТ ВОЗДУШНО-ТЕПЛОВЫХ
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
Исходными данными для расчета внутренней части противооб-
леденителя являются:
общий план летательного аппарата с компоновкой системы;
площади, подлежащие защите;
аэродинамические характеристики применяемых профилей;
величины потребной тепловой мощности, определенные в теп-
ловом расчете для характерных участков защищаемой поверх-
ности;
типовой профиль полета летательного аппарата (предусматри-
ваются такие режимы полета как набор высоты, крейсерский по-
лет, снижение, полет по кругу и предпосадочное планирование);
располагаемые на каждом участке расходы горячего воздуха.
109
При выборе той или иной схемы распределения горячего возду-
ха по участкам защищаемой поверхности учитываются такие фак-
торы, как коэффициент теплоиспользования, масса, простота кон-
струкции и-безотказность в работе.
Коэффициент теплоиспользования определяется как отношение
Т] - - цх ^вых
Aix ^п.вл
(5-8)
(5-9)
где /вх и ^вых — температура горячего воздуха соответственно на
входе и выходе противообледенителя; £п.вл — средняя температура
на защищаемой поверхности при установившейся подаче горячего
воздуха..
Для повышения т] очевидно необходимо стремиться обеспечить
температуру на выходе, близкую по величине к tn. Для оценки рас-
хода воздуха значением ц обычно задаются, руководствуясь при
этом характеристиками известных аналогичных противообледени-
тельных систем. В дальнейшем расчете правильность принятого
значения проверяют. Далее для каждого, режима полета летатель-
ного аппарата определяют потребный расход горячего воздуха для
обеспечения эффективной работы противообледенительной системы:
^vQllOTp
Gn0Tp= .	“ »
\Лвх £вых/
»	V <
где k — коэффициент, учитывающий потери тепла по длине трубо-
проводов от источника тепла до входа в противообледенитель.
Задаваясь температурой воздуха на входе в противообледени-
тель на  пределе прочностных возможностей конструкции, умень-
шив потери тепла по магистральным трубопроводам, при опти-
мальных параметрах противообледенителя, обеспечивающего рав-
номерную температуру на поверхности и минимальные потери теп-
ла с выбрасываемым в атмосферу воздухом (/вых-^выпш. при
которой обеспечивается заданная температура в консольной, наи-
более удаленной части крыла) можно значительно сократить по-
требный расход воздуха.
Определение внутренних коэффициентов теплоотдачи. Коэффи-
циент теплоотдачи в трубах для ламинарного потока по длине a
О0,2
ап = В------------ е,
л	jO.S f0,2
uskbJ
где G — расход воздуха; с!экв =-----—-----.
периметр
Труба может быть самой произвольной формы
чения В приведены ниже:
50
0,84
(рис. 5.13). Зна-
СС О
В 0,77
100	200
0,9	1,01
300
1,10
500
1,26
110
g — характеризует зависимость а от характера потока в начале
трубы:
Z/cf9KB 1	2	5	10	30	50
е 1,9 1,7 1,44	1,28	1,05	1.
При больших длинах труб е не учитывают.
В начале трубы, когда профиль поля скоростей близок к пря-
моугольному, пограничный слой по толщине небольшой, а — значи-
телен. При увеличении температуры свыше 100° С, полученные зна-
чения следует умножить на AZ0,1 (величину всегда большую еди-
ницы), А/— разность температур жидкости и стенки.
Рис. 5.13. К определению коэффициента теплоотдачи в трубах
При определении коэффициента теплоотдачи обычно все физи-
ческие постоянные относят к температуре жидкости. Иногда ал
относят к пограничному слою.
Для турбулентного потока
Коэффициент А также зависит от t жидкости (воздуха) в трубе
/°C 0	50	100	200	300	500
А 2,68	2,8	2,88	3,02	3,15	3,34
si определяют в зависимости от числа Re
Re	е при l/d3KB			
	1	10	30	50
1-104	1,65	1,23	1,07	1
1-105	1,28	1,10	1,03	1
1-106	1.14	1,05	1,02	1
Ш
Коэффициент теплоотдачи (Вт/м2-град) в продольном канале
при гофрированной внутренней обшивке
г/вн = 2,2(7'Эф/г/экв)0’4(б)0'6,
где Гэф — так называемая эффективная температура, определяемая
как среднеарифметическое значение температур на входе и на вы-
ходе канала; G — удельный массовый расход воздуха G = G/f.
Расчет температуры воздуха по длине продольного
рабочего канала
Рис. 5.14. К определению температуры воз-
духа в продольном рабочем канале
При нагревании защищаемой поверхности и потерях тепла че-
рез продольную стенку нагретый воздух охлаждается и его темпе-
ратура в конце канала
может значительно отли-
чаться от tBX.
Потерями тепла через
продольную стенку
(рис. 5.14) можно прене-
бречь в следующих слу-
чаях, когда:
площадь ее по сравне-
нию с площадью обогре-
ваемой поверхности мала;
скорость воздуха в
продольном канале неве-
лика;
продольная стенка
имеет изоляцию.
Для определения изменения температуры нагретого воздуха по
длине продольного рабочего канала, когда расход остается посто-
янным, выделим двумя поперечными сечениями элемент теплопе-
редающей поверхности продольного распределительного канала и,
рассматривая установившийся процесс теплообмена, составим урав-
нение теплового баланса
Gcpdt= — KPxdx(tx — t^,
где G — массовый расход воздуха; dt — изменение средней темпе-
ратуры нагретого воздуха на длине dx; tx — средняя температура
воздуха в рассматриваемом сечении; Рх — периметр теплоотдающей
поверхности (при учете тепловых потерь через стенку в периметр
входит ее высота); К — коэффициент теплопередачи;
К———--------------; Z— коэффициент теплопроводности; 6 — тол-
1 /я + 1/авн + 6/Х
щина обшивки; Gcpdt — изменение количества тепла на участке ка-
нала длиной dx\ KPydx(tx—10)—количество тепла, уходящего из
выделенного объема через внешнюю обшивку.
112
Считаем, что периметр канала изменяется по длине по линейно-
му закону
(Ри - Рк)/(Рх-‘Рк)=LIL - X,
где Рп и Рк — периметры начального и конечного сечений канала.
Из этого уравнения Рх =------------------ •
Подставив выражение Рх в уравнение и разделив переменные,
будем иметь
______X- Г Рн^-_х (Рн Pjc) 1
tx — Iq Gc р | L	L J
К (Рн-Рк)^
К P
Обозначим и —a,
Gc p	LGcp
После интегрирования урав-
нения
bx*
-ах.
(5.10)
Из уравнения следует,
что изменение температуры
воздуха по длине продоль-
ного рабочего канала имеет
экспоненциальный характер
(рис. 5.15). Используя по-
лученную зависимость, реша-
ют вопрос о достаточности
одной секции или необходи-
мости нескольких секций с самостоятельными вводами горячего
воздуха. На рис. 5.15 показано изменение температуры внешней
поверхности в случае дополнительного ввода горячего воздуха.
Рис. 5.15. Изменение температуры возду-
ха в продольном рабочем канале:
-------------при одном входе воз-
духа, -------при двух входах
Расчет температуры воздуха по длине
распределительного канала
В отличие от предыдущего случая в продольном распредели-
тельном канале изменяется расход воздуха по его длине. Уравнение
теплового баланса
Gxcpdt= — К (tx— /0) Pxdx,
где Gx—расход нагретого воздуха через рассматриваемое сечение.
Можно предположить, что расход воздуха по длине продоль-
ного канала изменяется по линейному закону:
(OH-GK)/(Gx-GK)=Z/(Z-x).
Тогда	^=GH£-x(GH-GK)
113
Подставив выражение Gx и полученное выше выражение для Рх
в уравнение теплового баланса и, разделяя переменные, получим
dt __  К I’y L X (Рн Рк) J
tx Iq Ср GHL х (G„ GK)
Введем обозначения Рн—Рк=а; PHL=b\ Gll—GK=n\GllL = m.
Тогда
dt	Kb — ах ,
------—---------------dx.
tx-------------------- t0
Решая это уравнение, получим
ср т — пх
К bn— ат
По мере увеличения длины продольного распределительного
канала (рис. 5.16) резко уменьшается температура воздуха, что
Рис. 5.16. Изменение температуры
воздуха в продольном распредели-
тельном канале
Рис. 5.17. К определению температу-
ры воздуха в поперечном рабочем ка-
нале
вызывает необходимость также, как и в предыдущем случае, де-
лать два или три ввода горячего воздуха по длине канала.
Расчет температуры воздуха по длине поперечного
рабочего канала
Рассмотрим сечение продольного распределительного канала,
расположенного на расстоянии Li, от входа в канал. Будем при
этом считать, что температура горячего воздуха в этом сечении бу-
дет постоянной по времени и равной температуре воздуха на входе
в поперечный рабочий канал tBK (рис. 5.17). По мере движения по
рабочему каналу, отдавая тепло обшивке, воздух охлаждается до
114
какой-то температуры /вы/, при этом создается разница темпера-
тур воздуха в рабочем и распределительном каналах. В результате
теплообмена через стенки гофра рабочему воздуху передается не-
которое количество тепла из распределительного канала. Если вы-
делить элемент рабочего канала и рассмотреть установившийся
тепловой процесс, то можно составить следующее уравнение:
— Qxcpdt'=K (ts — t^PHdS — Kx PBHdS,
где GiCpdt' — изменение количества тепла на длине канала dS;
—t0)PadS — тепловой	поток через внешнюю обшивку;
Л’1 (tux'—ts')PmdS — тепловой поток через стенки гофра.
Разделяя переменные
-	[4 (7<РН - 7^) - (Л70Рн+/САхЛЛ dS.
Gicp
Обозначая Л’Рн+Л’1Рвн=о и Л70Рн+KitBXPBH=b, получим урав-
нение —dt= (1/GiCp) (ts'a—b)dS.
В общем случае, когда а и b есть некоторые функции длины канала
fs=(l/O1cp)e-,/O“^"’ JadsdS—<x~'ia,ep$
В практических расчетах вычисления tB' по этому уравнению тре-
буют аналитического выражения изменения Л' и по длине ка-
нала, которые представляют собой сложные зависимости. Если а
Рис. 5.18. Картина течения воздуха
на входе в поперечные рабочие кана-
лы:
1 — продольный распределительный канал;
2 — поперечный рабочий канал
Рис. 5.19. Распределение температуры
воздуха по длине поперечного рабоче-
го канала
определяется сравнительно точно, то авн особенно в начальных
участках, где существуют скосы потока (рис. 5.18) и интенсивный
теплообмен, практически точно определить трудно. Температуру
нагретого воздуха по длине рабочего канала следует рассчитывать
для небольших участков (рис. 5.19). Если считать величины
b и Л’1 (при сравнительно небольшой скорости воздуха) постоянны-
ми по длине канала, а распределение величины Л’ по длине канала
115
определять по участкам (рис. 5.20), то интегрируя уравнение, по-
лучим
4=— (1 -e"aS/O1^)+4e“eS/O,4	(5.12)
а
Определение температуры внешней поверхности. Зная средние
температуры нагретого воздуха по длине канала и значения внеш-
них и внутренних коэффициентов теплоотдачи, можно определить
температуру поверхности обшивки;
Рис. 5.20. К определению коэффи- Рис. 5.21. <К определению температу-
циентов теплопередачи через внеш-	ры внешней поверхности
_ нюю обшивку
На элементарном участке поперечного канала (рис. 5.21) при
установившемся процессе теплообмена предполагая, что £2 и t\
равны (что можно допустить только для тонкой обшивки), внеш-
ний тепловой поток равен dQ2=a(t2^-t0)F.
Тепловой поток со стороны горячего воздуха соответственно
dQi=aBH(?B—ti). При ^i = ^2 имеем из совместного решения двух
уравнений /2=  Ивн<в + at° • Эта приближенная формула может
а 4“ авн
быть применена только в случаях, когда температура горячего воз-
духа в распределительном канале и коэффициенты теплоотдачи по
длине канала изменяются незначительно, а тепловые потоки Q3 и
Q4 малы. При этом необходимо дополнительно учитывать аэроди-
намический нагрев и охлаждение поверхности за счет испарения
пленки воды, т. е.
Vn г
h-w (i-Pr-
0,622r en — e0
£p Po
СПОСОБЫ ПОВЫШЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА ТЕПЛОИСПОЛЬЗОВАНИЯ
На основании проведенного теплового расчета уточняют приня-
тый ранее коэффициент теплоиспользования. Для его повышения
применяются следующие способы:
116
изменение сечения рабочего канала (рис. 5.22, а);
использование экрана (дефлектора) в распределительном кана-
ле (рис. 5.22, б), который может выполняться из неметаллических
материалов. Данный способ проигрывает в массе;
увеличение скоростей воздуха в рабочем канале до значений,
близких к звуковым, созданием высоконапорной камеры и рабочих
каналов с малой высотой (~ 1,5 мм) (рис. 5.22, в);
Рис. 5.22. Способы повышения коэффициента теплоиспользования:
а —> профилирование рабочего канала; б — использование экрана; в — уменьшение высоты
канала для увеличения скорости воздуха; г — эжектиррванне отработанного воздуха с целью
вторичного его использования; д — равномерная раздача горячего воздуха по длине распре-
делительного канала (применение трубы «пиколло»). / — температура воздуха в канале и
на поверхности в случае постоянного сечения канала; 2 — то же при профилировании кана-
ла, 3 — экран; 4— щель; 5 — температура воздуха в рабочем канале без экрана; 6 — то же
с экраном; 7 — высоконапорная камера
использование остаточного тепла отработанного воздуха, осу-
ществляемого при помощи эжекторов (рис. 5.22, г);
обеспечение равномерности распределения воздуха по длине
канала, в частности, трубкой «пиколло» (рис. 5.22, д').
Гидравлический расчет
Гидравлический расчет является конечным этапом теплового
расчета внутренней системы противообледенителя. При этом реша-
ются две задачи:
обеспечение на всех полетных режимах необходимого расхода
воздуха;
распределение нагретого воздуха в системе согласно требуемым
тепловым мощностям.
Расчет начинают с вычерчивания схемы противообледенитель-
ной системы в масштабе 1 :20 или 1 : 10 и проводят его по участ-
117
кам системы. Как известно участком системы при гидравлическом
расчете называют такую часть трубопровода, в которой массовый
расход воздуха не меняется или которая включает в себя не более
двух местных сопротивлений.
Наиболее наглядным, а для сложных схем к тому же и простым
является графо-аналитический метод расчета, сущность которого за-
ключается в том, что строят характеристику зависимости давления
от расхода воздуха p(G) в системе. На основании ее и располагае-
мого расхода находят расход воздуха в каждой ветви системы (рис.
5.23), гидравлические потери в системе складываются из потерь
на трение и местных потерь.
Рис. 5.23. Графическое определение расхода воздуха в сети при заданном его
давлении на входе:
а) для последовательно соединенных элементов; б) для параллельно соединенных элементов
Для определения Др на местном сопротивлении могут быть ис-
пользованы газодинамические функции, устанавливающие количе-
ственные соотношения между давлением, плотностью, температу-
рой и коэффициентом скорости газового потока X. Это позволяет
вести расчет газовых течений с учетом сжимаемости воздуха.
Выразим секундный расход воздуха через сечение воздуховода:
G,=ipVF1, плотность и скорость—через параметры торможения:
Р и Т, р=Ро(1 — V = XVKP= В результате получим: G'—- Введем функцию g'(X)=^^^	1- 1	/	RT \ k + 1)	’ 1 	 К2?"1 l/2g RT V fe +1 ) V 6 A +1 i	i /	k—l X*-1 ) \X|1 — -—-X2| . J k	A+l J
118
Тогда — 1/кр=-^- pFg$\ G'=m .pFgG') где
g кр л + iU + i/	уу
/k+i ______________
\k + l) V R
Для воздуха zn=0,4.
..	0,4рЛ3600д (X)
Массовый расход воздуха G = -2-£---_ — .
gVr
Критический GKp при g(X) = l GKp=0’4p/7360° ; g(X)=G/GKp, no g(X)
g Vt	__
находим коэффициент скорости X. По X V=2VKP= le.SXyT и Др =
= |рУ2/2, где g— коэффициент местного сопротивления.
Потери на трение Др=Р1—р2,
G  0,4^0)3600 , 02=	Pl/P2=gM/gM.
gVi\	gVT2
dV
На основании уравнений изменения количества движения V—— =
1 dp п V2	,,
=--------Уравнения постоянства энергии потока
уз  k р	Уравнения постоянства расхода вдоль
.2 ~л—1 р 2(Л-1)
воздуховода G=iFpV=^=const. Так как С/ практически не зависит от
скорости потока, можно выразить плотность и давление через при-
веденную скорость
О 1 fe + 1 УкрС 1 - [(£ + 1)/(£ — 1)] X2
p=-------; P=------------------------------ .
FVKV X	2P P	X
Подставляя эти выражения в уравнение изменения количества
С/
движения и интегрируя /(XJ — х(Х2)=—— ,
где Х(Х1)=^-[-^-+21пХ], х(Х2)=х(Х!)-^-. В результате Др
можно определить: имея О и рх в одном сечении, находим g(X]),
далее Хп х(>ч) и Cfl/D и аналогично х(*г)» ёМ и р2.
Тогда Др=Р1—р2.
На основании суммарной характеристики сети, располагаемого
отбора воздуха и характеристик ветвей находят расходы воздуха в
отдельных частях системы. Если имеется различие между получен-
ным и потребным расходом, изменяется или сопротивление ветвей,
или сопротивление участков.
119
Расчет труб «пиколло». Для обеспечения равномерной
раздачи горячего воздуха по длине трубы он должен вытекать из
отверстий со звуковой скоростью, поэтому статические давления
по длине трубы должны быть не меньше, чем критические давления
на данной высоте полета. Для постоянства статического давления
по длине трубы необходимо, чтобы в начале трубы скорость воз-
духа была больше скорости воздуха в конце трубы и разность ди-
намических давлений, отвечающих скоростям движения воздуха по
длине трубы, была равна полной потере давления. Этого можно
добиться, если принять определенные сечения по длине трубы, при-
чем изменение сечения может быть выполнено либо плавно (кони-
ческая труба), либо ступенчато (составные трубы различного диа-
. pV2 pl/2
метра):	----Д£2. = Е(дЛр +д^).
При этом считаем, что при истечении воздуха из отверстий теряется
одно лишь динамическое давление, и скорость воздуха после каж-
дого отверстия уменьшается на одну и ту же величину
д|/^нач ^кон
П
где п — число отверстий в трубопроводе.
Потери давления между соседними отверстиями
д 1 /^нач кон V Р
'ы 3 I, п / 2
Общие потери давления на местных сопротивлениях
ЕДЛ =^-(^нач — ^КОн)2-~ .на трение — £Д/2тр=С/(//^ср)Ис₽.
Зп	2	7
Сечение в конце трубы FK = °"ач = ^на,1^нач. .
Ираком HVKCh
Общие потери давления в трубе должны удовлетворять началь-
ному уравнению.
Эжекторы и их расчет
Эжектором называется газоструйный аппарат, принцип дейст-
вия которого основан на использовании кинетической энергии струи
сжатого газа. В противообледенительных системах эжекторы могут
применяться для:
подсасывания дополнительной массы воздуха с целью уменьше-
ния потребного расхода воздуха или обеспечения рециркуляции ра-
бочего воздуха и более полного использования тепловой энергии;
уменьшения температуры воздуха на входе в противообледени-
тель;
повышения давления рабочего воздуха.
В общем случае смешиваемые потоки могут состоять из различ-
ных газов (что характеризуется различными газовыми постоянны-
ми и показателями адиабаты — #) с различными начальными тем-
пературами, давлениями и скоростями. Большинство эжекторов ра-
120
ботает при давлении на входе 20-104—80-104 Н/м2, которое в про-
цессе работы поддерживается постоянным.
Эжекторы (простейшая схема одного из них рис. 5.24) состоят
из нулевого сопла, из которого подается сжатый воздух, называе-
мый эжектирующим, от одного до четырех дополнительных
высоконапорных сопел, на протяжении которых подсасывается воз-
дух, называемый эжектируе м ы м, низконапорного сопла, подво-
дящего эжектируемый воздух, камеры смешения и, обычно, диффу-
зора, служащего для преобразования скоростного напора в статиче-
Рис. 5.24. Схема эжектора с двумя высоконапорными соплами:
1, 2 — нулевое и дополнительное высоконапорные сопла;. 3—низконапорное сопло; 4 —ка-
мера смешения; 5 —диффузор
ское давление. Эжекторы работают, как правило, при условии над-
критического режима истечения воздуха из нулевого сопла, т. е.
давления перед соплом намного больше давления после сопла
Р2/Р1 <0,528. Поэтому нулевое сопло выполняют обычно в виде соп-
ла Лаваля. Сопло низконапорного газа—-дозвуковое и имеет коль-
цевидную форму. Процесс смешения газовых потоков может про-
исходить при постоянном, убывающем или возрастающем давле-
нии в зависимости от геометрической конфигурации камеры
смешения (цилиндрической, конфузорной пли Диффузорной). Наи-
больший к. п. д. имеют эжекторы с цилиндрической камерой сме-
шения и углом раствора диффузора порядка 6—8°.
Физическая сущность смешения газовых потоков состоит в об-
мене массами, количествами движений и энергиями, в результате
которого выравниваются давления, температуры и скорости возду-
ха, а также концентрации смешиваемых газов. В большинстве слу-
чаев исходные потоки имеют значительные скорости, поэтому про-
цессы смешения можно рассматривать как установившиеся.
Структура потока в начальном участке эжектора соответствует
структуре свободной затопленной турбулентной струи (рис. 5.25).
При этом можно различать активную и пассивную зоны и зону
турбулентного течения. Механизм засасывания воздуха из окружа-
ющей среды одинаков в том и другом случае: вслед за кромкой соп-
ла по течению образуется поверхность раздела двух зон (обладаю-
щих различной линейной скоростью), являющаяся источником вих-
реобразования.
121
Дальнейшее течение струи в эжекторе может быть рассмотре-
но как деформированное течение затопленной струи (из-за наличия
стенок эжектора).
Таким образом, условно процесс смешения потоков в камере
смешения может быть разделен на две области: область размыва-
ния увеличивающимся пограничным слоем струи ядра активного
потока /] и область выравнивания параметров смешанного потока,
когда пограничный слой охватил всю массу воздуха /2. При этом
параметры активного потока в сечении 1—1 и пассивного потока
в сечении 2—2 распределены равномерно. В пограничном слое
струи соблюдается условие Vi = V2. Между начальным сечением
"^птптг^вт^
р 3 рз
Рис. 5.25. Физическая модель смешения потоков (при дозвуковом течении)
камеры 2—2 и конечным ее сечением 3—3 потоки смешиваются,
в результате чего постепенно осредняются и выравниваются поля
статических и полных параметров потока (давления, скорости и
температуры). В некотором сечении 3—3 процесс смешения закан-
чивается и параметры потоков оказываются равномерно распреде-
ленными по поперечному сечению. Выравнивание поля давления
происходит при одновременном его росте по всем сечениям.
На рис. 5.26 представлены зависимости скорости на оси струи
и давления у стенки эжектора от относительной длины камеры сме-
шения.
Основные характеристики эжекторов:
расход эжектирующего воздуха — Gvi м3/с или Gi Н/с;
расход эжектируемого воздуха — Gy2 или G2;
коэффициент эжекции — отношение расхода подсасываемого
(низконапорного) газа к расходу эжектирующего газа — q=G2JGi.
Коэффициент эжекции зависит от величины напора, создавае-
мого эжектором. Под напором h понимается полный перепад дав-
лений эжектируемого воздуха и смеси за диффузором. С ростом
располагаемого перепада давлений ло=Р1/Р2
Напор, создаваемый эжектором, растет и он превращается в
струйный компрессор. Одновременно с этим коэффициент эжекции
падает (рис. 5.27).
122
Реальный процесс смешения газовых потоков сопровождается
потерями. Основными из них являются:
потери диффузии;
потери кинетической энергии;
гидравлические и газодинамические потери.
Потери диффузии и кинетической энергии — специфические по-
тери смешения потоков. Первые обусловлены ростом энтропии при
выравнивании температур исходных потоков, Т2=/=1\ (в общем слу-
чае потери диффузии определяются также выравниванием давле-
Рис. 5.26. Зависимость давле-
ния у стенки й скорости возду-
ха на оси струи от относитель-
ной длины камеры смешения:
1 — давление у стенки; 2 — скорость
на оси струи
Рис. 5.27. Характеристика эжектора
при различных напорах воздуха
ний и концентраций). Сущность их состоит в том, что расширение
одного газа в объеме другого происходит без совершения полезной
работы, давление смеси оказывается ниже того, которое было бы
при идеальном смешении потоков.
Потери кинетической энергии возникают из-за неравенства ско-
ростей исходных потоков (при смешении их частицы газа соударя-
ются и возникает пульсация) е=
Гидравлические и газодинамические потери включают в себя
потери на трение, на «удар», на расширение и повороты потоков
и т. п. Определяются они обычными методами.
Оценкой газодинамического совершенства эжектора служит ко-
эффициент полезного действия — т].
К. п. д. эжектора называется отношение энергии, приобретенной
эжектируемым газом, к энергии, израсходованной эжектирующим
газом. Его можно определить из отношения кинетической энергии
смеси и суммы кинетических энергий исходящих потоков:
G3V|/2g
Gytyg + G^/lg’
при е=1; т]=1 (независимо от значения q). Если е = 0, то Т] =
= 1/(1+?)-
123
Таким образом, с увеличением коэффициента эжекции, когда
количество перемешиваемого воздуха велико (G2^>Gi), а относи-
тельная скорость эжектируемого воздуха мала, имеем наибольшие
потери и, соответственно минимальный к. п. д. Аналогичную карти-
ну получаем также при истечении турбулентной струи в окружаю-
щее неподвижное пространство.
Рис. 5.28. График для определения коэффи-
циента эжекции q в зависимости от напо-
ра h и величины работы расширения эжек-
тирующего газа Ьад или его давления pi
Рис. 5.29. Схема диффузора эжектора
Расчет эжектора. Обычно при
расчете эжектора задают сле-
дующие параметры: G2— рас-
ход эжектируемого газа или
воздуха; h — напор воздуха; /ц,
й — абсолютное давление и
температура эжектирующего
воздуха; рт—абсолютное дав-
ление в камере смешения эжек-
тора.
1. Определяют работу ади-
абатического расширения эжек-
тирующего газа:
fe—1
, k
^ад=Т 7 RT!
к — 1
2. По найденной величине
Ьад и заданному напору h с
помощью графика (рис. 5.28)
определяют коэффициент эжек-
ции q. График построен по ре-
зультатам испытаний эжекторов
при Р2=10 104 Н/м2 и /2=15'С
эжектируемого воздуха с уче-
том потерь скоростного напора
в диффузоре эжектора. На
графике нанесены изобары, со-
ответствующие данной Z-ад при
расширении воздуха до 10Х
ХЮ4 Н/м2. Для других усло-
вий необходимо внести поправ-
эжекции; у и у0 — удельный вес в
ку 9'=?Уу/уо, где q' — истинный коэффициент
условиях, отличных от расчетных и при расчетных условиях.
3.	Потребный расход эжектирующего газа G1—G2/q'.
4.	Расход воздуха через горловину диффузора (рис. 5,29) G3=Gm=G1+G2.
5.	Наивыгоднейшее соотношение диаметров горловины диффузора dm и сече-
ния сопла,di mOnT=2(l+/)2=(dm/dI)2; dm/di= (Gi + G^/G^^'.
6.	Расстояние от среза сопла до горловины диффузора /=2dm.
7.	Длину цилиндрической части камеры смешения выбирают в зависимости
ОТ ГМопт-
m=l,78ZK=3,5dm, m=4,0 lK=4,0dm, m=9,0 lK=5fidm, m=15,6 lIt=7,8dm.
8.	Скорость истечения газа или воздуха из сопла для закритического дав-
k
газа; vj = 1/yi; Ро и Pi — давление перед и на срезе сопла.
ления: Vj =
, где V] —объем эжектирующего
124
Если отношение р\!ръ<.0,528, т. е. меньше критического, то
^1=1/ 2g---------RT\.
k — 1
Q D	„	[«/a - (1 - 9)2]
9.	Разрежение в смесительной камере hx—---------------------, где
Л1 = Yr/gVj/2; р. — коэффициент расхода; (j. «0,8.
Отношение hx[hi может быть определено по формуле:
/гЛ/Л1 = 2
[m.(l g)2]
/Я2
10.	Средняя скорость эжектирующего газа в горловине диффузора Ут =
=^2h/(pIp=4Gm/ndm2, где р — массовая плотность газа или воздуха; (pi — коэф-
фициент использования скоростного напора; <pi«0,8.
Затем находим диаметр выходного сечения диффузора — da, принимая ско-
рость на выходе У3=5—10 м/с.
Длина диффузора /д> исходя из угла а=7—8° его раствора:
. _ d^ dm
л 2 tg a<2
Определив основные размеры диффузора, можно уточнить <р,, используя
формулы Эйлера.
С/ "д-1
tip — потери на трение. £тр = —--— •----—,
F sin a/2 m2
где С/ — коэффициент трения; С/«0,002; mn=fa/fm— отношение площадей вход-
ного и выходного сечения диффузора; £расш — потери на расширение; £Расш =
[ т„— 1 V	9
= sin a--------; £вых — потери на выходе — £вых = Цт/л к.п.д. эжектора —
\ /
’Зтах = ?/(1 + 9)2-
В случаях, когда необходимо обеспечить большие величины скоростных напо-
ров, решается вопрос об увеличении количества сопел в эжекторе.
РАСЧЕТ ЭЛЕКТРОТЕПЛОВЫХ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
В общем случае расчет включает в себя:
расчет потребной электрической мощности в условиях обледе-
нения;
выбор рационального ее распределения на защищаемых площа-
дях;
электрический расчет токопроводящих элементов;
расчет электрической сети и выбор защитной и контролирующей
аппаратуры;
выбор источников питания.
Потребную электрическую мощность противообледенительной
системы непрерывного действия определяют на основе теплового
расчета противообледенителя: N=qF/rp где q — необходимая плот-
ность теплового потока; F — величина защищаемой поверхности;
г] — коэффициент теплоиспользования системы.
В зависимости от геометрических размеров обогреваемой по-
верхности далее решается вопрос способа обогрева всей поверхно-
125
сти одним нагревательным элементом или, если поверхность велика,
отдельными секциями. Тогда электрическая мощность, приходящая-
ся на каждую, секцию, будет пропорциональна произведению FiaCVi.
Общее сопротивление нагревательного элемента равно /?= V2/Ni'r
где 'Ni — мощность, приходящаяся на рассчитываемую секцию.
Если конструктивно нагревательный элемент выполнен в виде
параллельно соединенных проволок, тогда l/R=i2A/r=^n/r, где г —
сопротивление одной проволоки; п — количество проволок.
В свою очередь г= pl/S, где I — длина проволоки; р — удельное
сопротивление материала; S — площадь сечения.
Тогда количество проволок в элементе n=tr/R = pl/SR, а шаг про-
волок h=bln, где b — ширина секции (по хорде профиля).
Диаметр проволок, как правило, не превышает (/=0,3—1 мм.
Материалом служит — константан или другой высокоомный мате-
риал. После определения количества проволок проверяют возмож-
ность их размещения в пределах заданной ширины секции с таким
расчетом, чтобы шаг был не более h=0,5—2 мм. Иногда шаг дела-
ют переменным в зависимости от характера распределения величи-
ны внешнего коэффициента теплоотдачи, тем самым обеспечивая
более равномерное распределение температуры на защищаемой по-
верхности.
Электрический расчет самой сети противообледенительной си-
стемы не отличается от расчетов обычных электрических сетей и
потребителей тока и особых трудностей не представляет.
При выборе источников питания для уменьшения массы проти-
вообледенительной системы, необходимо стремиться к повышению
напряжения питания. Теоретически оптимальным вариантом сило-
вой электрической системы является система трехфазного перемен-
ного тока с номинальным напряжением 360 или 208 В и частотой
400 Гц. Для однофазных систем в качестве стандартного принято
напряжение 115 В с частотой 400 Гц. Однако с увеличением напря-
жения создается опасность электрического пробоя изоляции и воз-
никновения пожара. Поэтому требуется обеспечение более тщатель-
ной изоляции и применение соответствующей контролирующей ап-
паратуры. Для управления противообледенительной системой
широко применяется постоянный ток с напряжением 27 В.
РАСЧЕТ ТЕПЛОВОГО ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЯ
ЦИКЛИЧЕСКОГО ДЕЙСТВИЯ
При проектировании противообледенительной системы цикличе-
ского действия необходимо обеспечить выполнение следующих тех-
нических требований:
эффективность работы системы, начиная с первого цикла ра-
боты;
высокую интенсивность нагревания и остывания защищаемой
поверхности, примерно dildt'^l—3° С/с;
126
регулирование цикличности или подводимой мощности в зависи-
мости от температуры окружающей среды и интенсивности обледе-
нения.
Невыполнение этих требований в определенных условиях приво-
дит к нарастанию опасной для полета толщины слоя льда, при тая-
нии льда, вследствие перетекания большого количества воды за
пределы обогреваемой зоны, к образованию барьерного льда, а
также к нерациональной затрате больших тепловых мощностей.
Потребляемая мощность определяется как сумма мощностей:
N — N 4-N
где 2VH — мощность, потребляемая тепловым ножом; Ns=qsFaft],
Nсекции — мощность, потребляемая секцией циклического действия.
Рис. 5.30. Распределение относительных температурных перепадов на поверхно-
сти в зоне теплового ножа:
а) в зависимости от толщины обшивки (при ширине теплового ножа Ьт н =20 мм); в) в за-
висимост!! от ширины ленты (при толщине $T>H=0,5 мм)
Тепловую мощность Лтн рассчитывают по методу, рассмотренно-
му для противообледенителей постоянного действия с той лишь
разницей, что значения а, /п.сух и £п.вл определяют в пределах зоны
теплового ножа (см. рис. 5.6, 5.10). Потребляемые тепловыми ножа-
ми удельные мощности обычно лежат в пределах 12—25 кВт/м2.
При этом мощность находится в определенной зависимости от ши-
рины ножа. Чем меньше ширина ножа (она может колебаться от
15 до 40 мм), тем должна быть выше удельная мощность (рис. 5.30).
Мощность, потребляемая секцией циклического действия
N секции " 9  F секции/ll •
При расчете противообледенителя циклического действия необ-
ходимо найти оптимальное соотношение взаимосвязанных парамет-
ров: удельного теплового потока q; времени цикла тц и количества
секций п. В свою очередь, удельный тепловой поток определяет вре-
мя нагрева тн и время таяния льда тг (рис. 5.31).
Рассмотрим процесс теплообмена между защищаемой поверхно-
стью и окружающей средой. Может быть два варианта внешних ус-
127
ловий: когда нагреваемая поверхность покрыта слоем льда, т. е.
существует тепловое сопротивление, и второй, когда с поверхности
снимается тепло, например, на границе, где толщина ледяйого об-
разования сходит на нет. Поскольку расположение этой границы
изменяется в зависимости от условий обледенения, то очевидно, что
наиболее тяжелым случаем будет второй случай — без слоя льда.
Предположим, что имеем сравнительно тонкий пакет нагрева-
тельного элемента. Вследствие того, что слои его по всей толщине
прогреваются быстро, тепловой процесс в них с достаточной сте-
пенью точности может быть описан приближенным уравнением теп-
7 2 5¥5	6 dx
Рис. 5.31. К тепловому расчету ПОС
циклического действия:
1 — слой льда; 2 — наружная обшивка; 3 —
электроизоляция; 4 — нагревательный эле-
мент; 5 — электротеплоизоляция; 6 — внут-
ренняя обшивка
лообмена. Это допущение основано на том, что нестационарный
процесс в тонком слое (или пакете) заменяется непрерывным рядом
следующих друг за другом стационарных процессов продолжитель-
ностью dr, отличающихся друг от друга на величину температуры
dt. Считаем, что
тепловой поток распространяется только по нормали к поверх-
ности;
коэффициенты теплоотдачи а и авн являются постоянными по
времени.
Если выделить двумя параллельными сечениями элемент по-
верхности, то уравнение теплового баланса для произвольного про-
межутка времени dr имеет вид
qdx=K (tm 7q) dx д- ^СБН (tm /q) dr a n3pn^wadtm-^-
C1P1^1^1	C2P2®2^2-
128
Разделяя переменные и интегрируя по времени от 0 до тн и по
температуре от начального перепада температур Д/п (т=0) до те-
кущего значения Д^(т), получаем следующее решение относитель-
но т: Т = С1Р1В1 + С2Р2*2 + СНЗРизВнз ln __ + К
К + Квн
В результате потенцирования, после некоторых преобразований
имеем:
<1 - е~тт)+е-тт’
А “г ^\вн
где т — темп нагрева (1 /с), т =---Д + А~вн------, Д/т (г ) —
С1Р1&1 + С2Р2®2 + сизРиз&из
температурный перепад в момент включения секции.
Изменение температуры на поверхности можно определить по
формулам: при нагревании — из КЛ/т=аД/п.
Мп (г)=?/а	(1 -	+ А- Д/т (т„г) е—;
К -г Кт	а
при охлаждении (4/=0) —Д/„(г)=Д/т(тц()е_ттЛ7а; с учетом испа-
рения — Д/„ (г)= Д/„ (г) — 0,622г/а е" ~ е° .
Го
Циклограмма (рис. 5.32) одной секции включает в себя наряду
с временем нагревания и охлаждения поверхности, такие парамет-
ры, как время, в течение которого температура поверхности дости-
Рис. 5.32. Циклограмма для д,
трех секций:	о 1
Тдд — время первого цикла рабо- 0
ты системы; Тнр тн1р -
время нагрева соответственно
первой, второй и третьей секций;
тохл1 — вРемя охлаждения пер-
вой секции, Т1 — время нагрева
поверхности до 0° С; т2, т3 —
время таяння льда н время на-
растания нового слоя льда;
Д^(ТЦ1) — температурный перепад
в момент второго включения
первой секции
0
1-я секция
Lna
Loxti
гает 0° С — ц, время подтаивания и сбрасывания льда — тг, и вре-
мя нарастания слоя льда — т3. Очевидно, что время цикла должно
быть или равно, или меньше времени нарастания слоя льда до до-
пустимой толщины, определяемой, как это было отмечено ранее,
для каждого летательного аппарата в зависимости от его аэроди-
намических характеристик и запаса статической устойчивости.
Обычно для несущих поверхностей расчет т3 ведется исходя из
бл доп = 4—6 ММ.
Если взять за расчетные условия обледенения условия при наи-
более низкой температуре окружающего воздуха и, соответственно,
5—1845
129
наименьшей водности, то время нарастания льда равно
тз=^лдопМо— 8лл0"Рд , где Jo—интенсивность обледенения.
Таким образом, можно определить время цикла т3~тц.
В свою очередь время цикла определяется как тц=итн, где и —
количество секций циклического противообледенителя, тн — время
нагрева.
Так как та =/(47) (рис. 5.33), то при выборе оптимального соот-
ношения итн исходят из условий минимальных весовых параметров
или экономии мощности. При выбранном количестве секций время
наименьшей водности, то время нарастания льда равно
Рис. 5.33. Зависимость вре-
мени нагрева от удельной
мощности
Рис. 5.34. Зависимость вре-
мени подтаивания льда
от удельной мощности
Таким образом, время нагрева циклического противообледените-
ля определяется исходя из допустимой продолжительности цикла,
выбранного количества секций и располагаемой мощности. Время,
необходимое для подтаивания слоя льда, соприкасающегося с по-
верхностью, зависит от величин внешних сил, допустимой толщины
льда (чем больше 6Л доп, тем больше аэродинамическое сопротив-
ление) и шероховатости поверхности.
Величина растапливаемого слоя льда 6л'=0,2 мм. При этой тол-
щине пленки воды практически удается избежать образования
барьерного льда и обеспечить безотказное сбрасывание образовав-
шегося слоя льда. Тогда Т2=6л/рлг/9.
Обычно при удельных мощностях </=(15—25 кВт/м2 Т2 = 1,5—3 с
(рис. 5.34). При средней интенсивности нагревания cltld'v=^c2—3° С/с
величина Д^Дгг) находится примерно в пределах 5—10° С.
Удельная мощность при известном температурном перепаде
аД/п -<+/^------1——=аД/п — ^ + /<вн ,
'	К 1 — е	v К
130
где '&• функция относительной (безразмерной) температуры на-
грева поверхности, характеризует скорость нарастания температу-
ры поверхности. Отношение l/f) показывает, во сколько раз q цик-
лического нагрева должна быть больше q постоянного обогрева.
По мере уменьшения
времени, начиная с неко-
торых значений Ti величи-
на 1/Д начинает резко
возрастать (рис. 5.35).
Следовательно, задавать
время нагрева меньше
этих, критических по от-
ношению к l/1© значений
Ткр нецелесообразно, по-
скольку это приводит к
резкому увеличению необ-
ходимой удельной мощно-
сти. При проектировании
противообледенительных
Рис. 5.35. Характеристики коэффициента
удельной мощности и критического времени
циклического нагрева тонкостенной конст- .
рукции
систем часто приходится
время нагрева тн выби-
рать, исходя из характе-
ристик программных и
коммутирующих уст-
ройств. Тогда, задаваясь тн, определяют удельную мощность, затем
Время Т2 И Ть Тн—Т2 = Т].
В другом случае задается удельная мощность. Тогда
t! = — In
т
l-AM^i)— К' ~~
Если выражение под логарифмом окажется отрицательным, то
это означает, что при данной мощности и конструкции нагревателя
необходимый перепад A/d(ti) достигнут быть не может. Количество
секций может колебаться от и = 3—12, время цикла — тц=36—240 с.
Пример. Задано: время нагревания тн=25 с; допустимая толщина льда —
6лдоп=4,5 мм; расчетная скорость — 600 км/ч; водность 117 = 0,0004 кг/м3; коэф-
фициент захвата £=0,8; коэффициент теплоотдачи а=300 Вт/м2-град; /п.вл =
= —30°С; 6] = б2=0,5-10~3 м (дуралюмин); Xi = X2=120 Вт/м-град; Ci=c2—
0,88-103 Дж/кг-град; pi = p2=2700 кг/м3. биз=0,5-10_3 м (стеклоткань, проклеен-
ная БФ-2); Лиз = 0,5 Вт/м-град; сяз= 1,26-103 Дж/кг-град; риз = 1400 кг/м3.
Из расчета коэффициентов теплопередачи видим, что б/Л для обшивок мож-
но пренебречь. Также можно не учитывать авн, если он не превышает
20—25 Вт/м2-град. С погрешностью до 10% можно пренебречь и Квв.
По формуле определим темп нагрева т=0,0417 1/с. Принимая температур-
ный перепад равным Д^=Л/(т))+AZ(t2) =35° С, определим удельную мощность
0 = 300-35 ----—ь 0417 2S' ~ 16 000 Вт/м2. Для этого значения q из графика
(рис. 5.34) т2=2,6 с. Т]=тн — т2=22,4 с. т3=бЛдов//о=6лдоирл/1/о117£|3=0,0045Х
X900/166-0,0004-0,8-1=78 с. Принимаем время цикла равным тц=75 с.
Тогда количество секций п=тц/тн=75/25=3.
5*
131
ПРИМЕНЕНИЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
ДЛЯ ТЕПЛОВОГО РАСЧЕТА ПОВЕРХНОСТНЫХ НАГРЕВАТЕЛЕЙ
UUUIUAJKU.
Рис. 5.36. Упрощенная схема
моделирования граничной зоны
нагревательного элемента
Из известных электрических моделей наиболее приемлемыми
для данного расчета являются сеточные модели, собранные из гото-
вых стандартных сопротивлений и емкостей, или могут быть исполь-
зованы сетки существующих электроинтеграторов. Как известно,
электрическое моделирование с помощью таких моделей основано
на аналогии уравнений, описывающих тепловые и электрические
процессы. При этом основным усло-
вием аналогии является равенство
критериев подобия тепловой и элект-
рических задач. ср//Лт=ДСэл/тЭл, где с,
р, Z, I — соответственно удельные теп-
лоемкость, плотность, теплопровод-
ность и определяющий размер каждой
детали нагреваемого тела; т — задан-
ное время нагрева; тэл — время проте-
кания электрического процесса, R и
Сэл — сопротивление и емкость элек-
тросхемы. Подготовку модели начина-
ют с разбивки нагревательного пакета
на участки, шаг которых выбирают ис-
ходя из требуемой точности решения.
В качестве определяющего размера в
зависимости от условий задачи может
быть выбран любой из размеров, например, толщина обшивки 6ь
Тогда соответствующее ей сопротивление Дь Для остальных слоев
сопротивления определяют из соотношений Д2=ДД1/Л2-62/61, Дз =
=|/?1Х1/2.з-'6з/61 и т. д.
Сопротивление Ra,. соответствующее тепловому сопротивлению
пограничного слоя (величина, обратно пропорциональная коэффи-
циенту теплоотдачи а), определяют через сопротивление поверхно-
стного слоя R„ = Д1Х1/а6ь
Величина определяющей электрической емкости, соответствую-
щая теплоемкости рассматриваемого слоя С'ал=тал/Д0Д ='/2/оД-тЭл/т,
где Fo=iar//2 — критерий Фурье, отнесенный -к определяющему
размеру рассматриваемого слоя; R— сопротивление, соответству-
ющее определяющему размеру; тэп — время электрического моде-
лирования. Исходя из характеристик применяемой аппаратуры,
его обычно принимают в пределах от 0,1 до нескольких секунд.
Поскольку температура нагревательного элемента по мере умень-
шения теплоотдачи может возрастать, то в электрической модели
в цепь источника тока необходимо включить дополнительное со-
противление Диет возможно большей величины. Если удельная
мощность q постоянна по площади нагревательного элемента, то
Диет должно быть одинаково для всех точек. При переменном зна-
чении q\ следует принять за основное. Ему будет соответствовать
132
/?ист1- Для других точек /?пст г = Диет \Я\1 qi- На рис. 5.36 показана
упрощенная схема моделирования граничной зоны нагревательно-
го элемента.
Определение температур. Как известно, температурный перепад
на поверхности для одномерного стационарного теплового потока
(когда утечки тепла вдоль обшивки отсутствуют) в каждой точке
поверхности равен Д/п(т=0) =<?/а, напряжение соответственно
I/. (Т=оо) =-----.
Диет 4-	+ /?2
Относительные напряжения в произвольный момент нестацио-
нарного процесса Ип(т)=—, где Кп (г) —измеренная вели-
К, (Т = оо)
чина напряжения.
Из условия подобия электрического и моделируемого теплового
процессов получаем искомую величину температуры в рассматрива-
емой точке поверхности в любой момент времени Д/П(т) =Д/п(т—
= оо)Уп(т).
Определение тепловых протоков. Тепловым потокам соответству-
ют в модели электрические токи. Количеству тепла <2Н.Э, вы-
деляемому нагревательным элементом, соответствует общий
ток /м, потребляемый моделью. Тепловые потоки в отдельных дета-
лях Qi определяются из соотношения: Qi =-Qu.aA/Ai, где h — ток в
цепи того участка модели, который соответствует рассматриваемой
детали натуры.
МЕТОДЫ РАСЧЕТА ТЕПЛОВЫХ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ НА ЭВМ
Рассмотренные выше приближенные методы расчета тепловых
противообледенителей удобны как предварительные и ориентиро-
вочные. Они основаны на допущении одномерного теплового поля.
В действительности в большинстве случаев приходится иметь дело
с двух- и трехмерными нестационарными тепловыми полями, на-
пример, при расчете тепловых ножей или нагревательных элемен-
тов металлических лопастей. Расчет нестационарных полей требует-
ся не только для противообледенителей циклического действия, но
и для любой тепловой системы, так как важно знать всегда время
выхода системы на заданный режим. Причем здесь имеется в виду
не только расчет основных параметров системы (температуры об-
шивки, электрической мощности или расхода горячего воздуха
и др.), но и решение обратных задач, например, определение коэф-
фициентов теплоотдачи по результатам экспериментального опре-
деления температуры обшивки в отдельных точках, что очень важ-
но для анализа и обобщения результатов испытаний. Применение
современных быстродействующих ЭВМ позволяет решать такие за-
дачи практически с любой требуемой точностью. Для упрощения в
большинстве случаев с приемлемой точностью трехмерные тепло-
вые поля могут быть приведены методом сечений к двухмерным.
Рассмотрим основные положения методов расчета на примере
следующих двух тепловых задач.
133
Расчет нестационарного теплового поля в многослойном теле
с внутренними источниками тепла
Рассмотрим многослойное тело произвольной формы, где каж-
дый слой имеет свои теплофизические и геометрические характери-
стики. Без существенного ущерба для точности представим его в
Рис. 5.37. Схема расчета температурного
поля в многослойном теле:
а) схематическое сечение тела; б) схема элемен-
тарных сеченнй
виде ступенчатого тела
(рис. 5.37, а), что значи-
тельно упростит задачу,
а каждый слой разобьем
на ряд элементарных се-
чений С ШаГОМ Дх.; по оси
х и с шагом Ау-; по оси у
(рис. 5.37,6). Величины
Ау, и Д%г выбирают, исхо-
дя из теплофизических
характеристик слоев и
требуемой точности,
обычно определяющим
принимают наименее теп-
лопроводный материал.
При этом желательно,
чтобы все Лх=const. Ши-
рину ступеней х%— хь
Хз—x-з и т. д. следует вы-
бирать такими, чтобы в
них укладывалось целое
число шагов Дх. Соответ-
ственно, в каждом слое
должно быть целое число
шагов Ау^. Таким обра-
зом, сечение тела будет
образовано сеткой, состо-
ящей из элементарных
ячеек Ду3Дх, где / — теку-
щий номер ячейки по вер-
тикали, a i — по горизон-
тали, 0^/<Л', O^iC/кон- Далее процесс во времени разобьем па
промежутков Дт (в относительных единицах), присвоив теку-
щему значению промежутка номер k, т. е. 0^/г<^кон.
Прежде, чем составить для каждой элементарной ячейки уравне-
ние теплопроводности в конечных разностях, необходимо выбрать
метод решения, так как от него зависит вид указанных уравнений.
Известно, что дифференциальные уравнения можно аппроксимиро-
вать конечно-разностными уравнениями по явной и неявной схе-
мам. Явная схема отличается простотой счета, но исходя из усло-
вий устойчивости имеет строгое ограничение в выборе шага по вре-
мени, который в свою очередь зависит от размеров ячеек Ду и Дх.
134.
Оперируя при расчетах противообледенительных устройств малы-
ми толщинами слоев, будем и величину Дт иметь очень малой, в ре-
зультате чего машинное время решения всей двухмерной задачи
окажется весьма большим. Поэтому в нашем случае целесообраз-
но использовать неявную схему, которая не накладывает такого
ограничения на выбор Дт, или, точнее — комбинированную неявно-
явную схему; наиболее удобную для решения рассматриваемого
вида задач (система уравнений решается поочередно: вдоль оси у
по неявной схеме, вдоль осй х — по явной).
Следовательно, для произвольной элементарной ячейки внутри
каждого слоя будет иметь конечно-разностное уравнение
vK+1 Ж	у _	/К+1	_ QyK + 1	I у:К + 1
~~/М____ Л/	hj+l	Zti,j Ч J + 1	|
Дт Ср/	А#2
1 /К _____ 9/к Д- /к
-4—------, J -<-+1J  4-/?*,	(5.13)
1 Cfj	'
где верхний индекс к означает предыдущий момент (шаг) времени,
а к+1 —последующий момент (шаг) —через промежуток времени
Дт. Все значения температуры в момент к — известны (в начальный
момент решения, при т=0, они должны быть заданы, а в дальней-
шем— известны в результате предыдущего вычисления). Темпера-
туры в момент к+ 1 требуется определить.
Очевидно, что для каждого шага по времени к+1 в каждом вер-
тикальном сечении i будем иметь N уравнений — по числу элемен-
тарных сечений /, тогда как число неизвестных будет Л'+1 — по чис-
лу сечений / плюс неизвестная температура на поверхности, при
j=0. Полученную систему уравнений можно решать методом итера-
ций, но для рассматриваемой задачи целесообразнее воспользовать-
ся так называемым методом прогонки, который заключается в сле-
дующем.
Представим уравнение (5.13) в виде
- С/У + B/ff+l =~Flj	(5.14)
и, соответственно, граничные условия
при 7=0, ^y-^OhCZ + v^),.;	|	(515)
при j=N,	I
Коэффициенты Aj, Cj, В, постоянны для данного слоя. Величина
Т7/,/ определяется температурой в предыдущий момент.
Решение относительно температуры ищем в виде рекуррентной
зависимости
=	+	(5.16)
।--------
* R — погрешность аппроксимации, которую в дальнейшем опустим и в рам-
ках настоящего курса рассматривать не будем.
135
где т и &— прогоночные коэффициенты, определяемые также по
рекуррентным формулам
mtJ+1
Bj
Cj —
Afrj+Plj
C j — Ajmitj
^•J+i
(5-17)
Причем начальные значения коэффициентов при /=1 принимают
соответственно mii=x(0)i и
Крайнее значение температуры при j=N в выражении (5.16)
к+1 v (N)» + * ДА
ti,N=----------------
1
(5.18)
Для определения коэффициентов х, v, А, В, Си выражения F*j
составляем уравнения теплового баланса для характерных точек те-
ла, вводя температуру по оси у в момент к+1, а по оси х — в мо-
мент к. Например, для граничных условий третьего рода, принимая
изменение температуры в пределах Az/ и Дх линейным и размер по
оси Z равным 1, для точки I, 0 имеем следующие тепловые потоки
(рис. 5.38):
С?!= — а (0),- V — t* (0)] ДхДт — количество тепла, уходящее за
время Дт с поверхности во внешнюю среду;
С 1 >	(^-1,0- 2<о+ ^+1,о) Д^1йт
ф2 =	1------------/2----------------количество тепла, прихо-
дящее к поверхности изнутри;
, (^<—1,0	2^i 0 + с'+1,о) д#1йт
Q3=A1 —— ----------------—---------изменение теплового потока в
2д%
точке /, 0 в результате перетекания его вдоль поверхности.
Кроме того, для общности расчетной формулы считаем, что во
всех слоях имеется внутренний источник тепла с плотностью W в
п гч 1Г,-.0Д{/ДхДт	_
единице объема , т. е. вводим член (Д, Q^ = —— ------ • Суммар-
ное взаимодействие этих потоков приведет за время Дт к изменению
теплосодержания элементарного объема Q5=Gp±(^j)1— //.о) X
ХДхДгд/2. Следовательно, раскрывая значения этих членов и пред-
ставляя уравнения в виде равенств (5.15), получим при / = 0:
х (0)(- —=------------------------—
,	а(0)АУ1	gPiAy?
Xj	2XjAt
(5.19)
* При решении конкретной задачи величина W приравнивается нулю во всех
слоях, где нет источника тепла.
136
СР1Л//1
2Х1Дт
где
। ^,ойУ1 । a (0),-Д j/i
2>i	Xi
cPiAt/i
2Х1ДТ
(5.20)
При j=N—аналогичные выражения, с той лишь разницей, что все
индексы 0 будут заменены на N.
Рис. 5.38. К выводу конечно-разностных урав-
нений
Подобным же способом получим уравнение, теплового баланса
для внутреннего сечения, например на границе разнородных слоев
(рис. 5.38) Qe+ Q?+Qs+ Qg=-Qio-
Раскроем его, преобразуем и приведем к виду уравнения (5.14),
приравняв для удобства коэффициент Дл = 1. Тогда остальные ко-
эффициенты
_ *j+l	. р . (cp7At/; + cpy+1At/y+i) t^y.j .
1	^yj+1	7	1
(5.21}
137"
1 /
2 к Дх2
(СуРуДРу + СуРу+1Др7+1) Д{/,у
2Х.ДТ
*/4-1 ДУуДУу+1  Д»;
X j Ах2	Ах2
W jAy^ + IT j+iAyjAyj+i
(5.22)
Очевидно, что для однородных прилегающих слоев эти выраже-
ния значительно упрощаются, так как Ду3= Af/j+i, Х,3 = А.3-+1 и т. д., но
для машинного счёта это не имеет значения, поскольку он выпол-
няется в машине по единым расчетным формулам для всех значе-
ний / от 1 до N. При этом имеется в виду, что при /=0, Д«/о=О и при
jN +1, Ay^+i — 0.
Таким образом, имеем следующий порядок расчета.
Для каждого текущего сечения i, начиная с i=0:
1)	по формулам (5.19) определяют коэффициенты х(0), и v(0), и по анало-
гичным формулам — коэффициенты х(А). и vfJV),;
2)	для всех j от 1 до Af по формулам (5.21) и (5.22) вычисляют массив ко-
эффициентов Aj, Bj, Cj и выражений Ff};
3)	прямой прогонкой по формулам (5.17) рассчитывают коэффициенты nii.j
и &.,], причем значения этих коэффициентов при /=1 принимают равными m.,i =
=х(0), и О», i=v(0),', а начальная температура всего тела, при т=0, должно
быть задана;
4)	по формуле (5.18) определяют значение граничной температуры
5)	обратной прогонкой по формуле (5.16) вычисляют последовательно значе-
ния температуры во всех точках от j=N— 1 до /=1.
Аналогичные вычисления выполняют для соседнего сечения i+1 и т. д. до
конца рассматриваемой зоны по х, т. е. до i=JKob и, таким образом, определяют
температурное поле во всех точках тела в конце первого шага по времени Дт.
Далее все вычисления повторяют для следующего шага Дт и т. д. — до конца
расчетного времени, когда будет к=кКОн-
~~~ Разумеемся, на печать нужно выводить результаты счета не после каждого
шага по "времени и по слоям, а лишь для определенных моментов и в отдельных
точках, позволяющих получить достаточную информацию о процессе.
При вводе в программу числового материала для решения конкретной зада-
чи используют обычные логические условия, учитывающие особенности этой зада-
чи. Например, если в первом слое тепло не выделяется, то для	№=0.
Аналогично для всех других слоев, где нет источников тепла. То же самое,
если источник имеет ограниченную ширину или изменяет интенсивность в направ-
лении х. Например, для 0^i<Zi, Wi=Wi, Ji^i^J2, Wi = W2 и т. д., а начиная с
какого-то i и далее Wi=0.
Изменение толщины слоев по х учитывается изменением количества шагов j
•в этом слое и, соответственно, общего числа шагов (см. рис. 5.37), где в каче-
стве примера показана переменная толщина третьего слоя в пределах участка
от Xi до х2, т. е. для	Z3(i)=J3(l), lV(i)=lV(l), где -Т3(1) и А(1) —кон-
кретные цифры, равные соответственно числу шагов на нижней границе третьего
слоя и общему числу шагов по оси у на этом участке. При расчете поля вблизи
границы нагревательного элемента, аналогично электромоделированию этой зоны,
следует иметь в виду, что по мере удаления от источника тепла температура
асимптотически уменьшается до 0 и дальнейшие участки для расчета интереса не
представляют. Длина этой граничной зоны АГр зависит от соотношения теплопро-
водности слоев вдоль х и интенсивности теплоотдачи 0= (Лм/6м) (1/At), где бм—
толщина основного теплопроводного слоя на этом участке, например, внешней
438
обшивки или металлического тела, a Ki — суммарный коэффициент теплопередачи
от этого слоя во внешний поток. Ниже приведена величина этой зоны (с погреш-
ностью 5% относительно решения при £гр = оо), отнесенная к толщине теплопро-
водного слоя бм, для нескольких значений 0
6	25	50	100	200	400	600	1000	1500
£гр/6м	20	30	40 52	66	73	82	87
Расчет нестационарной температуры стенок канала при
течении в нем горячего воздуха
Рассмотрим канал воздушно-теплового противообледенителя,
образованного внешней и внутренней гофрированной обшивками.
Для практических расчетов, как правило, приемлемы следующие
допущения: пренебрегаем тепловым сопротивлением по толщине об-
Рис. 5.39. Схема расчета температуры обшивки канала воздушно-теплового про-
тивообледенителя :
а) схематическое сечение канала; б) схема элементарных сечений
тпивок, не учитываем тепловой поток на излучение, считаем постояи-
ной температуру обшивок по ширине гофра (т. е. по размаху проти-
вообледенителя). В дальнейшем весь расчет будем относить к 1 м
длины по размаху.
Разобьем канал по длине на N элементарных участков длиной
Дх. Составим уравнение теплового баланса для произвольного t-ro
участка, считая, что температура по длине канала изменяется сту-
пенчато, оставаясь постоянной на длине каждого участка Дх
(рис. 5.39). Составляющие теплового потока от горячего воздуха к
стенкам, отнесенные к к+ 1 моменту
Qi=aB,f (4У ~ ^+1) ДхДт; Qn = aB,,. (4д - £,?) ДхДт.
Каждый из них в свою очередь состоит из: Qr——
— t*) ДхДт — количества тепла, ушедшего за время Дт с
139
участка Дх внешней обшивки в пограничный слой; Q2=
2/*+’ + ^+})В1Дт:
=/!---------------------теплового потока вдоль наружной
Дх
обшивки; Q3= cp^j ($+1 — tKf) Дх — изменения теплосодержания эле'
ментарного участка обшивки за время Дт. Обозначения /*+1 и ti
имеют тот же смысл, что и в предыдущей задаче. По аналогии
для внутренней обшивки будем иметь: вместо а; — а2.< вместо
£+l — /2л1 и т. д. (рис. 5.39).
Сумма всех этих составляющих равна количеству тепла, теряе-
мого за время Дт на длине Дх потоком горячего воздуха
AQ=Qi + Qn = Gnc//^-^+i) Дт,	(5.23)
где Gn — расход горячего воздуха на 1 погонный метр по размаху.
Подставляя в это уравнение приведенные выше выражения и ре-
шая его относительно температуры ^в+/+1, получаем рекуррентную
формулу для расчета температуры горячего воздуха по длине ка-
нала
^+1=d-KJO/J® +(Кх,£ +
-j-срД (tKi+1 — /) Дх/Дт,	(5.24)
где Ki,г и Ku,i — коэффициенты теплопередачи в точке i от горяче-
го воздуха соответственно наружу и внутрь Ki=Ki,i+Kn.i- Темпера-
тура стенок во всех точках в начальный момент (при т=0) должна
быть задана. Об определении температуры горячего воздуха во
входном сечений (i=0) в зависимости от времени, С*) сказано
ниже.
Неизвестные пока температуры $+1 и определяем в первом
приближении без учета перетекания тепла, т. е. как для одномерно-
го поля
£+1 =	и £+/ = Л1Ы. ?+'.	(5.25)
а; ’	а2>1-
Для решения точной двухмерной задачи (с учетом перетекания
тепла вдоль обшивки) составляем уравнения теплового баланса для
к+ 1 шага по времени отдельно для наружной и для внутренней об-
шивок и приводим их к виду уравнения (5.14)
Д.= 1, Bt=l, c.=2 + (aBii. + o/)^-+£^-	(5.26)
(5-27)
Л1&1 Л1ДТ
Полученную систему N уравнений типа (5.14) для i от 1 до N
также решаем методом прогонки, аналогично предыдущей задаче,
140
но в направлении шагов i. Прогоночные коэффициенты имеют тот
же вид, что (5.17), а коэффициенты и(0) и v(0) определяются из
уравнения теплового баланса в точке i=iO (рис. 5.39)
х (0)=------------------------
' '	Дх2	СР]Дх2
1+1^(“*о+о°) + ^м7
Дх2	. СР1ДХ2
577" (“в,о + «оА) + о-. Лт zo
V (0)=________-_________2Л1А* - 
Дх2	ср1Дх2
1+ад <ав,о + «о)+ 2Х1Дт
(5.28)
и коэффициенты x(7V) и v(/V) соответственно в точке i=N.
Совершенно аналогично получаем формулу и выполняем расчет
для внутренней обшивки. Если требуется более высокая точность
расчета* то с учетом полученных значении ti и г2.« уточняем
распределение по длине канала, после чего выполняем расчет
значений А и и во втором приближении. Однако опыт расче-
тов показывает, что практически, как правило, достаточно первого
приближения.
Для определения температуры горячего воздуха во входном се-
чении канала необходимо определить в каждый момент времени
падение температуры в подводящих трубопроводах, от источника
горячего воздуха (от перекрывной заслонки) . Расчет температуры
воздуха по длине трубопроводов может быть выполнен по форму-
лам, аналогичным (5.24), где t, Ах, с, р, б относятся к соответствую-
щим элементарным отрезкам трубопровода, причем все члены, со-
держащие Дхтр, умножаются на периметр трубы Ртр, a ti — tz.i соот-
ветствует температуре стенок трубопровода, /трг-, /г* = 6,г— темпе-
ратура окружающей трубопровод среды и Ктр, — коэффициенту
теплопередачи от горячего воздуха в окружающую трубопровод
среду в сечении i. Если трубопровод теплоизолирован, то необходи-
мо учесть теплоемкость и тепловое сопротивление теплоизоляции.
Для более грубых расчетов можно воспользоваться формулой,
позволяющей сразу же определить температуру на дальнем конце
трубопровода, т. е. на входе в противообледенитель
(„	—твт X
1----Г~л	е	(5'29)
^тр “Г /\тр '
—	Сер
где GT₽—--------; /тр-—расчетная длина трубопровода; 7(тр— сред-
Ар/’тр
ний по длине трубопровода коэффициент теплопередачи; tcp — сред-
няя температура окружающей трубопровод среды; tB0 — температу-
-	^тр “Ь ^тр
ра воздуха на входе в трубопровод; темп нагрева rnR=-------------.
с рв
141
Если трубопровод тёплоизолирован, то при определении тв это
можно в первом приближении учесть, вводя в знаменатель этого
выражения член срИзбиз/2, а в знаменатель формулы для Ктр —
член биз/2«из*
Обе рассмотренные в настоящем параграфе задачи решались по-
ка без учета тепла на плавление и испарение льда на наружной
поверхности. С учетом указанных факторов задача получается не-
линейной и может решаться методом итераций на каждом шаге по'
времени. Или же, если пренебречь теплотой плавления, можно ап-
проксимировать зависимость упругости водяных паров от темпера-
туры полиномом второй степени и таким образом применить форму-
лу для расчета температуры влажной поверхности, исходя из
температуры сухой поверхности, как это показано в (5.5), что не-
сколько упростит программу расчета. Наконец, программа еще
более упростится, если такой пересчет делать не на каждом шаге по
времени, а лишь в конце расчетного времени, что для практических
расчетов обычно вполне приемлемо.
Таким образом, порядок расчета будет следующим. Для конца
каждого расчетного интервала времени Дт.
1)	определяем температуру горячего воздуха на входе в канал
противообледенителя;
2)	рассчитываем распределение температуры горячего воздуха
по длине канала, &+1, определяя в первом приближении темпе-
ратуру обшивок tKi+1 и /гд1 без учета перетекания тепла вдоль
них;
3)	вычисляем массивы коэффициентов (5.26), величин (5.27) и
прогоночных коэффициентов (5.17), после чего рассчитываем рас-
пределение температур во всех точках i по длине одной обшивки,
затем другой;
4)	исходя из полученных температур, выполняем, при необходи-
мости, более точный расчет температур /в/4"1 затем определяем
температуру обшивок во втором приближении.
Весь расчет повторяется для следующего интервала времени
и т. д. — до конца решения.
Глава VI. СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ СМОТРОВЫХ СТЕКОЛ
Безопасность полетов, особенно в сложных метеорологических
условиях, а также при посадке в значительной степени зависит от
надежной и высокоэффективной защиты смотровых стекол
фонаря.
Прозрачность стекол в полете может быть нарушена в следую-
щих случаях:
при полете в среде, содержащей переохлажденные капли воды;
при резком снижении самолета, когда поверхности стекол име-
ют более низкую температуру, чем окружающий воздух, тогда на
142
•поверхности стекол возможно образование тонкого слоя льда
из-за конденсации водяных паров и последующего замерзания
влаги. Обычно такой вид обледенения не влияет на аэродинамиче-
ские характеристики летательного аппарата, но видимость через
стекла резко ухудшается;
при полете в условиях дождя, снегопада;
три запотевании в случае низкой температуры воздуха в каби-
не, при обмерзании внутренней поверхности стекол, вследствие
высокой влажности
воздуха в герметиче-
ских кабинах и сниже-
нии температуры на
поверхности стекол ни-
же точки росы (рис.
6.1).
Температура на ос-
теклении зависит от
температуры окружа-
ющей среды, аэродина-
мического нагрева, сол-
нечной радиации и тем-
пературы в кабине. Ос-
текление фонарей рас-
считывается обычно на
Рис. 6.1. Зависимость точки росы от темпера-
туры и относительной влажности воздуха в ка-
бине
высокие перепады давлений, большие термические напряжения,
кинетический нагрев, изменение давления в кабине, равно как
ударные воздействия при столкновении с птицами.
Наряду с обычными требованиями к ПОС остеклению предъяв-
ляются дополнительные требования — противообледенители не
должны уменьшать прозрачность стекол, механическую прочность,
а также не должны ухудшать самочувствие человека. С наружной
стороны защищаются от обледенения обычно только лобовые стек-
ла (стекла, попадающие в область улавливания капель фюзеля-
жа). С .внутренней стороны защищаются от запотевания почти все
стекла, включая и иллюминаторы пассажирской кабины.
Лобовые стекла фонарей современных самолетов, особенно
сверхзвуковых, летающих на малых высотах, состоят из трех и бо-
лее слоев. Внешний слой служит для защиты от воздействий высо-
ких температур (иногда, доходящих до 300° С) и теплового удара.
Изготовляется из высокопрочного закаленного стекла, из кварца
или силикатного стекла. Промежуточный слой может быть проч-
ным несущим, выполняется из алюмосиликатного стекла, способно-
го выдерживать температурные изменения в интервале от +200 до
-—80° С. Внутреннее стекло может изготовляться как из силикатно-
го стекла, так и из органического. В последнем случае для повыше-
ния абразивостойкости внутренней поверхности часто применяют
дополнительный слой силикатного стекла. Слои склеивают между
1
143
собой эластичными прослойками (например, из поливинилбутнра-
ла), служащими одновременно для повышения ударной прочности
стекла и тепловой изоляции. Поскольку стекло по своей природе
является хрупким материалом и может серьезно повреждаться при
резких изменениях температуры, а также при деформации крепле-
ния, очевидно, следует предполагать более широкое использование
Рис. 6.2. Жидкостно-химическая и меха-
ническая системы лобового стекла:
1 — дворник, 2 — гидропривод дворника, 3 —
жидкостной коллектор
пластиков (например, акрила).
В любом случае является ли
оно по своей природе стеклом
или пластиком весь пакет об-
ладает неодинаковыми свойст-
вами, что приходится учиты-
вать при проектировании про-
тивообледенительных уст-
ройств.
Наиболее эффективным
способом защиты смотровых
стекол от обледенения и запо-
тевания является тепловой спо-
соб. Одновременно с тепловой
защитой на современных само-
летах при посадке в условиях
дождя или снегопада на смот-
ровых стеклах могут использо-
ваться	комбинированная —
жидкостно-химическая и меха-
ническая системы (рис. 6.2).
В качестве рабочей жидкости в последнем случае применяют
спирт, который системой под давлением 0,25-105—0,3-105Н/м2 пода-
ют в распределительные коллекторы остекления и через отверстия
в них — на защищаемую поверхность. Одновременно с подачей жид-
кости осуществляется равномерное движение специальных скреб-
ков— «дворников» механически удаляющих избыток влаги. Как
уже отмечалось ранее, принцип работы такой системы основан на
понижении температуры замерзания смеси спирта и осаждающей-
ся на поверхности влаги, на механическом ее смывании с защищае-
мой поверхности. Система — профилактическая. Ей свойственны
недостатки — пожарная опасность, зависимость времени действия
от запаса противообледенительной жидкости, ухудшение видимости
через остекления при работе системы, неэффективность при обра-
зовавшемся обледенении.
Смотровые стекла от обледенения можно защищать горячим
воздухом несколькими способами (рис. 6.3): обдувом со стороны
внутренней поверхности, со стороны наружной поверхности
(струйная защита) и пропусканием горячего воздуха в межпанель-
ную 'прослойку. Защита I конструктивно проста, не ухудшает оп-
тические свойства, но требует больших расходов воздуха из-за
144
незначительной теплоотдачи стеклу. При увеличении толщины
стекла защита от обледенения может не обеспечиваться. Увеличе-
ние температурных перепадов между поверхностью стекла и окру-
жающим воздухом до 30° потребует при этом способе увеличения
температуры нагретого воздуха до 200—220° С, что может вызвать
недопустимо большие температурные напряжения на стекле и не-
приемлемо из-за ухудшения физиологических условий для членов
экипажа. Обогрев по этой схеме применяют главным образом, для
защиты остекления от запотевания наряду с противообледенитель-
Рис. 6.3. Схемы обогрева смотровых стекол воздухом:
I —- свободной струей со стороны кабины; // — подачей горячего воздуха в межпанельную
прослойку; III — свободной струей со стороны кабины при изолированной межпанельной
прослойке; IV — струей со стороны наружной поверхности (струйная защита ,стекол); 1, 6 —
коллектор горячего воздуха; 2— наружная панель стекла; 3 — внутренняя панель; 4— сили-
кагелевый патрон для осушения воздуха; 5—межпанельное пространство; 7 — плоское соп-
ло коллектора горячего воздуха
ными системами. Автономно используется для защиты от запоте-
вания пассажирских иллюминаторов. При сочетании с изолирован-
ной межпанельной прослойкой (рис. 6.3, III), увеличивающей
термоизоляцию стекла, система требует сравнительно небольшие
подачи воздуха.
Преимущества защиты остекления по схеме II — относительно
малый расход воздуха. В отдельных случаях в межстекольное
пространство можно подавать охлаждающий воздух (при сверх-
звуковом полете). Возможность обеспечения выхода отработанно-
го воздуха в атмосферу (сообщение с атмосферой в нерабочем
состоянии системы разгружает наружную панель от перепада дав-
лений между гермокабиной и атмосферой)- Недостатки способа —
вследствие движения горячего воздуха с большой скоростью, по-
верхности панелей стекла электризуются и собирают пыль. Для
периодической очистки поверхностей внутреннюю панель стекла
приходится делать съемной, таким образом, конструкция остекле-
6—1845
145
ния оказывается более сложной. Наличие двух панелей, т. е. не-
скольких преломляющих свет поверхностей ухудшает оптические
свойства стекла. Система защиты эффективна только в случае, ког-
да толщина наружной панели сравнительно небольшая. В против-
ном случае из-за высокой температуры рабочего воздуха возможны
значительные температурные напряжения.
Струйная защита стекол. Горячий воздух подается на наруж-
ную поверхность стекла из плоского сопла, расположенного перед
передней кромкой стекла (см. рис. 6.3, IV). При этом создается
воздушный заслон набегающему потоку, оказывающий механиче-
ское и тепловое воздействие на пленку воды, образующуюся на
поверхности в результате оседания на нее капель при полете в
условиях обледенения или дождя. Вода при этом частично сдува-
ется, частично испаряется, в результате обеспечиваются эффектив-
ная защита от обледенения и достаточная видимость черев остек-
ления. Основным недостатком, препятствующим широкому распро-
странению струйной защиты, является большой расход горячего
воздуха.
Приближенный расчет температуры .поверхности и расхода
воздуха для струйной защиты стекол. Эффективность струйной
защиты определяется температурой и скоростью струи. Количест-
во воды, испаряемой с единицы поверхности в секунду:
q 6, 622а Сп.вл г'о
ср Ро
где еп. вл — упругость насыщенного пара при температуре влажной
поверхности стекла.
Упругость насыщенного пара при температуре струи, Атр, с
учетом относительной влажности еСтр(р = ₽о. Следовательно, при
увеличении температуры в струе возрастает разность еп. Вл—е0 и,
соответственно, количество испаряемой воды- Аналогичный эффект
получается и при увеличении скорости воздуха в струе, так как при
этом возрастает теплоотдача, растет температура на поверхности '
•и, следовательно, увеличивается интенсивность испарения. Наря-
ду с этими факторами повышение температуры пленки воды
уменьшает ее вязкость и благоприятствует сдуву ее струей воздуха.
В области смешения воздух, вытекающий из сопла, ведет себя
как пристеночная струя, скорость и температура которой связаны
между собой определенным соотношением и зависят от расстояния
до среза сопла.
Лк-^о. .^QJ2 =3,5 /'—У'"5 ,
Т'вых То	Гвух — Vo \ h /
где — Тп, Vs — температура поверхности стекла и скорость возду-
ха в струе на расстоянии от среза сопла; Гвых, Квых— темпера-
тура и скорость воздуха в струе на выходе из сопла; То, Vo — тем-
пература и скорость набегающего потока воздуха; S — расстояние
вдоль поверхности от среза сопла; h — ширина щели плоского
сопла.
146
С учетом испарения пленки воды, температура влажной поверх-
/ —л 0,622г е„.вл — е0
НОСТИ. бинл Ai.cyx
СР
Ро
где /п. сух — температура сухой, поверхности стекла; г — теплота
парообразования в Дж/кг; еп. вл и е0 —упругости водяного пара
при температурах влажной поверхности и набегающего потока;
Ро — давление окружающего воздуха.
Характер изменения температуры по-
верхности стекла при струйной защите
приведен на рис. 6.4.
Из предыдущей формулы следует, что
температурный перепад в струе воздуха
тем выше, чем больше скорость истече-
ния воздуха из сопла. Следовательно,
эффективность струйной защиты выше
всего при критическом истечении, а зона
действия при этом зависит от расхода
горячего воздуха, т. е. фактически от ве-
личины h\. Массовый расход воздуха
(кг/с) при звуковом истечении из пло-
ского сопла длиной I
Рис. 6.4. Изменение тем-
пературы поверхности
при струйной защите
стекла
О— 4,08 • 10-2аЛ7У Л„1Х=4,08 • 10-2АД ' Tmhl,
где рп — полное давление воздуха перед соплом в Н/м2, F—пло-
щадь щели сопла в м.
Решая это уравнение совместно с выражением для температуры
поверхности, можно определить расход горячего воздуха:
0^0,7=3,33- 10-WV Гвых
' Vs.
Твых Тд/
Например, при Д7'=7'п — 7'о=ЗО° С; t0— •—20° С; /вых = 200°С; рп = 2-105 Н/м\
чтобы обеспечить защиту от обледенения стекла высотой 5=0,5 м (от среза соп-
ла), требуется расход горячего воздуха 6=0,285 кг/с-м« 1000 кг/ч-м.
Электротепловые системы
На современных самолетах противообледенительные системы
стекол, как правило, электротепловые. Однако, наряду с ними ча-
сто дополнительно применяют и другие системы: воздушно-тепло-
вую—для борьбы с запотеванием внутренних поверхностей, жид-
костно-химическую в сочетании с механической при посадке —в
условиях дождя и снегопада. Электротепловые системы потребля-
ют при своей работе большие мощности, поэтому, как правило, их
включают при опасности обледенения.
Токопроводящий элемент наносят на внутреннюю поверхность
наружной панели стекла (для защиты от обледенения, при незна-
6*
147
чительных толщинах стекла для одновременной защиты и от запо-
тевания) и внутренней панели стекла (для защиты от запотева-
ния) (рис. 6.5).
Иногда, особенно при сложной геометрической форме стекла,
пленку наносят на наружную поверхность.
В качестве токопроводящего элемента применяют или оксидные
пленки (из окиси олова), или металлическую пленку (из золота
или из золота и висмута). К двум противоположным сторонам
Рис. 6.5. Электрообогревае-
мые стекла:
а) защита от обледенения и за-
потевания; б) защита от запо-
тевания; 1 — внешняя панель
стекла; 2 — токопроводящая
пленка; 3 — эластичная прослой-
ка; 4 — внутренняя панель стек-
ла
токопроводящего слоя специальным
способом наклеивают металлические
токераспределительные шины. Сопро-
тивление нагревательного элемента, а,
следовательно, и мощность, потребная
для защиты, определяются размерами
(площадью) токопроводящего слоя и
его толщиной. Равномерность нагрева
обеспечивается соответствующим рас-
положением токораспределительных
шин и изменением удельного сопротив-
ления пленки. Обычно удельное сопро-
топроницаемости. При этом
тивление токопроводящих пленок
лежит в пределах 6—40 Ом/.квадрат *,
поскольку установлено, что именно та-
кие пленки характеризуются наилуч-
шим сочетанием электрических харак-
теристик, физической стойкости и све-
пленки имеют бледно-соломенный от-
тенок, а светопроницаемость стекла снижается на 15—30%. Такой
оттенок несколько снижает блики в кабине, не вызывает поляриза-
ционных или интерференционных эффектов. Кроме того токопрово-
дящая пленка обладает свойством отражать инфракрасное излуче-
ние, что важно для защиты от солнечной радиации, особенно на
больших высотах. Например, при толщине пленки, соответствую-
щей 5 Ом/кв, отражается до 45—70%, при более тонких пленках
порядка 25 Ом/кв до 20—40% излучения.
Обычные покрытия оксидного типа наносят на поверхность
стекла методом напыления при температурах порядка 550—600° С,
что вообще исключает применение этого метода для пластиков.
Следует отметить также, что оксидные пленки обладают большим
удельным сопротивлением и поэтому требуют питания с повышен-
ным напряжением.
* Токопроводящие свойства характеризуются сопротивлением элемента, имею-
щего квадратную форму, которое не зависит от размера квадрата, так как изме-
нение ширины квадрата в равной степени изменяет и его длину. Это удельное
•сопротивление выражается в омах на квадрат и его численное значение является
мерой электропроводности данной пленки.
148
Безокисные металлические токопроводящие пленки получают
методом напыления металла при испарении его в условиях глубо-
кого вакуума и сравнительно небольшой температуры, что обеспе-
чивает возможность напылений пленок на органических стеклах,
позволяет получать большие градиенты сопротивлений и, соответ-
ственно, наносить пленку на стекла, имеющие сложную форму. По
сравнению с оксидными пленками, металлические токопроводящие
пленки для питания требуют меньших напряжений, составляющих
половину или треть напряжения питания первых. И, фактически,
для них используются обычное бортовое напряжение, что умень-
шает опасность электростатического пробоя и утечки электричест-
ва, особенно на больших высотах.
Рис. 6.6. Зависимость потребной Рис. 6.7. Распределение температуры
удельной мощности для защиты по поверхности обогреваемого стекла
от обледенения смотровых стекол
от скорости полета
Сопротивление всего нагревательного элемента выбирают из
расчета выделения потребного для защиты количества тепла, ко-
торое в свою очередь определяют тепловым расчетом системы. На
рис. 6.6 приведена зависимость потребной удельной мощности для
защиты от обледенения применяемых на практике стекол от ско-
рости полета. В соответствии с конструкцией нагревательного эле-
мента и наличием торцевых тепловых потерь при нагреве стекла
на его поверхности возникает неравномерное температурное поле
(рис. 6.7). В результате неравномерности температуры (по толщи-
не стекол, особенно толстых, температурный градиент также
может достигать больших значений) стекло испытывает большие
напряжения.
Как правило, тепловой расчет системы проводят для наиболее
тяжелого случая. Рассчитанная потребная для защиты от обледе-
нения мощность в более легких случаях (особенно при включении
без обдува стекол, например для проверки на земле) может ока-
заться избыточной, что приведет к перегреву стекла. Учитывая то,
что связующая стекла эластичная прослойка, например, из поли-
винилбутирала имеет обычно не высокую предельную температуру
6*—1845
149
('при температуре немного больше 100° в ней образуются мелкие
пузыри, теряется прозрачность) необходимо регулировать темпе-
ратуру. Поэтому под нагревательный элемент в эластичную про-
слойку встраивают полупроводниковый термодатчик (термистор),
управляющий работой автомата (рис. 6.8). При достижении опре-
деленной температуры автоматически выключается питание нагре-
вательного элемента.
Термистор (рис. 6.9), который как все полупроводники имеет
отрицательный температурный коэффициент (т. е. при повышении
Рис. 6.8. Схема системы электрообогрева
смотровых стекол:
ТЭР — термоэлектрический регулятор, К — кон-
тактор, АТ — автотрансформатор, 1 — полупро-
водниковый датчик температуры (термистор),
2 — запасной датчик температуры, 3 нагре-
вательный элемент
температуры его сопротивле-
ние падает) включен по схеме
короткозамкнутого моста, дру-
гими плечами которого явля-
ются сопротивление обмотки
поляризованного реле и регу-
лировочное сопротивление.
Сопротивление 7?р обычно вы-
бирают из расчета обеспече-
ния рабочей температуры на-
гревательного элемента, не
превышающей 50—60° С.
Работа системы. При
включении обогрева в случае
обледенения смотровых стекол,
из-за отрицательной темпера-
туры окружающего воздуха,
сопротивление Ат значительно
больше /?р. Мост оказывается
разбалансированным, т. е. в
диагонали моста потечет ток, и значит токи в обмотках поляризо-
ванного реле 7?i и 7?п будут не равны. Результирующий магнитный
поток замыкает контакты реле, которые включают контактор в це-
пи питания нагревательного элемента стекла. Как видно из схемы,
автомат обогрева стекла ТЭР имеет три канала (для автономного
регулирования температуры трех смотровых стекол). Температура
поверхности каждого из них может отличаться из-за различного
положения их по отношению к набегающему потоку. По мере ро-
ста температуры сопротивление термистора будет уменьшаться и
в конце концов сравняется с установленным регулировочным со-
противлением. Мост уравновесится при рабочей температуре (на
температурной характеристике в точке А). При дальнейшем росте
температуры сопротивление RT станет меньше, АР, в диагонали мо-
ста появится ток обратного знака и реле выключится, обесточивая
при этом управляющую обмотку контактора, питание нагреватель-
ного элемента выключится и стекло начнет остывать. Аналогичный
процесс регулирования температуры будет протекать дальше, пе-
риодически включая или выключая напряжения питания. Питание
нагревательных элементов типа оксидных пленок, обладающих
150
большим удельным сопротивлением, осуществляется переменным
током 208 В 400 Гц, которое обычно получают с помощью авто-
трансформатора, имеющего несколько выводов с различным напря-
жением, позволяющего по мере старения пленки (увеличения ее
сопротивления) повышать напряжение питания. Принимая во вни-
мание, что после включения обогрева в стекле возникают значи-
Рис. 6.9. К принципу регулирования температуры смотровых стекол:
а) характеристика термистора и схема равновесного моста, б) температурная характеристи-
ка электрообогреваемого стекла; /?ц — сопротивление обмоток поляризованного реле;
—сопротивление термистора; 7?р—регулировочное сопротивление, I — температурная ха-
рактеристика при включении обогрева в условиях сравнительно небольших перепадов тем-
ператур, // — то же прн включении обогрева при низкой температуре окружающей среды,
'	Ti — время задержки обогрева
тельные температурные градиенты и, соответственно, большие на-
пряжения, для защиты стекла от разрушения применяют ступенча-
тое включение обогрева (кривая П).
Однако более перспективным является метод регулирования
нагрева плавным изменением мощности, например, отсечением
части синусоида переменного тока (рис. 6.10).
(р=0~ полная
мощность
нагрева.
Ф = Я72-507о
мощности
Рис. 6.10. Регулирование мощности нагрева отсечением части синусоиды перемен-
ного тока в соответствии с условиями обледенения
В соответствии с температурой окружающего воздуха и усло-
виями обледенения управляемым полупроводниковым вентилем
сдвигаются фазы и соответственно изменяются мощности питания-
В процессе регулирования изменения температуры обычно лежат
в пределах 2—3° С. Пределы регулирования определяют с одной
стороны .материалом датчика и чувствительностью поляризованно-
6**
151
го реле, с другой — местом установки датчика. Чтобы не затенять
поле зрения,.температурный датчик устанавливают в периферий-
ной части стекла. При выборе места установки его необходимо
учитывать поле температуры. Датчик (см. рис. 6.7) может ока-
заться в области низких температур. Отсюда следует, что регулг:-
ровать температуру необходимо с учетом температурной разницы
между центральной частью стекла и местом установки датчика.
Приближенный расчет температуры и времени
нагрева стекла
Рассмотрим установившийся теплообмен между стеклом и окружающей сре-
дой для случая, когда
нагревательный элемент встроен в стекло (рис. 6.11).
Очевидно, что удельное количество тепла, выделяе-
мое нагревательным элементом, создает тепловые пото-
ки qK и <7ВН: <7 = <7н + <7вн, которые в свою очередь равны
qB = K(tm— tB), <7вн = Квн-(tm — где tm—средняя
температура*эластичного слоя, соприкасающегося с на-
гревательным элементом; tK — температура воздуха в
кабине.
1
Коэффициенты теплопередачи /< =----------------->
Г/И + б;/X.
1
Квк =	-;— , где Й! и 62 — толщина вне-
1/авн +
шней и внутренней панелей стекла; Z— теплопровод-
_ ность стекла.
Для оценки средней величины теплового потока, ухо-
дящего с внешней поверхности путем конвекции, необхо-
димо определить коэффициент теплоотдачи а.
В большинстве случаев а можно рассчитать с доста-
точной точностью, считая, что ламинарное течение суще-
ствует до значений Re = 0,5-105. Далее течение стано-
вится турбулентным. Место расположения точек начала
и конца перехода от ламинарного к турбулентному ре-
жиму должно определяться от застойной (критической)
точки тела, в которое описаны рассматриваемые поверх-
ности.
Рис. 6.11. К тепло-
вому расчету элек-
трообогреваемого
стекла
Если смотровые стекла выполнены в виде плоских поверхностей, установлен-
ных под углом (ц к набегающему потоку воздуха, то местные коэффициенты теп-
лоотдачи для них а = 4,4-10—4 (_paVi)°’8ISc’2 [1 +0,4 (tg Д2’75],
где V] — местная скорость; Pq — давление воздуха в невозмущенном потоке;
S— расстояние по обводу от критической точки до рассматриваемой точки по-
верхности.
Если поверхность остекления представляет собой правильный конус, то сред-
ние коэффициенты теплоотдачи а=6,33-lO4(poVo)°’8/S0,2.
Для эллипсоида в передней точке а=2,46-1О-2УроРо/Д где D — диаметр
эквивалентной сферы, вписанный в носок фюзеляжа. На остальной поверхности —
по предыдущей формуле.
Для случая цилиндрической поверхности, установленной параллельно набе-
гающему потоку воздуха, на коэффициенты теплоотдачи будет оказывать влияние
кривизна тела в плоскости, перпендикулярной направлению потока. Однако
152
в первом приближении коэффициенты теплоотдачи для такого тела можно рас-
считать как для плоской пластины.
qv + Kto
Температура в плоскости нагревательного элемента tm —------------ , tm —
К
_ #вн ~ ~ А внА<
/<ВН
,Q н -Ь Л7о ?вн +
Приравниваем правые части полученных равенств: ---------=--------------,
К	Kim
откуда определяем значение qs, заменив значения qBH на q — qH. После неслож-
„	„ qK + ККкк (К — to)	qK — ККыЛК — t0)
ных преобразовании qH =---------——-------------- ; tfBH =--- -------------- .
А ’г* Авн	А + АВн
Зная тепловые потоки qB и qBa можно определить температуру внешней и внут-
ренней поверхностей стекла tn— t0=qnla, /п.вн — /к = ?вп/аБН.
Полученные значения температур не учитывают аэродинамического нагрева
и потерь тепла на испарение воды. Для определения истинной температуры не-
обходимо при вычислении qs вместо /с подставить Zo+O,85VB2/2qCpJ, а  затем
определить по пакетным уравнениям Д.сух и /П.БЛ.
- Для определения эффективности противообледенительной системы большое
значение имеет время нагрева стекла. Изменение по времени температурного пе-
репада между температурой поверхности и окружающим воздухом можно с до-
статочной точностью для практического использования представить в виде:
А/ = qH!a (1 — Ф8 г/ 4«т ),
где а — коэффициент температуропроводности; Ф(б/У4ат)—функция Крампа.
а)
Рис. 6.12. Изменение температурного перепада:
а) на внешней поверхности при нагреве стекла; б) температурное поле по Толщине стекла
в различные моменты времени
Для стекол, имеющих большую толщину, значение функции Крампа в тече-
ние длительного времени остается близким к единице и температурные перепады
приближаются к нулю. Это означает, что в толстых стеклах нагревательный эле-
мент в виде токопроводящей пленки, расположенной вблизи наружной поверхно-
сти, не может предохранить внутреннюю поверхность от запотевания. На рис. 6 12
приведены характеристики изменения перепада температур на наружной поверх-
ности и температурное поле по толщине электрообогреваемого стекла.
153
Глава VII. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
АНАЛИЗ ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ СХЕМ
>В связи с широким использованием для самолетов турбовинто-
вых двигателей, задача эффективной защиты воздушных винтов от
обледенения занимает одно ив первых мест при решении проблемы
обеспечения безопасности
полетов. Поэтому основное
требование к системе защи-
ты — обеспечение непрерыв-
ной работы силовой уста-
новки при всех возможных
условиях обледенения. При
Рис. 7.1. К определению скорости воз-
душного потока у лопасти воздушного
винта:
^л. Ко —скорость полета самолета; ЛпД'30 —
окружная скорость элемента лопасти, отстоя-
щего от оси вращения на расстоянии 7?
проектировании системы
приходится иметь в виду
следующие особенности:
защищается вращающе-
еся тело, отсюда основная
трудность — сложность пе-
редачи энергии к потреби-
телю, тем более, если приходится передавать большие мощности;
лопасти воздушного винта относительно втулки могут изменять
свое положение в полете.
Угол установки лопасти может меняться, ib диапазоне 90° (<р=
=0°— угол установки при запуске двигателя, т. е. угол минималь-
ного сопротивления вращению винта, <р^42°—>рабочие углы уста-
новки лопастей и <рфЛ~85°— угол флюгера, т. е. угол, при котором
лопасти невращающегося винта создают наименьшее сопротивле-
ние полету самолета), поэтому необходимо решать вопрос о пере-
даче энергии <со втулки на лопасти винта;
конструктивно элементы воздушного винта имеют малые гео-
метрические размеры, малые свободные внутренние объемы-
Выбор зоны защиты. При анализе картины обледенения воз-
душного винта было отмечено, что в защите от обледенения нужда-
ются и лопасти, и обтекатель корпуса. По длине лопасти скорость
воздуха, являющаяся результирующей окружной скорости и ско-
рости полета самолета По (рис. 7.1), увеличивается пропорцио-
нально радиусу вращения и на концах лопасти достигает значений,
при которых становятся 'существенными такие факторы как:
аэродинамическое нагревание поверхности до- положительных
температур (рис. 7.2);
самосбрасывание образовавшегося льда, вследствие воздейст-
вия результирующей всех элементарных, главным образом, цент-
робежных сил;
вибрация концов лопастей.
154
Совокупное действие этих факторов предотвращает обледене-
ние концов лопастей и делает достаточной защиту на длине, соот-
ветствующей 0,6—0,7 Г (рис. 7.3).
Учитывая малые геометрические размеры профиля лопасти (по
сравнению, например, с крыльевым профилем) и большие местные
скорости воздуха, при которых коэффициент захвата капель уве-
лииивается до £=0,8—0,85, ширину зоны защиты принимают рав-
ной, примерно, 20% хорды *. Обтекатель корпуса винта можно за-
щищать в зависимости от режимов полета самолета по длине,
включающей узлы установки лопастей.
Рис. 7.2. Распределение количества теп-
ла, выделяемого в пограничном слое
в результате аэродинамического нагрева,
по длине лопасти воздушного винта
0,6-0,7
20’/. хорды
Рис. 7.3. Область защиты лопасти воз-
душного винта
Воздушные винты можно защищать двояко: либо предотвра-
щением обледенения защищаемой поверхности, либо периодиче-
ским удалением образующегося льда. В последнем случае при
работе циклических противообледенительных систем на лопастях
допускается толщина льда не более 6^3 мм.
Для защиты воздушных винтов могут быть использованы фи-
зико-химические и тепловые методы. Получившая в свое время
большое распространение жидкостная система из-за малой эффек-
тивности и остальных присущих ей недостатков в настоящее время
на воздушных винтах бесперспективна.
Тепловой метод защиты воздушных винтов следует признать
наиболее эффективным, простым и надежным. В качестве теплоно-
сителя может быть использован горячий воздух, источник которо-
го— компрессор, расположен рядом. Но при этом необходимо
иметь или пустотелую лопасть, или делать в лопасти специальный
канал для прохода'горячего воздуха, что пока связано с производ-
ственными трудностями.
* В каждом конкретном случае размеры зоны защиты уточняют или расче-
том или экспериментальной проверкой в условиях обледенения.
155
Коллекторные узлы для передачи горячего воздуха к рабочим
поверхностям также имеют более сложные конструктивные реше-
ния.
Электротепловые противообледенительные системы. Для защи-
ты воздушных винтов в настоящее время в подавляющем большин-
стве случаев применяют электротепловые ПОС, чаще всего — цик-
лического действия. Это обусловлено сравнительной простотой пе-
редачи электрической энергии на винт и лопасти, компактностью
нагревательных элементов и несложностью их установки на защи-
щаемых поверхностях, а также высоким к. п. д., системы и эффек-
тивностью защиты. Циклический режим работы системы в данном
Рис. 7.4. Принципиальная схема электротепловой ПОС постоянного действия:
НЭ л, НЭо — нагревательные элементы лопастн и обтекателя корпуса винта; КУ—коллек-
торный узел для передачи электрической энергии на винт; 1 — токосъемник с контактными
щетками; 2 — контактные кольца токоприемника
случае дает не только известную экономию энергии, но и повышает
эффективность, благодаря значительным центробежным силам,
возникающим при работе впита, лед сбрасывается, как только
будут устранены силы сцепления его с поверхностью. При выборе
количества секций циклической ПОС воздушных винтов приходит-
ся руководствоваться необходимостью устранения возможности
появления аэродинамической асимметрии по отношению к само-
лету. Например, в случае решения вопроса защиты одного, итп
двух винтов следует проанализировать целесообразность выбора
циклического режима работы. Экономия энергии за счет усложне-
ния системы, увеличения ее массы в целом может быть и неоправ-
дана. Система питается от бортовых генераторов переменного и
постоянного тока, иногда от специальных генераторов, установлен-
ных на двигателе. При соосных винтах в принципе может приме-
няться автономный генератор, установленный непосредственно на
втулках винтов. На рис. 7.4 представлена типовая принципиальная
схема электротепловой ПОС постоянного действия в которой уп-
равление работой обеспечивается от сети постоянного тока, а си-
ловая часть системы от генератора переменного тока с напряжени-
ем 115 В 400 Гн: Такое решение в ПОС воздушных винтов позво-
ляет уменьшить массу силовых элементов, особенно основного
токопередающего коллектора, но требует более тщательной элект-
роизоляции. Включать систему можно автоматически при сраба-
тывании сигнализатора обледенения. Одновременно предусмотрена
156
возможность ее включения вручную с пульта управления летчика
(например, до входа в облачность). Коллекторный узел для пере-
дачи электрической энергии на винт выполнен в виде контактной
пары: токопрпемпых вращающихся вместе е винтом колец 2 и
скользящих по ним токоподводящих неподвижных контактных
щеток 1. Коллекторный узел (рис. 7.5) в такой системе является
наиболее напряженным энергетически и очень уязвимым элемен-
том. Любое нарушение контакта (например, попадание в коллек-
тор масла, гидросмеси из автоматических устройств винта) приво-
Рис. 7.5. Схема коллек-
торного узла воздушного
винта
Рис. 7.6. Общий вид коллекторного узла электротеп-
ловой ПОС воздушного винта:
1 — корпус токосъемника с контактными щетками и штеп-
сельным разъемом; 2— контактные кольца токоприемника;
3— текстолнтобые изоляционные шайбы; 4 — электропровод
нагревательных элементов лопасти и обтекателя корпуса
винга; 5, 6 — узлы крепления заднего диска обтекателя
винта
дит к отказу ПОС. В работающем состоянии, особенно когда
передаются большие мощности, возможно искрение в контактах;
что вызывает помехи при работе радиолокационных устройств на
самолете. Все это вместе взятое усложняет эксплуатацию системы.
Одновременно с этим сравнительно просто решается вопрос пере-
дачи электроэнергии с корпуса винта на лопасти: для обеспечения
поворота лопасти от ср0 до (рфЛ в комлевой части лопасти при под-
соединении электропровода к клеммам нагревательного элемента
оставляется запас длины в виде петли 3 (см. рис. 7.5). Общий вид
коллекторного узла электротепловой ПОС и конструкция корневой
части лопасти с креплением-электропроводов НЭ представлены на
рис. 7.6. 7.7.
В случае соосных винтов, когда источник электрической энер-
гии для ПОС будет расположен непосредственно на корпусе вин-
тов (статор генератора на одном винте, ротор — на другом) кол-
157
лекторный узел будет .нести ла себе только ток обмотки возбужде-
ния ('при использовании генератора с самовозбуждением — ток
управления включением системы), т. е. перестанет быть силовым
элементом, что значительно упрощает ПОС, уменьшает ее массу.
Очевидно основным препятствием для такого решения является
нежелательное увеличение массы винтов и некоторое ухудшение
их аэродинамических характеристик. При одинарном винте систе-
му применять нецелесообразно, т. к. частота вращения генератора
будет мала для получения иютребной мощности-
Рис. 7.7. Корневая часть ло-
пасти с креплением электро-
проводов НЭ:
1 —- обтекатель	лопасти; 2 —
электропровод по НЭ лопасти к
контактным кольцам коллектор-
ного узла; 3 — крепежный хомут
обтекателя; 4 — минусовая шнна
ЛЭ; 5—НЭ лопасти; 6 — ло-
пасть
Рис. 7.8. Нагревательный элемент лопасти:
I — размещение пакета на НЭ на внешней поверхности;
II — на внутренней поверхности; 1 — отфрезерованная
выемка защищаемой части поверхности лопасти; 2 —
оковка; 3 — тело лопасти; 4 — внутренняя электро- н теп-
лоизоляция и внешняя электро изоляция
Нагревательные элементы могут быть выполнены из металли-
ческой фольги, ленты из .нержавеющей стали зигзагообразной
конфигурации, ряда параллельных проволочек из высокоомных
материалов, различных токопроводящих пленок, получаемых ме-
тодом пламенного напыления, токопроводящей резины и других.
При выборе материала прежде всего исходят из условий компо-
новки, стремятся получить при максимальной прочности мини-
мальную высоту всего пакета и электрическое сопротивление обе-
спечивающее выделение потребной тепловой мощности. Потребная
удельная мощность в зависимости от режима работы системы и
расчетных условий может колебаться в пределах 10—24 кВт/м2.
Нагревательный элемент, как правило, размещается на внешней
поверхности (рис. 7.8, I). Внутреннее расположение (рис. 7.8, II)
хотя и обеспечивает защиту от разрушения, но технологически
сложное. При внешнем креплении на защищаемой поверхности
допасти выфрезеровы1вается выемка 1 на глубину, соответствую-
458
щую высоте пакета для сохранения формы профиля лопасти. В
пакет входят: внутренние тепловая и электрическая изоляция (до
5 слоев из стеклоткани, наклеиваемой на поверхности лопасти),
сам нагревательный элемент, чаще всего из листовой нержавею-
щей стали толщиной 0,1—0,12 мм (рис. 7.8) или параллельных
константановых проволочек диаметром 0,2—0,3 мм, внешний слой
электрической изоляции — также из стеклоткани, и металлической
OiKOBkh 2, которой пакет
закрывают (после проклеи-
вания слоев и пропитки из
эпоксидной смолы) для за-
щиты от повреждений и
увеличения механической
прочности. Толщина пакета
обычно не превышает 2—
5 мм.
Специфической особен-
ностью нагревательных эле-
ментов ПОС пульсирующего
действия воздушных винтов
является отсутствие тепло-
вого ножа, функции которо-
го на воздушных винтах вы-
полняют центробежные си-
лы. Электротепловую про-
тивообледенительную систе-
му пульсирующего действия
(рис. 7.9) применяют для
Рис. 7.9. Принципиальная схема электро-
тепловой ПОС циклического действия:
НЭ д и НЭс, — нагревательные элементы ло-
пасти и обтекателя; К — контактор; РК — рас-
пределительная коробка:	Г — генератор
ПМК — программный механизм
защиты воздушных винтов самолета с четырьмя турбовинтовыми
двигателями. Система имеет две поочередно включаемые секции,
в каждую из которых входят два симметрично расположенных воз-
душных винта. При диаметре винта, равном 4,5 м, в расчетном
режиме на один винт расходуется мощность от 6,5 до 8 кВт (на-
пример, для защиты лопастей — 6,5 кВт, для защиты обтекателя
корпуса винта — 1,5 кВт). Таким образом, при двух секциях в рас-
четном режиме потребляемая мощность ПОС составляет 13—
16 кВт. Управляют работой синхронно работающими программны-
ми механизмами ПМК (автономными для каждой консоли крыла).
В основном режиме при двух секциях очевидно время нагрева
Тнагр и время охлаждения т0Хл будут равны. При тн=20—30 с вре-
мя цикла тц=40—60 с. Как и вообще для всех ПОС пульсирующе-
го действия, в зависимости от условий обледенения (температуры
окружающего воздуха, интенсивности обледенения) в ПОС воздуш-
ных винтов для экономии энергии можно применять автоматиче-
ское регулирование времени нагрева и охлаждения секций. При
этом, если система была включена (перед входом в облачность)
вручную, после получения сигнала начала обледенения летчик мо-
жет переключить систему на режим автоматического регулирова-
159
пия. Следует однако заметить, что при проектировании такой си-
стемы также необходимо тщательно взвесить целесообразность ее
усложнения для экономии только мощности, которая в общем —то
балансе затрат по самолетным ПОС обычно невелик. В отличие от
других ГЮС (стационарных) систем воздушных винтов работает
в условиях, когда, практически, образование барьерного льда не
угрожает.
ОСОБЕННОСТИ ТЕПЛОВОГО РАСЧЕТА ТЕПЛОВЫХ ПОС
Анализируя физические процессы при обледенении, протекаю-
щие в пограничном слое вращающейся лопасти, поверхность кото-
рой нагревается, очевидно можно провести некоторую аналогию с
рассмотренными ранее условиями при обледенении крылевого про-
Рис. 7.10. Характер распределения расчет- Рис. 7.11. К выбору расчетных се-
мой скорости потока воздуха по длине ло-	чений по длине лопасти
пасти для различных Vo и п
филя. При этом для упрощения расчета ПОС можно пренебречь
индуктивной скоростью воздуха, возникающей при работе винта,
что будет равносильно некоторому увеличению воздушной скорости
и угла атаки, по сравнению с действительными. Основываясь на
этом, расчетную скорость для любого сечения лопасти (м/с) можно
определить из треугольника скоростей (см. рис. 7.1):
• Пл=КПоЯ2га2/?2,'900,
где Гл — расчетная скорость лопасти винта; п — частота вращения
винта, об/мин.; R— расстояние (радиус) от оси вращения до рас-
сматриваемого сечения лопасти, м; Го — скорость полета.
Характер распределения Гя по R для различных Го и п имеет
вид, показанный на рис. 7.10. Так как скорость воздушного потока
для каждого сечения лопасти имеет свое значение, определяемое
не только скоростью полета и оборотами винта, но и радиусом
рассматриваемого сечения, то расчет целесообразно производить
для сечений, располагаемых, начиная от комлевой части, на рас-
стоянии 150—200 мм друг от друга (рис. 7.11). Общая длина за-
160
щищаемого участка зависит от частоты вращения и аэродинамиче-
ских характеристик профиля. Так как расчет ведут от комлевой
части лопасти, то очевидно несложно определить крайнее сечение,
скорость обтекания которого будет равна 310—320 км/ч, т. е. будет
обеспечиваться нагревание поверхности, исключающее обледене-
ние. При этом, расчетную частоту вращения принимают равной
частоте вращения винта в крейсерском режиме полета самолета.
Рассматривая каждое сечение лопасти воздушного винта, можно.
Рис. 7.12. Эпюры распределения
давлений по типовому профилю
лопасти воздушного винта:
1 — <у=18°; 2 —q>=14°; 3 — <р=12°31';
4 — <f = 10°; 5 — ,<р=4°
Длина лопасти
Рис. 7.14. Распределение коэффициен-
тов теплоотдачи по длине лопасти
для различных чисел оборотов винта
и скорости полета самолета
Рис. 7.13. К выбору рас-
четных точек по сечению
лопасти
отметить следующее: лопасть винта имеет аэродинамический про-
филь, близкий к крыльевому профилю. На нем также имеется кри-
тическая точка, в районе которой наблюдается наиболее интенсив-
ное отложение льда. Характер обтекания профиля лопасти винта
(рис. 7.12) принципиально также мало отличается от обтекания
крыльевого профиля. Все это вместе взятое позволяет проводить
тепловой расчет противообледенителя воздушного винта по приве-
денной ранее методике. За расчетные точки профиля можно при-
нять точки, расположенные по обводу профиля на расстоянии 0,5;
10; 15 и 20% САХ (рис. 7.13). Из анализа эпюры распределения
давления по типовому профилю лопасти, полученной на основании
продувок его при различных углах атаки напрашивается вывод,
161
что области турбулентного пограничного слоя на профилях лопа-
стей воздушных винтов лежат ближе к носику профиля, чем на
крыльевых профилях. Отсюда полученные при расчете коэффици-
енты теплоотдачи всегда будут иметь по сравнению с крыльевыми
более высокие величины. На рис. 7.14 приведены зависимости
средних значений коэффициентов теплоотдачи по длине лопасти
для различных И и п.	"
Очевидно потери тепла на испарение воды с поверхности,
имеющей большие скорости, также будут выше. Для уменьшения
тепловых потерь в тело лопасти внутренние теплоизоляции нагре-
вательного элемента нужно выбирать с расчетом получения мак-
симального теплового сопротивления. Как было выяснено ранее, при
обледенении соосных винтов водность в струе, отбрасываемой пер-
вым винтом оказывается меньшей перед задним винтом. Ориенти-
ровочно можно принять, что .водность изменяется пропорционально
отношению скорости воздуха перед плоскостью переднего винта,
Кль и скорости КЛ2 за плоскостью винта, т. е. 1F2= Кл1/Кл2.
Общие методы расчета тепловых ПОС пульсирующего действия
•могут быть также использованы применительно к ПОС воздушных
винтов. Оптимизацию характеристик необходимо проводить с уче-
том получения минимальной потребной мощности и допустимой
для лопастей толщины льда, не превышающей 3—4 мм.
Глава VIII. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВЕРТОЛЕТОВ.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗОН ЗАЩИТЫ
Несмотря на то, что вертолеты в настоящее время получили
большое распространение как в гражданской, так и в военной ави-
ации, они не могут использоваться в плохую погоду, если не имеют
достаточно эффективной противообледенительной защиты. В пер-
вую очередь необходимо защищать наиболее жизненно важные аг-
Рис. 8.1. Зойы защиты от обледене-
ния
Рис. 8.2. Зависимость радиуса обледе-
нения лопастей несущего винта от тем-
пературы окружающей среды
162
регаты (вертолета: лопасти несущего и хвостового винтов, входные
части тоннелей воздухозаборников двигателей, носовые части несу-
щих поверхностей (стабилизатор, крыло малого удлинения), смот-
ровые стекла фонаря и датчики пилотажных приборов (рис. 8.1).
Втулка винта, несущая на себе агрегаты механизма управления
шагом и ограничители свеса лопастей, как правило, противообле-
денителя не имеют.’Защита от столкновения с переохлажденными
каплями практически достигается за счет совершенства конструк-
ции, исключающей, насколько это возможно, выступающие поверх-
ности, а в отдельных случаях применением дефлекторов или гиб-
ких резиновых чехлов. За исключением несущего винта размеры
Рис. 8.4. Зоны защиты по хорде:
а) лопасти несущего винта; б) хвостового вин-
та
Рис. 8.3. Зона защиты по длине лопа-
сти несущего винта
защищаемых поверхностей и расчетных случаев выбирают с уче-
том особенностей полетных режимов вертолета, и обычно, при
этом используют те же самые моторы.
Точное определение размеров защищаемой поверхности на ло-
пастях несущего винта для каждого типа вертолета сопряжено с
большими трудностями, обусловленными сложностью аэродинами-
ки несущих винтов, возможностью срывов потоков на лопастях.
Поэтому при выборе зон защиты используют результаты экспери-
ментов и опыт, накопленный при эксплуатации аналогичных про-
тивообледенительных систем. Учитывая то, что горизонтальная
скорость полета вертолетов относительно невелика, а сам несущий
винт имеет небольшие окружные скорости, т. е. кинетический на-
грев существенного влияния на температуру поверхности не оказы-
вает (рис. 8.2) принято обеспечивать защиту лопасти или по всей
длине, или начиная от 1/3 7? (так как в районе комля лопасти интен-
сивность обледенения мала) (рис. 8.3). По хорде защищают толь-
ко передние части лопастей винтов. Защита хвостовой части лопа-
стей несущего винта, подвергающихся обледенению при горизон-
тальном полете вертолета, практически почти неосуществима,
во-первых, из-за трудности установки рабочего элемента противо-
обледенителя при малой строительной высоте в области задней
163
кромки и, во-вторых, мало рациональна: установка рабочего эле-
мента несколько утяжелит заднюю кромку, что может вызвать сме-
щение центровки лопасти назад и вследствие этого появление
флаттера. Чтобы уменьшить возможность обледенения задней
кромки лопастей несущего винта, обычно ограничивают макси-
мальные скорости горизонтального полета вертолетов в условиях
обледенения.
Величина защищаемой зоны на верхней и нижней поверхностях
лопастей несущего винта вертолетов в соответствии с картиной
льдообразования неодинакова. На верхней поверхности защищает-
ся, как правило, 8—12% хорды, на нижней 20% хорды и более (рис.
8.4). При выборе области защиты необходимо, чтобы при среднем
угле атаки лопасти область защиты была расположена симметрич-
но относительно фактической аэродинамической хорды.
В случае применения лопастей винтов с большими углами ата-
ки пли с управляемым пограничным слоем, что, как известно, соот-
ветствует увеличению угла атаки, область защиты на нижней по-
верхности лопасти увеличивается до 30% хорды.
Величина защищаемой от обледенения поверхности на лопастях
хвостового винта, как правило, не превышает 15—17% хорды.
Необходимо заметить, что размеры зоны защиты зависят и от
метода защиты.
МЕТОДЫ БОРЬБЫ С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ НЕСУЩИХ ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТОВ
Развитие противообледенительных систем несущих винтов вер-
толетов проходило, примерно, так же как и самолетных, и в на-
стоящее время находится еще в стадии, далеко не завершенной.
Первые вертолеты вообще не были защищены от обледенения.
Впервые в США в 1948 г. Сикорский использовал для своего вер-
толета воздушно-тепловую систему, в которой горячий воздух по-
давался внутрь пустотелой лопасти. Это потребовало применения
специальной втулки и законцовки лопастей. В настоящее время
такие системы обычно используют на реактивных несущих винтах
вертолетов, где горячий воздух так или иначе подается в лонжерон
лопасти для вращения винта. Защита от обледенения в этом слу-
чае является вторичной задачей. В случае же механического при-
вода несущего винта от газотурбинного двигателя воздушно-теп-
ловая система становится экономически невыгодной, так как ГТД,
как известно, весьма отрицательно реагирует на отбор воздуха от
компрессора. На каждый процент отбираемого воздуха двигатель
отвечает снижением мощности до 2-—3%. Для эффективной рабо-
ты воздушно-тепловой противообледенительной системы требуется
сравнительно большой расход горячего воздуха.
Так, например, на вертолете Сикорского «S-51» расход воздуха
при тепловой мощности 37000 Вт составлял 770 кг/ч. Воздушно-
тепловые противообледенители для защиты несущих винтов верто-
летов не нашли широкого применения. Это объясняется также
164
сложностью распределения горячего воздуха вдоль лопасти. При
работе системы возможно образование барьерного льда. В случае
изготовления лопастей из легкого сплава температура воздуха на
входе в корневую часть лопасти должна быть ограничена из проч-
ностных соображений.
Тем не менее, в принципе, применение этого метода для реше-
ния вопроса возможно. В качестве воздушно-тепловой системы
можно применять систему предупреждения обледенения несущего
винта вертолета, которая основана на нагреве защищаемой поверх-
ности тонкой пеленой теплого воздуха, выдуваемого параллельно
поверхности со звуковыми скоростями из узкой щели, расположен-
ной вблизи передней кромки. Этот метод должен отличаться боль-
шой эффективностью и может быть использован для управления
пограничным слоем с целью увеличения подъемной силы винта.
Щели могут быть расположены по размаху несущих поверхностей
на расстоянии 1—1,5% хорды от передней кромки. Давление при
подаче таково, что щель является аэродинамически запертой и воз-
дух вытекает первоначально в виде плоской звуковой струи, кото-
рая остается присоединенной к поверхности на большой части
длины хорды.
Системы, основанные на механическом принципе, по-видимому,
на вертолетах использоваться не могут, так как в этом случае
сильно нарушается геометрическая форма профилей, что влечет
за собой резкое ухудшение аэродинамического качества.
Наибольшее распространение на современных самолетах для
защиты несущих и хвостовых винтов получили жидкостные и элек-
трические противообледенительные системы.
Жидкостная противообледенительная система. Система впервые
была применена в 1951 году для защиты несущего винта вертоле-
та Ми-1, в усовершенствованном виде до настоящего времени
применяется на вертолетах Ми-4, «Як-24», «Ка-15» и «Ка-18». Как
известно, этот способ защиты имеет много недостатков, в част-
ности, требует очень больших расходов рабочей жидкости и об-
ладает очень низкой эффективностью, вследствие чего может при-
меняться только в комбинации с пассивным методом, т. е. лишь
для выхода вертолета из зоны обледенения.
При использовании жидкостных систем для защиты вращаю-
щихся элементов приходится решать вопрос организации распре-
деления рабочей жидкости вдоль лопасти, что представляет изве-
стные трудности из-за больших центробежных сил. Для более пра-
вильного распределения рабочей жидкости могут быть использо-
ваны конструктивные решения:
1)	секционирование вдоль лопасти и подача жидкости парал-
лельно по нескольким трубкам (рис. 8.5);
2)	применение на передней кромке пористого материала;
3)	введение внутрь лопасти не жидкости, а пены, которая бла-
годаря небольшой плотности подвергается менее значительному
действию центробежных сил.
165
В этом случае лопасть в носовой части имеет два канала, раз-
деленных пористой стенкой (рис. 8.6). В канал I вводится рабочая
жидкость, в канал II периодически подается сжатый воздух, кото-
рый проникает через пористую стенку в первый канал, вспенивает
жидкость и вытесняет пену на поверхность лопасти. Система обес-
печивает сравнительно равномерное и экономное распределение '
рабочей жидкости, однако она сложнее, так как требует подвода
к лопастям кроме жидкости еще и воздуха. Кроме того не исклю-
чена возможность забивания пористого металла на конце лопасти
от абразивного действия твердых частиц.
Рис. 8.6. Схема рабо-
чей части противооб-
леденителя, работаю-
щего на вспененной
жидкости:
1 — воздух; 2 — пористый
металл; 3 — жидкость и
пена
Рис. 8.5. Секционирование рабочей части противо-
обледенителя для более равномерного распределе-
ния рабочей жидкости
Поэтому часто противообледенительную жидкость подают на
защищаемую поверхность лопасти через систему отверстий, рас-
положенных вдоль передней кромки лопасти (рис. 8.7). Основным
недостатком этого метода является неравномерное и недостаточ-
ное смачивание рабочей жидкостью защищаемой поверхности.
В результате, несмотря на непрерывную подачу жидкости, лед мо-
жет нарастать между отверстиями, после чего жидкость начинает
течь по образующимся канавкам. При интенсивном обледенении
лед постепенно затягивает большую часть защищаемой поверх-
ности.
Такое явление особенно часто наблюдается при запоздалом
включении системы. Примером применения жидкостной противо-
обледенительной системы винтов с распределением рабочей жид-
кости через отверстия на передней кромке служит ПОС вертолета
Ми-4 (рис. 8.8).
Противообледенительную жидкость подают из бака 1 в рабо-
чую часть лопастей несущего и хвостового винтов насосом центро-
бежного типа 5, приводимого в действие электродвигателем по-
стоянного тока 6. Электродвигатель может работать на двух ре-
жимах: предварительном — с расходом жидкости в системе около
1,5 л/мин и повышеннрм — с расходом около 2,2 л/мин. На предва-
рительный режим систему включают в случае полета вертолета в
166 ’
зоне предполагаемого обледенения, например, перед входом в об-
лачность, а также при слабом обледенении. В более тяжелых усло-
виях противообледенительную систему переключают на повышен-
ный режим работы. Режимы переключаются непосредственно лет-
чиком. Противообледенительная жидкость после насоса через
сетчатый фильтр 7 и дроссельный кран 9, регулирующий общий
расход, поступает в нагнетающую магистраль и далее к коллекто-
рам— распределителям 11 и 15 несущего и хвостового винтов.
Рис. 8.7. Расположение рабочих отвер-
стий жидкостного противообледенителя
Рис. 8.8. Принципиальная схема про-
тивообледенительной системы винтов
вертолета:
1 — бак; 2 — дренаж; 3 — мерная линейка;
4 — штуцер слива; 5 — насос; 6 — электро-
двигатель; 7 — фильтр; 8 — сигнализатор
давления; 9— дроссельный кран; 10— шай-
ба с калиброванным отверстием; 11 — кол-
лектор несущего винта; 12 — лопасть несу-
щего винта; 13 — рабочие секции лопасти;
14— лопасть хвостового винта; 15—кол-
лектор хвостового винта; 16 — обратный
клапан
Из коллектора — распределителя несущего винта жидкость по
гибким шлангам под действием центробежных сил поступает в ло-
пасти несущего винта.
Рабочая часть противообледенителя на лопасти состоит из че-
тырех секций. Жидкость, подведенная в передней части каждой
секции, попадает в желобок, образованный оковкой передней
кромки лопасти и специальным профилем, откуда вытекает на
переднюю кромку лопасти через отверстия диаметром 0,8 мм, рас-
положенные по длине лопасти в два ряда в шахматном порядке на
расстоянии 3 мм вверх и вниз от передней кромки (рис. 8.9). Шаг
отверстий составляет 30 мм. Далее жидкость разносится воздуш-
ным потоком по верхней и нижней поверхности.
167
Противообледенительная жидкость, поступающая в коллек-
тор — распределитель хвостового винта, выбрасывается центро-
бежными силами через три трубки в приемник кольца лопастей и
далее через карманы в желобки лопастей, из которых под дейст-
вием одновременно центробежных сил и воздушного потока разли-
вается по рабочим поверхностям.
На выходе насоса стоит обратный клапан, который предотвра-
щает перетекание рабочей жидкости обратно в бак при выключе-
нии подачи, создавая тем самым возможность избежать потерь
Рис. 8.9. Конструктивная
схема рабочей части жид-
костного противообледе-
нителя:
/ — каналы А; 2 —оковка;
3 — каналы Б
времени на заполнение магистрали при
включении противообледенительной си-
стемы.
В качестве противообледенительной
жидкости используется спирт-ректифи-
кат. Запас его составляет 58 л и рассчи-
тан на работу противообледенительной
системы винтов в зависимости от режима
в течение 25—40 минут.
Несколько меньший удельный расход
рабочей жидкости (около 0,5 л/мин на
одну лопасть) имеет конструкция рабо-
чей части противообледенителя (рис.
8.9, б).
На поверхности носка лопасти про-
фрезерованы продольные канавки. На
длине 40—50 мм по дуге наклеивается
оковка из нержавеющей стали. Таким
образом создаются продольные каналы
А и Б, соединяющиеся между собой по-
перечными каналами небольшого сечения в начале каждой секции.
По каналам А жидкость распределяется по секциям. Каналы Б
являются основными каналами противообледенителя, по которым
жидкость подводится к отверстиям диаметром 0,7—0,8 мм, распо-
ложенным в шахматном порядке с шагом 25—30 мм.
Каналы Б, а следовательно, и отверстия сдвинуты в сторону
нижней поверхности на угол <р с тем, чтобы при среднем угле уста-
новки лопасти рабочие отверстия были расположены симметрично
относительно фактической аэродинамической линии полного тор-
можения на носке лопасти. При этом учитывается крутка лопастей.
Задние стенки каналов Б имеют такой наклон, что при любом зна-
чении угла ф углы а и а' остаются всегда тупыми относительно
плоскости вращения лопасти и поэтому обеспечивается более рав-
номерное вытекание жидкости из отверстий. Описанная конструк-
ция рабочей части противообледенителя исключает утечки жид-
кости из под оковки и обеспечивает равномерную смываемость
передней кромки и более или менее равномерное распределение
жидкости по остальной поверхности оковки за зоной расположе-
ния отверстий. Описанные системы в принципе могут работать и в
168
пульсирующем режиме. Наибольшее распространение для защиты
бинтов вертолетов получили электротепловые противообледени-
тельные системы, главным образом, системы циклического дейст-
вия. Впервые такая система была разработана и установлена на
отечественном вертолете Ми-6. Как известно, электротепловой ме-
тод защиты является наиболее эффективным и позволяет наилуч-
шим образом обеспечить распределение подводимой тепловой
мощности по защищаемой поверхности. Рассмотрим более под-
робно принципиальные вопросы проектирования электрических
противообледенительных систем.
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТОВ
Для эффективной работы электрического противообледенителя
циклического действия необходимо правильно выбрать зону защи-
ты, удельные электрические мощности, количество секций и их
расположение, время цикла, т. е. время нагрева и охлаждения.
Электрический источник питания выбирают в зависимости от того,
какое требование по массе или простоте конструкции — должно
быть удовлетворено в первую очередь. С точки зрения простоты
конструкции, лучшей является-система постоянного тока, но масса
ее слишком велика по сравнению с эквивалентной системой пере-
менного тока. С точки зрения уменьшения массы системы наилуч-
шим источником питания в настоящее время является генератор
трехфазного переменного тока. Для экономии энергии цикличе-
ской электрической противообледенительной системы вертолета,
так же как и для самолета, желательно изменять цикличность ра-
боты противообледенителя в зависимости от условий обледенения.
Идеальной была бы система с автоматическим регулированием
режима работы специальным автоматом, который в зависимости
от температуры окружающего воздуха непрерывно изменял бы
время (или мощность) нагрева и в зависимости от фактической ,
интенсивности обледенения в данный момент-—время охлаждения.
Представляет интерес система, основное отличие которой от
предыдущих заключается в том, что поочередное переключение
секций противообледенителя выполняется не распределительным
механизмом, а термодатчиками, установленными, в. непосредствен-
ной близости от защищаемой поверхности. Когда температура
обшивки очередной секции достигает заданной величины (несколь-
ко выше 0°С), сигнал от термодатчика через чувствительную си-
стему переключает обогрев на следующую секцию. Благодаря это-
му время нагрева автоматически изменяется в зависимости от
окружающей температуры и режима полета, т. е. во всех случаях
выдерживается оптимальный режим работы противообледенителя.
Таким образом, параллельно с регулированием цикла подобная
система автоматически сможет предохранить лопасти от пере-
грева.
7—1845
169
Лед должен сбрасываться достаточно быстро и полностью для
предотвращения разбалансировки несущего винта. Исследования
показали, что для уменьшения асимметричного сбрасывания льда
и для предотвращения образования барьерного льда необходимо
применять весьма большие удельные мощности при возможно
меньшем времени нагрева. Потребная удельная мощность обогре-
ва является функцией температуры наружного воздуха и изме-
няется по длине лопасти (рис. 8.10).
Рис. 8.10. Распределение
потребной удельной мощ-
ности по длине лопасти
для различной темпера-
туры среды
Рис. 8.11. Варианты секционирования:
I — по длине лопасти, II — по хорде
Благодаря кинетическому нагреву, а также центробежным и
аэродинамическим силам, время, необходимое для сбрасывания
льда при определенных условиях и одинаковой удельной мощности
обогрева, изменяется вдоль лопасти, будучи меньше на конце, чем
у корня. При условии одновременного сброса льда по всей длине
лопасти желательно удельную мощность изменять.
Потребная удельная мощность как по длине лопасти, так и в
зависимости от температуры окружающего воздуха изменяется в
широком диапазоне от минимума на конце лопасти до максимума
у корня лопасти (рис. 8.10). Практически изменять • величину
удельной мощности по длине лопасти по этому довольно сложному
закону не удается. Ее изменяют ступенчато.
При выборе удельной мощности следует помнить, что увеличе-
ние удельной мощности и уменьшение времени нагрева дает
экономию суммарной мощности, потребляемой противообледени-
тельной системой. Так, например, увеличение удельной мощности
от 2,3 Вт/см2 до 6,2 Вт/см2 снижает общую мощность примерно на
30%. Однако, увеличение удельной мощности ведет к большой
плотности тока в нагревательном элементе и увеличивает массу
коллекторного узла.
170
Выбор времени включенного состояния секций, или времени
охлаждения, зависит как известно от интенсивности обледенения.
Это время должно быть таким, чтобы не допустить опасного обра-
зования льда, которое может привести к чрезмерному увеличению
сопротивления лопасти и снижению ее несущих качеств, а также к
повреждению фюзеляжа большими кусками сбрасываемого льда.
С другой стороны полное и эффективное сбрасывание льда воз-
можно только при образовании определенной массы льда, т. е.
центробежные силы и аэродинамическое давление возникающие
при этом будут достаточными по величине. Поэтому за расчетную
толщину льда на лопастях винтов принята толщина, равная 3 мм.
Время включения секции должно обеспечивать подтаивание
слоя льда, соприкасающегося с поверхностью лопасти, толщиной
около 0,25 мм, для нарушения сцепления льда с поверхностью ло-
пасти.
При относительно большой площади обогрева на несущих вин-
тах вертолетов может быть два способа разделения ее на секции
(рис. 8.11): по хорде и по длине лопасти.
Оба способа по своей эффективности примерно одинаковы. Сле-
дует отметить, что в любом варианте тепловые ножи не применяют,
а используют центробежную силу и вибрацию лопасти. При сек-
ционировании по размаху для более надежного сбрасывания льда
должна соблюдаться последовательность сброса — от конца лопасти
к комлю, а при секционировании по хорде — сначала включается
секция передней кромки, затем в обратном направлении — дальняя
от кромки секция, средняя секция.
С точки зрения технологии производства и изготовления проще
секционирование по хорде. В случае использования трехфазного
тока каждая секция (полоса) в свою очередь может быть разбита
на три самостоятельных нагревательных элемента. Компоновка то-
коподводящих соединений при секционировании по хорде удобнее:
все питающие соединения располагаются у комля лопасти, а под-
вижное звездообразное соединение — у конца лопасти. Из сравне-
ния видно, что секционирование по длине требует усложнения конст-
рукций нагревательных элементов, особенно в случае применения
трехфазного тока; токоподводящие кабели должны проходить вдоль
лопасти максимально далеко, что при балансировке увеличивает
массу лопасти. Увеличивается количество токораспределительных
шин. Но этот способ обеспечивает более эффективное сбрасывание
льда с меньшей возможностью потери устойчивости несущего вин-
та, так как весь образовавшийся в направлении хорды лед сбрасы-
вается целиком.
При секционировании пО хорде для сбрасывания всей длинной
полосы льда требуется большая удельная мощность и время нагре-
ва используется недостаточно эффективно. При низких температу-
рах окружающего воздуха это время увеличивается, возможно не-
равномерное сбрасывание льда со всех лопастей винта из-за теп-
ловой асимметрии каждой лопасти. В результате появляется силь-
7*	171
ная вибрация, 'неприемлемая для пассажирских вертолетов. И по-
следнее, при этом способе меньше опасность возникновения барьер-
ного льда. .
Независимо от выбранного метода секционирования существу-
ют общие для обоих методов требования. Идеальным нагреватель-
ным элементом является такой, теплоемкость которого равна нулю,
который обеспечивает вывод наружу 100% подводимой энергии и
нулевые потери тепла внутрь лопасти, на которой он установлен.
Таким образом, наружный электрический изоляционный слой (меж-
ду нагревательным элементом и абразивостойким покрытием) дол-
жен быть как можно более тонким (толщина 0,1 ,мм), при этом он
Рис. 8.12. Устройство нагревательного элемента:
I — оковка; 2, 4 — наружный и внутренний изоляционные слои; 3 — нагревательный элемент;
5 — тело лопасти; 6 — токораспределительные шины
должен обладать высокой диэлектрической прочностью, и по мере
возможности — высокой теплопроводностью. Нагревательный эле-
мент должен быть тонким и обладать низкой теплоемкостью. Жела-
тельно, чтобы это была однородная пленка. Оптимальным материа-
лом является токопроводящая ткань. При изготовлении нагрева-
тельного элемента из полос или проволок для более равномерного
обогрева защищаемой поверхности необходимо, чтобы шаг между
ними не превышал 0,5—Г мм. Нижний изоляционный слой между
нагревательным элементом и поверхностью лопасти должен обла-
дать низкими теплопроводностью и теплоемкостью. Обычно сверху
весь пакет закрывается обшивкой из нержавеющей стали толщиной
не менее 0,3 мм для защиты от механических повреждений
(рис. 8.12). Это накладывает на изоляционные материалы дополни-
тельное требование, а именно, они должны обладать определенной
жесткостью. Обычно применяют феноловые илй полиэфирные смо-
лы. Для практики нагревательных элементов наружной поверх-
ности обшивки носка методом химического фрезерования выбира-
ют полости глубиной 0,7—0,8 мм. На обработанную поверхность
наносят слой клея (0,2—0,15 мм) и под давлением О —5-Ю5 Н/м2
при температуре 150° С приклеивают пакет нагревательного эле-
мента.
Представляют интерес системы защиты от обледенения верто-
лета Ми-6. На несущем и хвостовом винтах установлены электро-
тепловые ПОС циклического действия. На носках воздухозаборни-
172
ков и смотровых стеклах — электротепловые ПОС постоянного дей-
ствия.
Обтекатель и стойки входного корпуса компрессора постоянно
обогревают горячим маслом, а передние кромки лопаток входного
направляющего аппарата — горячим воздухом, отбираемым от дви-
гателя.
Для питания электрических противообледенительных устройств
применяют трехфазный переменный ток с частотой 400 Гц, напря-
жением 208 В, вырабатываемый двумя генераторами мощностью
по 90 кВт каждый.
Нагревательные элементы каждой лопасти несущего винта раз-
биты- на две секции — комлевую и кольцевую, приблизительно с
равным сопротивлением. Защищается 18,5% хорды (симметрично).
При работе ПОС включают сначала комлевые, а затем концевые
секции нагревателей всех лопастей.
В расчетном режиме обеспечивают нагревание в течение 60 с
при цикле 120 с. В зависимости от условий режим работы изме-
няется ДО Тн=20 С II Тохл= ЮО с.
Глава IX. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ
И РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ВЫБОР ЗОНЫ ЗАЩИТЫ
Размеры защищаемой поверхности воздухозаборника в значи-
тельной степени зависят от конструкции входной части, конфигура-
ции передней кромки, радиуса ее затупления, а также условий ра-
боты воздухозаборника. Если при малых скоростях полета лед об-
разуется сравнительно равномерно как на внешней поверхности, так
и внутренней части входного тоннеля, то с увеличением скорости
полета ледяной нарост перемещается в основном на внутреннюю
поверхность воздухозаборника. Максимальная протяженность зоны
улавливания капель зависит от поля скоростей и определение ее
размеров для каналов, ограниченных телами сложной конфигура-
ции представляет собой теоретически сложную задачу.
Если схематично разделить воздухозаборники современных са-
молетов по их характерной геометрической конфигурации на два
класса — дозвуковые и сверхзвуковые,. то можно определить при-
мерное распределение параметров управления капель.
Центральное тело дозвуковых воздухозаборников, как правило,
имеет форму эллипсоида вращения (рис. 9.1).
Поле скоростей на входе такого воздухозаборника можно пред-
ставить как сочетание поля скоростей у эллипсоида и поля скоро-
стей у губы обечайки.
При рассмотрении картины обледенения эллипсоидов вращения
обращает на себя внимание наличие на поверхности так называе-
173
мых затененных зон. Затененная зона ограничивается с одной сто-
роны поверхностью эллипсоида от конца зоны улавливания по по-
току, с другой стороны — траекториями капель, очень близких к ка-
сательным траекториям, но уже не улавливаемых эллипсоидом.
Внутри зоны затенения обледенения не происходит, но на границе
ее наблюдается концентрация водяных капель и, соответственно,
интенсивное обледенение.
К
Рис. 9.1. Траектории движения капель
на входе воздухозаборников:
а) дозвуковом; б) сверхзвуковом; 1 — зона за-
тенения; 2 — скачок уплотнения
Рис. 9.2. Траектории движения капель
при обтекании эллипсоида вращения
потоком, направленным вдоль глав-
ной оси
При определении зоны улавливания, так как обтекание эллипсои-
да вращения потоком, направленным вдоль главной оси, осесиммет-
рично, то движение капель можно рассматривать только в одной ме-
ридианной плоскости в системе координат у и г (рис. 9.2), уравне-
Рис. 9.3. Максимальная протяженность зоны улавливания S и коэффициент улав-
ливания Е для эллипсоида вращения в зависимости от параметров ф и Re0
ния движения в которой (в безразмерном виде) dVKy/dx= (CItReK/24)
(ф/Reo) (Гоу—Кед); dVKr/dx= (CKReK/24) (i|7Re0) (VOr — VKr), где Vo
и VK — скорости возДуха и капли; Ск — коэффициент сопротивления
капли; ф— масштабный коэффициент, ф = 9£р0/гкРк; ро; рк— плот-
ность воздуха и капли; г — радиус капли.
174
В качестве характерного размера берется большая ось эллипса.
Дифференциальные уравнения движения капель решают с помощью
вычислительных машин дискретного счета или дифференциальных
анализаторов.
На рис. 9.3 приводятся результаты расчетов максимальной зоны
улавливания капель и коэффициента улавливания для эллипсоидов
вращения с относительной толщиной 10%, выполненных с помощью
дифференциальных анализаторов.
Возмущения, накладываемые на поля скоростей у поверхности
эллипсоида обечайкой воздухозаборника, можно получить, приняв
в первом приближении обечайку за насадок Бордо, поле скоростей
у которого из аэродинамики известно и выражается комплексной
функцией:
£=0-|-е6, где —0=<р-|-/<р; y=<f>-]-e’’cos<p; r^cp-j-e’’sinф.
у’ _ dt? ____________1 + cos ф у' — dt( —
У ду дг 1 + cos <f + е2<р ' дг д'У
е<р sin
1 + 2е'₽ cos tf + е2<р
Далее необходимо выполнить переход от осей, связанных с обе-
чайкой, к осям эллипсоида и окончательно компоненты скорости
воздуха на входе в воздухозаборник будут
+ Vr=Vr91l+V’r.
Рис. 9.4. Распределение локального
коэффициента улавливания капель
на внутренней поверхности обечайки
дозвукового воздухозаборника
Рис. 9.5. Схема зо-
ны зашиты обечай-
ки дозвукового воз-
духозаборника
Параметры улавливания на центральном теле практически, как
показывают расчеты, не отличаются от рассмотренного выше слу-
чая обтекания эллипсоида в свободном потоке. Для внутренней по-
верхности обечайки дозвукового воздухозаборника при проектиро-
вании противообледенительной системы может быть использована
зависимость локального коэффициента улавливания от протяжен-
ности зоны улавливания (рис. 9.4). В практике обычно защищают
поверхность обечайки (рис. 9.5).
175
Центральное тело сверхзвукового воздухозаборника (рис. 9.1)
образовано'конусом или клином, а обечайка имеет очень тонкую
кромку губы на срезе, т. е. почти острую кромку. Расположение их
относительно друг друга выбирают, как известно, из условия, чтобы
при нормальных режимах полета скачок уплотнения проходил через
срез воздухозаборника.
Образование льда на губе обечайки (на острой кромке) харак-
теризуется неравномерностью распределения интенсивности. Напри-
мер, при взлете или заходе на посадку с пробиванием облачности в
летне-зимний период максимальная концентрация льда возникает
непосредственно на острой кромке. При увеличении скорости или
температуры воздуха форма ледяного нароста начинает меняться
от клинообразной и копьеобразной к рогообразной, т. е. лед начи-
нает концентрироваться в направлении, перпендикулярном внутрен-
ней поверхности воздухозаборника. При срыве ледяные наросты,
как известно, попадая в двигатель, часто вызывают деформации
лопаток компрессора и выводят двигатель из строя. /Для обеспече-
ния защиты острой кромки от обледенения (встраивания в носовую
часть элементов противообледенителя) приходится острую кромку
затуплять. Как показали исследования, затупление передних кро-
мок сверхзвуковых воздухозаборников до радиуса 3—6 мм при до-
статочном запасе мощности двигателя не приводит к заметным из-
менениям характеристик самолета на скоростях, соответствующих
большим числам М, а на дозвуковых режимах полета оказывает
благоприятную роль на работу ГТД. Из-за сложности теоретическо-
го определения поля скоростей на входе в сверхзвуковой воздухо-
заборник зону защиты в зависимости от конструктивных особенно-
стей его чаще всего определяют экспериментально.
Центральное тело защищают обычно до максимального миделе-
ва сечения.
Наряду с входной частью воздухозаборников, на современных
самолетах защищают все выступающие элементы газотурбинного
двигателя: обтекатель, стойки корпуса или входной проставки, ло-
патки входного направляющего аппарата, рабочие и определяющие
лопатки первой ступени. Основная трудность их защиты — малые
геометрические размеры, а для роторных лопаток компрессора до-
полнительно— их вращение с большой скоростью.
Стойки обычно защищают на всей высоте на 30% хорды. Зона
защиты лопаток входного направляющего аппарата — ВНА выби-
рают с учетом угла их поворота и загиба задней кромки. В том слу-
чае, если они неповоротные и угол загиба задней кромки невелик,
защищают обычно.30% их ширины. Если загиб более 8° или лопат-
ки поворотные, то защищают по всей их ширине.
УСТРОЙСТВО ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
Учитывая то, что безопасность полета летательного аппарата в
значительной степени зависит от нормальной работы силовых уста-
176
новок, к противообледенительным системам воздухозаборников и
силовых установок предъявляются более жесткие требования. Для
обеспечения своевременного включения ПОС силовых установок во
входных каналах устанавливают автономные сигнализаторы обле-
денения. Тепловые ПОС рассчитывают на большие по сравнению с
ПОС несущих поверхностей перепады температур. Следует также
отметить, что ПОС силовых установок эксплуатируют чаще, чем
ПОС планера. Если продолжительность работы ПОС планера со-
ставляет примерно 3—6% летного времени, то для ПОС силовых
установок она достигает 15—20% и более, т. е. ПОС силовых уста-
новок практически включают почти в каждом полете. Для за-
щиты от обледенения воздухозаборников и силовых установок в
основном применяют противообледенительные системы непрерывно-
го действия (системы предупреждающие обледенение). Применение
циклических ПОС возможно лишь при условии, что эксперимен-
тально будет доказана безопасность попадания в компрессор не-
больших ледяных образований. Как показали исследования, для
многих двигателей величина допускаемых ледяных наростов на пе-
редней кромке воздухозаборников и выступающих поверхностей
не должна превышать 10 мм.
Из всех существующих методов защиты от обледенения наибо-
лее надежную и высокоэффективную защиту воздухозаборников и
силовых установок обеспечивают тепловые методы.
' На современных самолетах широко применяют воздушно-тепло-
вые и электротепловые ПОС. В отдельных случаях в качестве теп-
лоносителя используется горячее масло из масляной системы дви-
гателя. Очень часто применяют сочетание тех и других систем. Для
защиты воздухозаборников с острыми кромками и вращающихся
лопаток компрессора могут быть использованы системы с индук-
ционным нагревом.
Воздушно-тепловые ПОС. Применение воздушно-тепловых ПОС
обусловлено близостью источника энергии, сравнительной просто-
той конструкции, безотказностью в работе. Но как и всем воздушно-
тепловым системам им свойственны существенные недостатки:
влияние отбора воздуха от компрессора на летно-тактические ха-
рактеристики летательного аппарата, в свою очередь прямая зави-
симость эффективности работы ПОС от режима работы двигателя
(с учетом этого потребный расход воздуха приходится завышать
или применять автоматическое регулирование его), неравномер-
ность поля температур, трудности в технологии производства мно-
гочисленных профилированных каналов и т. п. Для уменьшения
расхода горячего воздуха применяют эжектировапие (к горячему
воздуху, забираемому от восьмой или десятой ступени компрессора,
подмешивают воздух от более низкой ступени или из межлабиринт-
ных полостей компрессора).
На рис. 9.6 приведена типовая принципиальная схема воздушно-
тепловой противообледенительной системы воздухозаборника и га-
зотурбинного двигателя.
177
Противообледенительная система является автономной для каж-
дого двигателя. Для обогрева входной части воздухозаборника
горячий воздух поступает через запорный клапан от четвертой или
восьмой ступеней компрессора. При частоте вращения ротора вто-
рого каскада компрессора свыше 9200 об/мин воздух поступает по
трубопроводу 1 от четвертой ступени второго каскада компрессора,
при частоте вращения ниже 9200 об/мин-—по трубопроводу 2 от
коллектора, расположенного в задней части внешней полости ка-
меры сгорания, т. е. от восьмой ступени. Переключение между чет-
Рис. 9.6. Принципиальная схема воздушно-тепловой противообледенительной си-
стемы воздухозаборника и центробежного газотурбинного двигателя:
Л 2 — трубопроводы горячего воздуха соответственно от четвертой и восьмой ступеней вто-
рого каскада компрессора; 3 — дроссельная заслонка; 4 — эжектор; 5 — трубопровод рабо-
чей части противообледенителя; 6 — продольный рабочий канал стоек; 7 — продольный ра-
бочий канал лопатки ВНА
вертой и восьмой ступенями компрессора осуществляется дроссель-
ной заслонкой 3. Обтекатель двигателя стойки входного корпуса и
лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) первого каскада
компрессора обогревают горячим воздухом, получаемым за счет
эжектирования. Эжектирующий горячий воздух отбирают непосред-
ственно за восьмой ступенью компрессора, эжектируемый же (хо-
лодный) воздух забирают из межлабиринтной полости восьмой сту-
пени второго каскада компрессора. Далее воздух после эжектора
по двум теплоизолированным трубопроводам 5 через отверстия в
четырех фланцах входного корпуса подводят в кольцевую полость,
образованную ободом входного корпуса и наружным кольцом ВНА.
Из кольцевой полости часть воздуха через отверстия в ободе вход-
ного корпуса поступает в продольные каналы 6 стоек, обогревая их
передние кромки. Затем обогревает обтекатель, проходя между
двойными стенками и через отверстия выходит в воздушный тракт
компрессора.
Другая часть воздуха из кольцевой полости А через отверстия в
цапфах наружных концов лопаток поступает в продольные каналы
7, обогревая передние части лопаток ВНА, и через щели в их корне-
вом сечении выходит в тракт компрессора. Четыре стойки входного
178
корпуса дополнительно обогревают горячим маслом, подводимым
из центробежного воздухоотделения. Управление включением систе-
мы дистанционное электрическое.
Далее рассмотрены типовые схемы противообледенителей от-
дельных частей силовых установок.
На рис. 9.7 показаны конструктивные схемы противообледените-
лей входных частей дозвукового и сверхзвукового воздухозаборни-
ков. В первом из них горячий воздух подводят из компрессора в
кольцевой распределительный канал, из которого поступает в про-
Рис. 9.7. Схемы обогрева горячим воздухом носовых частей
воздухоз аборников:
а) дозвукового, б) сверхзвукового; / — трубопровод подвода горячего
воздуха; 2 — распределительный канал; 3 — рабочий канал; 4 — канал
подачи горячего воздуха; 5—отверстия
дольные рабочие. каналы, образованные гофром и обогреваемой
обшивкой, отдает ей тепло и отводят в атмосферу через специаль-
ный патрубок. В воздухозаборнике с острой кромкой горячий воз-
дух из распределительного канал,а через каналы подачи 4 поступает
в щелевые камеры с фрезерованными перегородками, частично от-
дает свое тепло защищаемой внешней поверхности и выходит через
отверстие 5 вблизи передней кромки воздухозаборника во входной
тоннель двигателя. Наличие перегородок (ребер) в рабочих каме-
рах повышает эффективность использования тепла. Наряду с этим
в камерах поддерживают давление, обеспечивающее критическое
истечение рабочего воздуха из отверстий, а значит, равномерный
расход воздуха по сечению воздухозаборника, и своеобразную
струйную защиту пограничным слоем внутренней поверхности вход-
ной части воздухозаборника.
Для эффективной защиты обтекателя горячий воздух должен
подводиться к его лобовой части, на которой наиболее интенсивно
образуется лед. В противообледенителе обтекателя (рис. 9.8) горя-
чий воздух от стоек или лопаток ВНА по трубопроводам 2 подается
в носовую часть, далее проходит через кольцевую рабочую камеру,
179
образованную наружным конусом и внутренним дефлектором, вдоль
обтекателя и выбрасывается в тракт двигателя через отверстия в
основании обтекателя..
В воздушно-тепловом противообледенителе конуса воздухоза-
борника (рис. 9.9) горячий воздух проходит по распределительно-
му каналу 1, расположенному в верхней части конуса, в его носо-
вую часть, питая по всей длине образованные гофрами рабочие
каналы 2.
Рис. 9.8. Воздушно-тепловой противообледенитель обтекателя:
1 — вход горячего воздуха; 2 — трубопровод подвода горячего воздуха к носку обтекателя;
3 — отверстия для подачн воздуха к рабочей камере; 4 — дефлектор; 5 — кольцевая рабочая
камера; 6 — выход воздуха
Рис. 9.9. Воздушно-тепловой противообледенитель конуса воздухозаборника:
1 — распределительный канал; 2 — рабочий канал
На рис. 9.10, 9.11 показаны различные варианты конструктив-
ных схем рабочих каналов стоек корпуса и лопаток входного на-
правляющего аппарата. Как видно из рис. 9.11, б лопатка ВПА
наряду с передним рабочим пазом имеет щелевидные отверстия
для выхода горячего воздуха, обеспечивающие обогревание зад-
ней части лопатки, а в вариантах виг лопатки цельиофрезерован-
ная с тонкостенной оболочкой и пустотелая каркасная обогрева-
ются по всей своей поверхности.
180
Электротепловые противообледенительные системы. Как изве-
стно, электротепловые противообледенители позволяют получить
наиболее выгодное распределение тепловой энергии по защищае-
мой поверхности и такие элементы как защитная сетка, острые
кромки воздухозаборников, лопатки ВНА, имеющие малые геомет-
рические размеры, вследствие чего сооружение в них каналов за-
труднено, технически проще защищать электротепловым методом.
В качестве нагревательных элементов могут быть использованы
элементы самой конструкции, например, защитные сетки воздухо-
Рис. 9.10. Конструктив-
ные схемы рабочих кана-
лов противообледенителя
стоек корпуса двигателя:
1 — дефлектор; 2 — рабочий
канал; 3 — гофр
Рис. 9.11. Варианты конструкций лопаток ВНА
/ с противообледенительными каналами:
а — лопатка с передним глубоким пазом; б — лопатка
с пазом и дополнительными щелевидными отверстиями
для выхода воздуха; в — цельнофрезерованная лопатка
с тонкостенной оболочкой; г — пустотелая каркасная ло-
патка
заборника, ленты из нержавеющей стали, токопроводящие метал-
лические и неметаллические покрытия (смола, ткань). Нагрева-
тельные элементы устанавливают, как правило, снаружи. В этом
случае они сверху имеют защитный слой >в виде тонкой металли-
ческой оковки или противоабразивного неметаллического покры-
тия. Например, нагревательный элемент лопатки компрессора
(рис. 9.12) может представлять собой пакет с внутренним слоем —
электротеплоизоляцией из эпоксидного порошкового клея толщи-
ной 0,75 мм. На его внешнюю поверхность методом' горячего на-
пыления наносят металлический токопроводящий слой, затем —
слой электроизоляции (толщиной 0,25 мм) и сверху защитный слой
металла. Если лопатки компрессора выполнены из прочного мате-
риала и допускают попадание ледяных отложений небольшой тол-
щины, то носовую часть воздухозаборника, особенно с острыми
кромками, целесообразнее всего защищать электротепловой систе-
мой циклического действия (рис. 9.13), состоящей из теплового
ножа и двух секций, нагревательные элементы которых в виде
лент размещены под силовой обшивкой. На этом же рисунке пока-
181
зана циклограмма работы противообледенительной системы для
двух диапазонов температур окружающего воздуха. Для экономии
электрической мощности возможна комбинация электротеплового
и воздушно-теплового способов (рис. 9.14). В носовой части у пе-
редней кромки в специальных канавках стеклотекстолитовой бо-
бышки уложены электронагревательные элементы в виде лент из
нержавеющей стали. За нагревательным элементом расположены
рабочие каналы воздушно-тепловой системы. Горячий воздух из
кольцевого распределительного канала 3 поступает в нижний про-
дольный канал, обогревая внутреннюю обшивку воздухозаборника,
затем в носовой части поворачивается на 180°, проходит систему
Рис. 9.12. Нагревательный эле-
мент лопатки:
/ — тело лопатки; 2—внутренняя теп-
лоэлектро- и наружная электроизоля-
ции, 3—НЭ, 4— металлическая оковка
Рис. 9.14. Комбинированный электро-
и воздушно-тепловой противообледе-
нитель воздухозаборника:
1 — нагревательный элемент; 2 — рабочий
канал; 3 — кольцевой распределительный
канал
Рис. 9.РЗ. Схема рабочей части электро-
теплового противообледенителя воздухо-
заборника и циклограмма его работы:
ТН — тепловой иож, Z, II— нагревательные
элементы секций, 1 — электроизоляция из трех
слоев стеклоткани
верхних рабочих каналов и отводится во второй кольцевой канал.
Представляют интерес индукционный нагрев с использованием
токов высокой частоты. Сущность этого метода нагрева состоит в
следующем. В носок воздухозаборника (рис. 9.15) выполненный из
ферромагнитного материала закладывают обмотку-индуктор. Ме-
таллический носок с индикатором представляет собой своеобраз-
ный трансформатор, в котором металлический носок является
одновременно и магнитопроводом и в нем за счет вихревых токов
выделяется тепло, и вторичным короткозамкнутым витком, в ко-
тором также образуется тепло. Число витков первичной обмотки
182
(индуктора) определяется материалом носка, диаметром воздухо-
заборника и шириной зоны обогрева. Наилучшие температурные
характеристики получаются в случае большой плотности тока у
передней кромки воздухозаборника. Из трех видов электропрово-
дов лучшим является ленточный электропровод.
Для замыкания магнитного потока на заданной ширине об-
ласти защиты устанавливают торцевое кольцо из магнитопроводя-
щей стали. При этом коэффициент мощности получается равным
cos ср = 0,7—0,75. Следует отметить, что по сравнению с обычным
нагревом при помощи омических элементов индукционный нагрев
имеет более высокий темп. Это позволяет уменьшить потребную
Рис. 9.15. К принципу индукционного нагрева нос-
ка воздухозаборника:
1 — силовая обшивка из ферромагнитного материала; 2 —
электроизоляция; 3 — первичная обмотка — индуктор;
4 — торцевое кольцо из магнитопроводящей стали для за-
мыкания магнитного потока; I, II — варианты первичной
обмотки с различной плотностью тока по ширине обла-
сти защиты
мощность для циклических противообледенительных систем.
Уменьшение тока в индукторе в свою очередь повышает ресурс
работы ПОС.
Аналогичный эффект может быть получен при использовании
высокочастотного нагрева для защиты роторных лопаток комп-
рессора. При этом отпадает необходимость встраивать омические
нагревательные элементы или воздушные каналы в тонкостенные
конструкции лопаток, а также исключается конструктивно и
эксплуатационно сложный узел передачи электрической энергии
на вращающееся тело.
На корпусе компрессора в плоскости вращения защищаемого
ряда лопаток устанавливают электромагниты (рис. 9.16, а). При
вращении стальные лопатки пересекают магнитное поле и, как и в
предыдущем случае, из-за возникновения в них вихревых токов и
потерь на гистеризис они нагреваются. Необходимая интенсив-
ность нагрева может быть достигнута выбором определенного чис-
ла электромагнитов (возможно постоянных магнитов) и их мощ-
ности.
Более рациональным вариантом является комбинация противо-
обледенительной системы с генератором электрического тока повы-
шенной частоты (рис. 9.16, б, в). Для этого на корпусе компрессора
183
по окружности в плоскости вращения лопаток наряду с электро-
магнитами в специальные пазы укладывают рабочую обмотку гене-
ратора. В результате получается генератор индукторного типа.
Вследствие большой скорости вращения роторов компрессоров и
большого количества их лопаток генератор дает ток с частотой в
несколько килогерц, а интенсивный обдув его обмоток позволяет
допускать большие плотности токов в них и в результате генератор
Рис. 9.16. Схема индукционного противообледенителя лопаток компрессора:
а — с использованием электромагнитов; б — комбинированная система противообледенитель —
генератор; в — схема обмоток генератора; 1—электромагнит, 2—корпус двигателя, 3 — ло-
патки компрессора, 4 — паз для статорной обмотки генератора, 5 — обмотка возбуждения
электромагнита, 6 — статорная обмотка генератора
имеет небольшую массу. Получаемый ток может быть успешно ис-
пользован для обогрева частей двигателя, носовой части воздухо-
заборника, а также других частей летательного аппарата.
ОСОБЕННОСТИ ТЕПЛОВОГО РАСЧЕТА ТЕПЛОВЫХ ПОС
При определении потребной мощности тепловых противообледе-
нительных систем воздухозаборников и частей двигателя наряду с
обычными расчетными условиями для проектируемых систем, свя-
занными с условиями полета, приходится брать за основу фактиче-
ские параметры воздушного потока на входе в двигатель.
Как известно эти параметры в каждом сечении для каждого ре-
жима работы двигателя изменяются. Фактический расход воздуха
через входной канал
_ GnpPiV'7'о
Ок=——,
РоУп
где Gnp — приведенный расход воздуха в кг/с; р\,	— давление в
Н/м2 и температура в °К заторможенного воздушного потока перед
входом в компрессор; роТо — давление и температура в наземных
условиях.
Приведенный расход воздуха является функцией приведенной
частоты вращения компрессора, числа М и площади реактивного
сопла. Для ПОС влиянием числа М можно пренебречь.
Фактический расход воздуха через двигатель можно выразить
также через параметры воздушного потока у компрессора с помо-
184
щью газодинамических функций: GK~mpxFq{\i'}l'\' 7\, где F— пло-
щадь поперечного сечения входного канала; <7 (А;)—коэффициент
расхода воздуха, который является функцией коэффициента скоро-
/	к+i
« /	/ 2 \ к г____
сти ?.; т= I/ k I------) У 1//?, для воздуха /71 = 0,0403 с-град/м.
f \k + 1/
Приравнивая оба выражения фактического расхода воздуха пос-
ле преобразовании и подстановки значений р0 и То, получим зависи-
мость, упрощающую расчет' фактических скоростей воздушного по-
тока во входной части двигателя при различных скоростях и высо-
тах полета q(hi) =0,00415 Gitl,/F.
Приведенная частота вращения для рассматриваемого режима
полета:/гпр=«ф/?;о/К7'к= » У 288/1 ^п[\гТк, где « — частота
вращения двигателя, об/мин; Тк— температура заторможенного
потока во входном канале, К°; 7’к=7’о/т(М); т(М)—значение ве-
личины отношения абсолютной температуры воздуха на высоте
полета и абсолютной температуре заторможенного потока, завися-
щее от числа М полета и определяемое по таблицам газодинамиче-
ских функций.
Имея мпр для данного двигателя, определяем из функции Gnp =
—|/(»пр) приведенный расход воздуха— Gnp, по которому определя-
ем значение и по таблицам газодинамических функций нахо-
дим значение коэффициентов скорости Z; в каждом сечении входно-
го канала для каждого режима полета и режима работы двигателя.
Скорость воздушного потока в заданном сечении входного кана-
ла У{=к,акр, где аКр — критическая скорость звука на данной
высоте.
Статическое давление и температура сухого воздуха в каждом
сечении входного канала двигателя определяют по таблицам газо-
динамических функций.
В первом приближении температура воздуха может быть TiCyX—
= 7'о+1/2010( Voz— V?).
В условиях обледенения температуру на поверхности канала и
элементов двигателя рассчитывают по обычным, рассмотренным ра-
нее методикам с учетом фактических параметров потока воздуха в
канале и местных скоростей элементов двигателя.
Температура влажной поверхности	ва=/п сух —0,622 X
— £lf R чРо1 Pl
X ------д——- , где Pi - статическое давление воздуха в рассмат-
Ро
риваемом сечении.
Как видно из графиков (рис. 9.17), чем выше скорость, т. е. ни-
же давление потока воздуха при движении его вдоль входного кана-
ла, тем значительнее понижение температуры на поверхностях.
В этом заключается особенность обледенения входных устройств
двигателей, объясняющая случаи обледенения их при положитель-
ной температуре наружного воздуха. Как уже отмечалось ранее,
185
благоприятные условия для этого возникают при высоких оборотах
двигателя с малой скоростью полета (наборе, высоты, например),
при работе двигателя на земле.
Рис. 9.17. Зависимость температуры
влажной поверхности в канале двига-
теля от скорости воздуха при темпе-
ратурах окружающей среды, близких
к 0°
Если обечайки воздухозаборника и элементы двигателя имеют
аэродинамические профили, то расчет коэффициентов теплоотдачи
также не отличается от обычного расчета для профилей несущих по-
верхностей. В условиях обледенения характер потока в канале дви-
гателя считается турбулентным. Для тел вращения, например, ко-
нуса воздухозаборника местный коэффициент теплоотдачи в лами-
нарной зоне ал = 9,32-10~3]/p0Vi/S, в турбулентной зоне средние
значения коэффициента теплоотдачи ат=6,33-ICE4 (Pol/o)0’8/^0’2.
Для лопаток ВНА и некоторых вращающихся лопаток —ct.f=
= 5- 10-3(/70P )fl'57//°’43, где (/ — средняя скорость воздуха вблизи
лопатки; — отношение периметра профиля лопатки к числу л.
Расчетное значение средней скорости F=GK/jFnY, y—PiIRTi,
где Fn — площадь «живого» сечения в плоскости расположения ло-
паток.
Тогда количество потребного тепла для защиты одной лопатки
от обледенения
Q^—
q {j. ___j. i q 022	I | 36QQVffc (/n Ai.bji)
".сух T ’ Cp Po J •	b
где F — полная поверхность одной лопатки; с — мидель лопатки;
г] — коэффициент теплоиспользования.
Остальные обозначения имеют тот же смысл, что и в тепловом
расчете ПОС несущих поверхностей 0ПотР=0лД где п — число ло-
паток.
Часть II. ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ
И СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ ОТ ВЗРЫВА
Глава X. ИСТОЧНИКИ И СПЕЦИФИКА ПОЖАРОВ
И ВЗРЫВОВ
САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Анализ статистики аварий и катастроф пассажирских самолетов
и вертолетов показывает, что значительная часть аварий и катаст-
роф приходится на долю пожаров и взрыва (когда пожар был либо
причиной аварии, Либо следствием каких-то разрушений конструк-
ции летательного аппарата при аварии). Пожар и взрыв являются
подавляющей причиной гибели военных самолетов и вертолетов при
их боевом поражении. Во время Второй Мировой войны по данным
статистики Англии и США эти потери составили 80%, Германии—•
90% всего парка самолетов. Наиболее уязвимы при боевом пораже-
нии топливные баки, силовые установки и системы управления.
Степень их защищенности значительно повышает боевую живу-
честь* самолетов и вертолетов. Так, например, обеспечение полной
взрывобезопасности топливных баков позволяет повысить боевую
живучесть самолетов и вертолетов приблизительно в 3—4 раза.
Безопасность полетов пассажирских самолетов и вертолетов и бое-
вая живучесть военных летательных аппаратов зависят от эффек-
тивности и надежности систем и методов, применяемых для их за-
щиты от пожара и взрыва.
Как известно, для возникновения пожара или взрыва необходи-
мы:
горючее;
окислитель;
источник инициирования пожара или взрыва.
На современных самолетах имеются десятки и сотни тонн топли-
ва. В топливном баке в 1 м3 топлива в нормальных условиях содер-
жится около 2 м3 воздуха (40% его составляет кислород и около
60% — азот).
При наборе высоты с понижением давления увеличивается испа
рение топлива. В результате в надтопливном пространстве баков
почти всегда существует взрывоопасная концентрация смеси (па-
* Под боевой живучестью понимается способность летательного аппарата
продолжать полет или выполнение боевого задания при наличии боевых повреж-
дений. '
187
ров топлива и воздуха). Наряду с этим на каждом самолете имеют-
ся распределенные по всему планеру гидравлические, масляные и
топливные системы, протяженность которых может достигать до
10 км. Эти системы могут иметь свыше 1000 стыков трубопроводов.
При существующей тенденции увеличения рабочего давления в этих
Рис. 10.1. Зависимость температу-
ры углеводородных топлив от дав-
ления окружающей среды
системах возможны их разрушение или нарушение герметичности в
стыках, т. е. появление течи топлива, гидросмеси, масла.
Окислитель в полете также имеется в избытке. На дозвуковых
самолетах топливные баки через дренажные устройства сообщают-
ся с окружающей атмосферой.
Все теплонапряженные конструк-
ции, как правило, охлаждаются
набегающим потоком, несущим в
защищаемые отсеки большое ко-
личество кислорода, при возник-
новении пожара, тем самым, ин-
тенсифицируя реакцию горения.
На всех высотных самолетах име-
ются специальные кислородные
системы с значительным запасом
чистого кислорода.
Источниками инициирования
пожара и взрыва могут быть:
а) контакты легковоспламе-
няющихся жидкостей с поверхно-
стями, имеющими высокие рабочие температуры (элементы конст-
рукции двигателей, агрегатов топливной системы, электромашины,
генераторы, стартерные устройства и др.). Например, в нормаль-
ных условиях большинство применяемых углеводородных топлив
имеют температуру самовоспламенения примерно 205—210° С (рис.
10.1). В то же время в силовых установках поверхность в зоне рас-
положения камер сгорания может иметь рабочую температуру
350—500° С;
б)	различные механические воздействия — удар конструкции са-
молетов и вертолетов при столкновении с преградами, при грубой
посадке, особенно при посадке с убранными шасси, разрушения си-
ловых установок и их агрегатов, например лопаток турбин, боевое
поражение осколками и т. п.;
в)	искрение и возникновение разрядов внутреннего и внешнего
статического электричества.
Большая протяженность электросети (до нескольких сот кило-
метров), часть из которой нагружена значительными токами (до
600—700 А, а в пусковых режимах еще больше), сложность уст-
ройств и многочисленность контактных элементов в контакторах,
разъемах, программных механизмах, агрегатах систем управления
не позволяют практически избежать образования искрения;
г)	высокие рабочие температуры в трущихся парах —редукто-
рах, силовых устройствах. Например, в тормозных устройствах шас-
188
си в фрикционных колодках, особенно при посадке, рабочая темпе-
ратура возрастает до 300—400° С.
Из вышеизложенного становится ясной примерная пожарная то-
пография самолетов и вертолетов.
Наиболее пожароопасными являются отсеки:
силовых установок;
крыльевых топливных баков ( в носовой и хвостовой частях про-
филя крыла обычно располагаются электрокоммуникации, топлив-
ная проводка, гидросистемы);
технический отсек с различными механизмами и приборами;
шасси;
электрооборудование;
багажный отсек
у вертолетов — отсек редуктора несущего винта.
В боевых условиях наибольшую взрывную опасность представ-
ляют отсеки с топливными баками.
Специфика пожаров на самолетах и вертолетах:
кратковременность. За сравнительно небольшой промежуток
времени могут произойти необратимые изменения (разрушения);
прямое вмешательство невозможно;
нельзя оставлять пожар без вмешательства.
Процесс развития пожара, его интенсивность и вызванные им
разрушения, а также эффективность мер по его ликвидации зависят
от масштаба разрушений, вызвавших пожар, особенностей конст-
рукции самолетов и вертолетов, режима их полетов, аэродинамики
в отсеках, концентрации горючего в очаге пожара.
Аварии двигателей, например, как правило, всегда сопровожда-
ются пожаром. При неисправности форсунок камеры сгорания, са-
мих камер, воздухопроводов, связывающих компрессор и камеры,
или попадании топлива из-за какой-либо неисправности во всасы-
вающую часть двигателя происходит нарушение режима горения
топлива в камерах, в результате их последующего прогорания пла-
мя выбрасывается наружу, вызывая пожар в двигательном отсеке.
То же самое может произойти в случае неорганизованного горения
топлива в камерах сгорания. При помпаже двигателей пламя вы-
брасывается через всасывающую часть воздуховода, который при
этом разрушается.
МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ ПОЖАРНОЙ И ВЗРЫВНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ
ПОЛЕТА
Наилучшим методом повышения пожарной и взрывной безопас-
ности полетов самолетов и вертолетов является комплекс конструк-
тивных и профилактических мероприятий, направленных на предот-
вращение условий, при которых может возникнуть пожар или
взрыв, пли обеспечивающих локализацию очага пожара и, тем са-
мым, облегчающих борьбу с ним. К этим мероприятиям прежде
всего относятся — создание автономных отсеков, применение проти-
189
вопожарных перегородок и тепловых экранов, организация в мото-
гондолах дренажных отверстий, через которые топливо, вытекаю-
щее из разрушенных трубопроводов, быстро выливается наружу,
более плотная компоновка агрегатов на двигателе, применение
бронированных автономных отсеков агрегатов, раздельная компо-
новка топливных, масляных, гидравлических магистралей и элек-
трокабелей и автоматических устройств механизмов управления,
отстреливание горящих двигательных отсеков и т. п.
Важное значение для живучести силовой установки имеет нали-
чие сообщения топливного" бака и воздушного канала двигателя, а
также величины зоны контакта. При простреле баков или канала
такое сообщение приводит к интенсивному выплеску топлива в дви-
гатели, помпажу двигателя и возникновению пожара. Для исклю-
чения этого устраивается конструктивная протектированная пере-
городка. ___
Заслуживает внимания применение топливных баков изменяе-
мой геометрии. При этом полностью отсутствует надтопливное про-
странство, так как по мере выработки топлива его объем уменьша-
ется. Это исключает возможность взрыва бака и уменьшает вероят-
ность его боевого поражения.
При ударах молний особенно большой уязвимостью обладают
пластические материалы, усиленные борным или графитовым во-
локном, получившие в настоящее время широкое распространение.
Так, например, механические свойства композиционных материалов
на основе бороэпоксидных смол под действием электрических раз-
рядов, значительно более слабых, чем природные молнии, ухудша-
ются почти на 90%. Уязвимость этих материалов может быть умень-
шена за счет применения тонких внешних покрытий из проводяще-
го материала. Практика показывает, что у самолетов со стреловид-
ными крыльями большое количество ударов молний направлено
вдоль оси симметрии фюзеляжа и консольных частей крыла. В этой
связи рекомендуется трубопроводы располагать вне опасных зон, а
в случаях применения концевых топливных баков стенки их должны
быть достаточно толстыми, выдерживающими прямой удар молнии.
Все эти решения обычно закладывают в стадии предэскизного
проектирования самолетов и вертолетов. Выявленные при макетиро-
вании конструктивные недочеты устраняют при окончательном про-
ектировании.
К профилактическим мероприятиям следует отнести—обеспече-
ние вентиляции теплонапряженных конструкций, а при возникнове-
нии предпожарной ситуации — прекращения (перекрытия) доступа
воздуха в защищаемый отсек отсасывание взрывоопасных паров из
надтопливного пространства баков, отсекание подачи топлива от
аварийного двигателя, включение флюгирования винтов ТВРД и
ТВД, применение негорючих жидкостей в гидросистемах. При экс-
плуатации самолетов и вертолетов необходимы: соблюдение правил
техники заправки баков топливом, систематическая проверка си-
190
стем на герметичность, контроль состояния электрооборудования
и т. п.
Все это вместе взятое — пассивные методы защиты. На современ-
ных самолетах и вертолетах пожарная и вз'рывиая безопасность по-
летов дополнительно обеспечивается широким применением актив-
ных методов защиты и специальных противопожарных систем.
Глава XI. УСТРОЙСТВО, ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСНОВЫ
РАСЧЕТА
ПРОТИВОПОЖАРНЫХ СИСТЕМ И СИСТЕМ ЗАЩИТЫ
ОТ ВЗРЫВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ
Системы активной защиты состоят из:
систем сигнализации о пожаре или начале взрыва;
собственно противопожарной системы;
системы защиты от взрыва или автоматического подавления
взрыва.
На пассажирских самолетах противопожарные системы включа-
ют в себя 2—3 очереди, первая из которых срабатывает автомати-
чески. На военных самолетах и вертолетах из-за весовых ограниче-
ний обычно имеется одна очередь.
СИСТЕМЫ СИГНАЛИЗАЦИИ ПОЖАРА —ССП
Оповещение о пожаре — сложная задача. К ССП предъявляют-,
ся следующие технические требования:
минимальная инерционность срабатывания и выключения. Опе-
ративное время срабатывания и выключения не должны превы-
шать 3.
К исполнитель -
ным агрегатам
Рис НА. Блок схема системы сигнализации
достоверность информации;
сигнализация о месте возникновения пожара;
обеспечение возможности автоматического включения системы
пожаротушения.
Система сигнализации о пожаре (рис. 11.1) как правило имеет
датчик (несколько датчиков) первичной информации — ДНИ, элек-
тронный усилительный блок — ЭУБ, исполнительный блок — ИБ и
блок сигнализации — БС для выдачи звукового и светового сигна-
191
лов, а также автоматического включения первой очереди системы
пожаротушения. При срабатывании ССП исполнительный блок ав-
томатически управляет перекрытием кранов подачи воздуха и
включением кранов баллонов с огнегасящим веществом. Системы
Рис. 11.2. Классификация систем сигнализации
сигнализации условно можно объединить в две группы: предупреж-
дающие о предпожарной ситуации и констатирующие возникнове-
ние пожара. Классификация систем сигнализации приведена на
Рис. 11.3. Схема тепловой системы
сигнализации точечного типа
рис. 1 1.2.
Тепловые системы сигнализа-
ции, констатирующие возникнове-
ние пожара, реагируют на повы-
шение температуры окружающей
среды или стенок конструкции.
Ионизационные и радиационные
системы срабатывают при нали-
чии пламени.
Точечные тепловые системы
сигнализации о пожаре в качест-
ве датчика первичной информа-
ции системы используют термопа-
ры или термосопротивления (би-
металлические пластины не при-
меняются из-за большой инерци-
онности). Чаще всего применяют -
192
ся хромель-копелевые и хромель-алюмелевые термопары. На рис.
11.3, 11.4 и 11.5 представлены: принципиальная схема тепловой
системы сигнализации, внешний вид датчика с дифференциальной
термобатареей, собранной из семи последовательно соединенных
хромель-копелевых термопар и основные характеристики теплового
сигнализатора.
Принцип действия. При быстром нагревании (~2° в с) чувстви-
тельного элемента малоинерционные спаи нагреваются значительно
ференциальной термоба-
тареей:
1 — колпачок; 2 — малоинер-
ционные спаи; 3 — чувстви-
тельный элемент — термопа-
ра; 4 —* инерционные спаи;
5 — стойка; 6 — основание;
7 — контактный штырь; 8 —
накидная гайка
Рис. 11.5. Графики зависимости ТЭДС от вре-
мени:
а) для хромель-копелевых и хромель-алюмелевых тер-
мопар; б) оптимальная (нелинейная) характеристика
быстрее инерционных. В результате чего возникает разность темпе-
ратур горячих и холодных спаев термобатареи, и на выходе датчи-
ка появляется ТЭДС. При этом включается поляризованное реле
Pi, замыкающее цепь питания реле которое в свою очередь
включает сигнальную лампочку (или звуковой датчик). При >высо-
ких температурах датчик реагирует на абсолютное значение темпе-
ратуры. Реле Р3 и кнпока К служат для предполетного контроля си-
стемы. При пожаре температура пламени может достигать 2000—
2500°К. В зоне пожара средняя температура порядка 300—350° С.
Характер изменения ее в момент возникновения пожара показан на
рис. 11.6. Из анализа характеристик следует, что тепловые ССП
имеют большую инерционность. Для увеличения быстродействия
желательно иметь нелинейную характеристику ТЭДС (рис. 11.5, б).
В системе возможны ложные срабатывания из-за влияния высокой
рабочей температуры в защищаемом отсеке, случайных срабатыва-
ний реле при инерционных нагрузках или при влиянии индукцион-
ных токов от имеющихся на летательных аппаратах магнитных по-
193
лей. Системы сигнализации точечного типа требуют для контроля
защищаемого объема большого количества ДПИ (например, в кон-
соли крыла самолета иногда приходится устанавливать до 40
ДПИ).
Линейные тепловые системы сигнализации пожара. Системы
имеют датчик в виде кабеля длиной 8—10 м, диаметром 1^1,5 мм.
который наматывается на
корпус защищаемого объекта, например,
авиационного двигателя так, чтобы он
Рис. 11.6, Характер нара-
стания температуры по
времени в зоне пожара
охватывал все наиболее опасные его уча-
стки. Наиболее распространенные линей-
ные тепловые системы — электрические и
пневматические.
В электрической системе внут-
ренний объем кабеля заполняют полу-
проводником из кобальтового марганца
СоМп и окиси магния MgO в соотноше-
нии 70/30 (рис. 11.7). Внутри кабеля
устанавливают стальной электропровод,
несущий на себе положительный заряд.
Принцип действия. При нормальной тем-
пературе датчик является высокоомным
изолятором. При местном повышении
температуры в любой части кабеля примерно до 300° С сопротивле-
ние его падает до нескольких ом и корпус кабеля замыкается с
центральным электропроводом. Отличительной особенностью такой
системы является высокая достоверность информации, но система
требует время на прогревание заполнителя (иногда до 8—10 с).
Работа пневматической системы основана на повышении
давления газа в датчике с повышением его температуры. Датчик
(рис. 11.8) представляет собой герметически запаенную капилляр-
ную трубку диаметром 1,5 мм, заполненную постоянным объемом
инертного газа — гелия. Внутри трубки находится центральный
проводник, обладающий свойством выделения большого количества
газа, когда какая-либо его часть нагревается выше некоторой кри-
тической температуры. В системе предусмотрена возможность дис-
кретной чувствительности. Гелий служит как средство обнаружения
перегрева (например, в отсеке двигателя), увеличивая свое давле-
ние в соответствии с уравнением газового состояния, и одновремен-
но выполняет функцию проверки герметичности корпуса трубки.
Центральный проводник предназначен для обнаружения пожара
(локального повышения температуры). Выделяющийся при этом
газ отличается от гелия, с ним не смешивается, химически не взаи-
модействует и поглощается проводником как только нагретый учас-
ток датчика охладится ниже критической температуры. Поскольку
процесс выделения или поглощения газа обратим, датчик может
быть использован многократно. Конструктивно один конец трубки
заглушен, на другом конце установлено приемо-передающее уст-
ройство, цилиндрической формы (диаметром 25 мм, длиной 90 мм),
194
включающее в себя два электрических выключателя, приводящих
в действие пневмореле. Одно из реле давления является нормально
открытым и замыкает электрический выключатель при перегреве
или пожаре. Второе предназначено для контроля герметичности
датчика. Пневматическая система сигнализации отличается боль-
шой надежностью, простотой, длительным сроком службы и отсут-
ствием ложных срабатываний. Как все тепловые системы — инер-
ционна.
Рис. 11.8. Линейный пневматический датчик сигнализации пожара:
1 — герметическая трубка; 2 — центральный проводник; 3 — приемо-передающее устройство;
4 — штепсельный разъем	х
Ионизационные системы сигнализации пожара. Принцип работы
ионизационных систем (рис. 11.9) основан на использовании элек-
трической проводимости пламени. Под воздействием высокой тем-
пературы в зоне пламени происходит ионизация продуктов горения,
в результате которой между двумя проводниками датчика, подвер-
гающегося действию пламени, появляется электрическая проводи-
мость. Датчик изготовляют в виде металлической трубки, которую
устанавливают на защищаемой поверхности на керамических изо-
ляторах с зазором около 50 мм кОм). К ней подводят поло-
195
жительнып потенциал. При воздействии высоких температур и пла-
мени через зазор течет ток, который усиливается в многокаскадном
усилителе (рис. 11.10) и подается на сигнальную лампочку (источ-
ник звука). Собственное время срабатывания датчика — доли се-
кунды. На практике система срабатывает в течение 1—2 с. Система
получила широкое распространение на сверхзвуковых самолетах.
Недостатком является возможность ложных срабатываний системы
за счет естественной ионизации воздуха на больших высотах и при
облучениях локационной антенной. Приходится ставить фильтры и
рассчитывать усилитель на осредненную переменную составляю-
Рис. 11.10. Блок схема иони-
зационного сигнализатора:
1 — датчик; 2 — корпус защищае-
мого агрегата; 3 — изоляторы;
4 — усилитель
Рис. 11.9. К принципу работы ионизационного
сигнализатора о пожаре:
1 — апериодические случайные колебания
гцую проводимости (рис. 11.9) с наиболее характерными гармони-
ками, лежащими в пределах т = 10—50 Гц.
Радиационные системы. Приблизительно 20% всей выделяющей-
ся при горении энергии приходится на излучение. Спектр его весьма
широк и простирается от ультрафиолетового до инфракрасного из-
лучения (рис. 11.11). Природа его — химиолюминесцентное излу-
чение связано с химической реакцией горения (выделением сво-
бодных фотонов) и обусловлено образованием в пламени свобод-
ных радикалов.
Тепловое излучение может рассматриваться как излучение серо-
го тела.
По закону Вина 7.тах=|2884/7Пл, где 7ПЛ — цветовая температура
пламени; Тил = 2000—2050°К-
Максимальное излучение имеет Х=;1,5—2 мкм. Видимая область
Х=0,41—0,75 мкм, что составляет примерно 2—4% от всей энергии.
Интенсивность светового потока с единицы поверхности фронта
пламени для большинства авиационных топлив Ц7=оГ4=40—15 лм.
Спектроскопическое исследование пламени показывает, что в
нем имеются компоненты с очень узкими полосами излучения, по-
этому датчики должны обладать селективной чувствительностью.
В качестве датчиков используют фотосопротивления, фотодиоды с
большой контрастностью и высоким тепловым сопротивлением. Для
усиления сигнала используют двухкаскадный усилитель, включаю-
196
щий в себя фильтры для исключения ложных срабатываний систе-
мы в областях наложения спектров солнечной радиации и излуче-
ния нагретой поверхности (если датчик контролирует объем двига-
тельного отсека). Если площадь защищаемой нагретой поверхности
невелика, а фронт пламени мал — возможны ложные срабатывания.
Улытрауиоле -	Инсрракрасные
тоОые лучи	лучи
Рис. 11.11. Спектральные характеристики излучений солнца, пламени, нагретой
поверхности и фотосопротивления:
1 — спектр излучения солнца; 2 — спектральная чувствительность фотосопротивления; 3 —
светофильтр; 4 — спектр излучения пламени; 5 — спектр излучения тела с температурой
350° С
Основное достоинство радиационных систем сигнализации о по-
жаре — практически безынерционность (энергия распространяется
со скоростью света), датчики — объемного типа, можно устанавли-
вать в холодном месте.
ФИЗИЧЕСКАЯ СУЩНОСТЬ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ.
ВЫБОР ИНГИБИТОРА
Процесс горения — экзотермическая реакция окисления или хи-
мическая реакция соединения органических и неорганических ве-
ществ— углеводородов и кислорода.
Наиболее распространенные авиационные топлива представляют
собой углеводородные соединения с многофракционным составом.
В основном — это углеводородные соединения парафинового ря-
да — CnHsn+2, имеющие структурную формулу
Н Н Н	Н
III	I
Н—С—С—с.....С—н.
Ill	I
н н н	н
197
Метан, бутан, этан — СНЬ С2Н6, СзН8 — газы, октан, гексан и др.
соединения — С6Ни, С7Н16 — легковоспламеняющиеся жидкости.
Процесс горения характеризуется сложными газодинамическими и
газохимическими превращениями, протекает с интенсивным выделе-
нием тепловой и световой энергий. Тепловая энергия при этом пре-
образуется в кинетическую энергию газов, которая, в свою очередь,
создает при организованном горении, например, тягу двигателей,
при неорганизованном горении — большие механические разруше-
ния.
Для начала горения необходим некоторый энергетический тол-
чок — энергия активации процесса вызывает повышение тем-
Рис. 11.12. Зависимость температуры воспламе-
нения топлива от его -химического состава и
высоты полета
пературы топливовоз-
душной смеси до тем-
пературы воспламене-
ния. С этого момента
процесс горения идет
самопроизвольно. При
оптимальном соотно-
шении горючего и
окислителя (стехиомет-
рическое соотношение
для авиационных топ-
лив—1/15) энергия
воспламенения прибли-
зительно равна £1=
= 0,2—0,3 мДж. Тем-
пература самовоспламенения топлива при нормальных условиях —
230—240° С. С увеличением высоты для воспламенения смеси тре-
буется подводить большую энергию. Например, на Н=20—25 км,
Е=4—8 мДж и, соответственно, увеличивается температура вос-
пламенения топлива. Наибольшая вероятность возникновения по-
жара на летательных аппаратах на малых высотах (а также при
увеличении индикаторных скоростей полета) (рис. 11.12).
При горении, например, для гексана C7Hi6+11О2=7СО2+
+ 8H2O + Q, где Q — тепловой поток, за счет которого нагревается
исходная топливо-воздушная смесь до температуры горения; нагре-
вание смеси и продуктов горения в процессе горения (для поддер-
живания реакции горения) образование кинетической энергии.
Теплотворная способность авиационных топлив примерно равна
4,5-107 Дж/кгс.
Скорость химической реакции при горении V=Aae~E/Kr, где k —
коэффициент равновесия реакции; а — концентрация смеси; Е —
энергия активации.
Для элементарной химической реакции k соответствует общему
числу столкновений молекул в единицу времени, а величина Е — ми-
нимальной энергии молекулы, при которой столкновения молекул
ведут к химической реакции. Реакции горения во многих случаях
198
имеют цепной механизм и протекают через посредство активных
промежуточных веществ (радикалов, атомов).
В цепных (диффузионных) теориях горения основное значение
придают образованию активных центров, диффузии этих центров,
влиянию их концентрации на скорость химической реакции, при
этом не учитывают влияние температуры. Тогда скорость реакции
можно представить как изменение концентрации смеси в единицу
времени.
В тепловой теории го-
рения не исключается
цепной механизм реакций
горения, роли и значения
активных центров, но счи-
тается, что в случаях
простых 'экзотермических
реакций скорость реакции
зависит только от темпе-
Рис. .11.13. Изменение температуры воспла-
менения:
1 — без теплоотдачи; 2 — при неизменной скорости
реакции; а) по времени; б) в направлении дви-
жения фронта плам.ени, То — температура исход-
ной смеси, 7’п — температура при стационарном
процессе горения
ратуры и концентрации
исходных веществ (но не
зависит от концентрации
промежуточных и конеч-
ных продуктов). Химиче-
ская реакция протекает
наиболее активно в обла-
сти, имеющей максимальную температуру. Специфические законо-
мерности цепных реакций проявляются главным образом при низ-
ких давлениях окружающей среды (ниже атмосферного). Проще
всего физические процессы горения объяснить, воспользовавшись
тепловой теорией горения.
Очевидно, что скорость химической реакции в начальный период
процесса воспламенения мала и сопровождается небольшим тепло-
выделением^и, соответственно, незначительным повышением темпе-
ратуры и давления. В зависимости от условий окружающей среды
процесс горения характеризуется различной скоростью. В случае
отсутствия теплоотдачи развитие реакции идет с огромным ускоре-
нием (рис. 11.13, а).
Объем смеси, который реагирует в единицу времени на единицу
поверхности фронта пламени представляет собой скорость горения
Уп (см3/см2-с = см/с). Состояния исходной и сгоревшей смеси отли-
чается по температуре, плотности и химическому составу, поэтому в
зоне пламени имеет место перенос тепла, обусловленный градиен-
том температур, и перенос вещества, из-за разницы концентрации
(которая меняется не только в процессе химической реакции, но и
вследствие диффузии).
На основании, закона сохранения энергии и первого закона тер-
модинамики уравнение энергии для элемента зоны пламени
.	1 1 1	дТ Л д2Т	1/ дТ I их/
(рис. 11.14) с р—-=Х—— — с р!/п--[ HV,
* дх дх1 1 дх
199
где V — скорость химической реакции; Н—-теплота реакции; х —
координата в направлении движения фронта пламени.
„	, d^T	dT , ....
Для стационарного процесса д=---------сор1/----гл V—О.
р dx
V и р — переменные величины. С повышением температуры р умень-
шается, а V — увеличивается. Но произведение Ур в соответствии с
законом сохранения массы является постоянной величиной. Если
члены уравнения разделим на темплоемкость единицы объема
(грр), то hlcppd2Tl'dx—изменение температуры за счет молекуляр-
Рис. 11.14. Физическая картина процесса:
Уп—скорость распространения фронта пламени; Т То — температуры в зоне пламени и
исходной смеси; 1 — фронт пламени; 2 — горючее + окислитель; 3— продукты сгорания
ной теплопроводности (обусловленной градиентом температур);
VdT/dx — то же за счет конвективного потока, т. е. общего движе-
ния газа; HW/Cpp— то же за счет выделения тепла при химической
реакции.
На последнем участке Tn=const и Q=cv(Tn—T0)dS.
Скорость распространения пламени является сложной функци-
ей многих переменных, главными из которых являются начальные
давление и температура исходной смеси и состав смеси.
При определенном значении массовой скорости она равна
Для авиационных углеводородных топлив скорость распростра-
нения фронта пламени не превышает Уп=40—45 см/с.
Фронт пламени можно рассматривать как поверхность, разделя-
ющую две среды, характеризующуюся скачкообразным изменением,
состава, плотности, температуры, а также скорости горения (давле-
ние изменяется при небольших V незначительно). Если рассмотреть
процесс горения в цилиндрической трубе заполненной топливовоз-
душной смесью в стехиометрическом соотношении, то можно отме-
тить следующее: при поджигании смеси со стороны закрытого кон-
ца трубы продукты сгорания, имеющие температуры 2000° С, рас-
ширяясь, как бы выталкивают фронт пламени из трубы. Фронт
пламени будет двигаться относительно стенок со скоростью, значи-
тельно превышающей Уп, Уп.тр~8Уп (при диаметре трубы d=
= 0,05 м;- Уп.тр = 3—4 м/с).
200
С другой стороны, активные центры реакции горения могут су-
ществовать только при температуре горения Тп. Если тепло отвести,
го пеакция горения прекращается. Очевидно можно подобрать та-
кой диаметр трубы, при котором через стенки трубы будет отводить-
ся столько тепла, что горение прекратится. Критический диаметр
зависит также от -энергии активации Е и формы трубы, учитывае-
мой коэффициентом <р с?вр=(?(Кп. Тп, Е и ср).
При вынужденной конвекции процесс теплоотдачи характеризу-
ется критерием Пекле, являющегося мерой отношения молекулярно-
го и конвективного переносов тепла в потоке Pe = RePr. Подставив
ЕпДрс„
значения Re, Рг: Ре =-----.
Z.
Тогда (fKP=—— |/32е '£у/?г .
Для авиационных топлив
чески критический диаметр
трубы не зависит от длины
трубы и ее материала, -т. е.
трубу можно заменить сет-
кой с диаметром ячеек
(на этом принципе ос-
новано применение в шахтах
ламп Дэви). Распростране-
ние пламени становится не-
возможным при значитель-
ном обеднении или обогаще-
нии смеси. Концентрации
смеси, при которых прекра-
щается распространение
пламени, называются кон-
имеем Ре ж 70, с?кр=1—3 мм. Практи-
Рпс. 11.15. Зависимости энергии активи-
зации, температур воспламенения и при
горении, скорости распространения пла-
мени от концентрации топливовоздушной
смеси:
Но, Ри — давление иа земле и на высоте
центрац ионными пре-	/
делами распространения пламени.
Концентрация смеси a=£T/GB, где GT— масса топлива; GB—
масса воздуха.
Оптимальное (стехиометрическое) соотношение топлива и воз-
духа при горении а=)1/15.
Для применяемых авиационных углеводородных'топлив концен-
трационные пределы а = 1/25—1/5.
Зависимость основных физических характеристик при воспламе-
нении и горении от концентрации топливовоздушной смеси пред-
ставлена на рис. 11.15. Наличие пределов-распространения пламени
объясняется тем, что при изменении концентрации снижаются ско-
рость химической реакции и температура горения, что ведет к уве-
личению тепловых потерь при энергетическом взаимодействии смеси
с окружающей средой и, в конечном итоге, к прогрессивно понижа-
ющейся реакции.
8—1845
201
Наряду с исходной концентрацией топливовоздушной смеси в
процессе горения концентрация уменьшается вследствие химиче-
ской реакции, диффузии, переноса части дееспособной смеси кон-
вективным потоком, а также из-за расширения газа при увеличении
температуры.
Распространение пламени становится невозможным также при
уменьшении давления среды, так как массовая скорость реакции го-
рения пропорциональна плотности, а следовательно и давлению.
В определенных условиях — при ограниченных объемах зоны
горения, резких повышениях температуры, энергии активации, мо-
жет произойти детонация. Отличительной особенностью детонаци-
онного горения являются большие механические эффекты детонаци-
онной волны, вызывающие разрушения, вследствие резкого повы-
шения местного давления. В силу высокой интенсивности повыше-
ния температуры и давления за фронтом ударной волны в топливо-
воздушной смеси идет быстрая химическая реакция, сопровождаю-
щаяся выделением огромного количества тепла. При этом в реак-
цию непрерывно поступает свежая смесь, не разбавленная продук-
тами горения. В результате скорость ударной волны может дости-
гать скорости звука.
Из совокупного рассмотрения характеристик процесса горения
следует, что пожар можно прекратить:
изменением концентрации топливо-воздушной смеси;
химическим воздействием на реакцию горения;
отводом тепла из очага пожара.
При изменении концентрации в авиации легче обеднять смесь
(в наземных условиях, например, при тушении пожара в нефтехра-
нилищах, наоборот, часто прибегают к обогащению смеси, прекра-
щая доступ воздуха в очаг пожара).
Действие ингибиторов основаро на изменении концентрации
кислорода в смеси, на поглощении за счет испарения части тепловой
энергии и, наконец, на воздействии на сам ход химической реакции.
Одним из решающих факторов эффективности тушения пожара,
следующим по важности после физико-химических свойств приме-
няемого ингибитора, является истинная огнегасящая концен-
трация паровой фазы его в зоне пожара. Поскольку реакция го-
рения' углеводородных топлив является сугубо газофазной реак-
цией, то и эффективность гасящего вещества будет наибольшей в
тоМ случае, если это вещество будет находиться в зоне реакции в
газообразном (парообразном) состоянии. Истинная концентрация
паровой фазы огнегасящего вещества в свою очередь зависит от
параметров окружающей среды, от качества распыла. Под идеаль-
ной эффективностью огнегасящего вещества понимается та
минимальная концентрация этого вещества, находящегося в газо-
вой фазе в равномерно перемешанном состоянии, которая обеспе-
чивает тушение стехиометрического состава горючей смеси.
Эту концентрацию принято выражать в % от объема воздуха, вхо-
202
дящего в стехиометрическую смесь паров топлива и воздуха. Эф-
фективность ингибитора определяет массу всей системы пожароту-
шения.
В системах защиты самолетов от пожара и взрыва широкое рас-
пространение получили:
нейтральные газы;
активные ингибиторы.
В качестве нейтральных веществ могут быть использованы азот,
гелий, аргон, углекислый газ. Их воздействие чисто физическое.
Они изменяют концентрацию кислорода
го разогрева часть тепловой энергии.
Огнегасящая концентрация для
СО2г) = 30—35 %; N — ц = 40—70 % -
Таким образом, необходимо иметь
большое количество нейтральных га-
зов, что ведет к потребности их бал-
лонного содержания под высоким дав-
лением. Для форсированных режимов
гашения пламени пассивные ингибито-
ры непригодны.
Активные ингибиторы наряду с
физическим воздействием, активно
влияют на ход химической реакции
горения — обрывают цепную реакцию,
и поглощают за счет свое-
Рис. 11.16. Зависимость ско-
рости горения смеси от кон-
центрации ингибиторов
вступают в реакцию с продуктами горения, сопровождающуюся
значительным потреблением тепла. Это — вещества на основе гал-
лоидных соединений, содержащих хлор, фтор, бром и другие. Эф-
фективность их в несколько раз выше, чем у нейтральных газов
1|^10%. Наряду с требованием высокой эффективности к актив-
ным ингибиторам предъявляются дополнительные требования —
они должны:
быть нетоксичными;
иметь низкую температуру кипения;
не вызывать коррозию материалов конструкции.
Этому комплексу требований наиболее удовлетворяет хладон
114В2— тетрафтордибрщчэтан — С2р4Вг2 (плотность р* = 2,25 кг/м3;
Ашп=|46° С; /Кр = 230° С; аи=0,35 кг/м3). Следует отметить, что он не
может быть использован в кабинах самолетов и вертолетов, из-за
некоторой токсичности продуктов пиролиза (при контакте с откры-
тым пламенем образуется фтористоводородное соединение). Обез-
воженная техническая углекислота СО2, например, уступая ему в
эффективности, в исходном состоянии практически малотоксична.
Потребная концентрация огнегасящего вещества (рис. 11.6) за-
висит не только от его идеальной эффективности, но и от условий
подачи в защищаемый объем, от характера пожара, от характера
потока воздуха в продуваемых отсеках, от температуры в защищае-
мом объеме и т. п. Окончательно выбирать огнегасящее вещество
для конкретной противопожарной системы необходимо одновремен-
8*
203
но с проектированием само^ противопожарной системы. В системах
баллонного типа огнегасящее вещество хранится в баллонах под
давлением 1000—1500 Н/м2.
ТИПОВЫЕ СХЕМЫ ПРОТИВОПОЖАРНЫХ СИСТЕМ.
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Собственно противопожарная система (без учета системы сигна-
лизации о пожаре) может иметь схемы:
баллонного типа;
безбаллонного типа.
Рис. 11.17. Схема противопожарной си-
стемы баллонного типа с двумя очередя-
ми срабатывания:
ЭК — электрокран; ИВ — инерционный включа-
тель; К — коллектор, КУ — устройство (иногда
включающееся в систему) для подачи воздуха
Рис. 11.19. Общий вид защищаемого отсе-
ка с распылительным коллектором противо-
пожарной системы
Рис. 11.18. Устройство огнсту-.
шительного баллона с пирого-
ловкой:
1 — баллон; 2 — штуцер; 3 — шари-
ковый замок; 4 накидная гайка;
5 — пиропатрон; 6 —• поршень; 7 —
штуцер для подсоединения к про-
тивопожарной системе; 8 — корпус
пироголовки; 9 — мембрана; 10 —
трубка для выброса ингибитора
Противопожарная система баллонного типа включает в се-
бя— баллоны высокого давления с запасом огнегасящего вещества,
находящегося в жидком или газообразном состоянии:
дистанционно управляемые запорные устройства: пироголовки,
электрокраны и другие;
204
коллекторные распылительные устройства или форсунки;
агрегаты управления — автоматические и инерционные выклю-
чатели системы, регулирующие устройства и другие.
Система баллонного типа, имеющая две очереди срабатывания
(рис. 11.17) может быть включена автоматически при срабатыва-
нии сигнализации о пожаре (первая очередь), а в случае столкно-
вения с препятствием (например, при грубой посадке) при сраба-
тывании инерционного выключателя (первая и вторая очереди)
вторая очередь системы может быть включена по сигналу датчика
о пожаре вручную с пульта управления. Очевидно, что противопо-
жарная система, предназначенная для защиты двигательных отсе-
ков, отсека шасси и других удаленных от кабины объемов (как
продуваемых, так и, нейродуваемых воздухом) для уменьшения ее
массы должна использовать в качестве огнегасящего состава наи-
более эффективные ингибиторы. Время срабатывания такой систе-
мы будет зависеть от параметров магистральных трубопроводов, и
распылительного устройства — коллектора, давления  в баллоне,
эффективности ингибитора и времени срабатывания запорных
устройств. По техническим требованиям время срабатывания си-
стемы не должно превышать 5—8 с (включая и время срабатыва-
ния системы сигнализации о пожаре).
Для увеличения быстродействия баллоны, как правило, обору-
дуются специальными пироголовками ( рис. 11.18). При включе-
нии такой пироголовки (взрыве пиропатрона 5), образующиеся
газы срывают поршень 6 с шарикового замка 3 и острый конец
штока поршня пробивает мембрану 9. Испаряющийся огнегасящий
состав отбрасывает поршень в исходное положение и выбрасыва-
ется через трубку и штуцер 7 в магистральный трубопровод.
Определение количества ингибитора для тушения пожара в за-
щищаемом отсеке. Для гашения пожара,’ возникшего в отсеке
(рис. 11.19) объемом Vo необходимо создать в нем концентрацию
аи. Весовая концентрация аи соответствует парциальному давле-
нию ра-
По уравнению состояния имеем pav0=RTGa,
где Ga — масса ингибитора, содержащегося в отсеке.
При изменении массы 1-?нгибптора на dGa, соответственно изме-
нится на dPa парциальное давление: dGa= (v0IRT)dpa, но dGa=
= (gi—gz)dx, где gi и g2~~ масса ингибитора, соответственно по-
ступающего в отсек и уносимого продувочным воздухом за едини-
цу времени. Тогда (vofRT)dpa= (gi—йДДг.
При установившемся режиме продувания отсека воздухом,
имеющим расход GBg2 = Свра!RT.
Подставив значение gz, получим v0/RTdpau =
соответственно, g2-—GBaKJ[-vQdaldr.
После интегрирования, вводя коэффициент ф, окончательно по-
лучим выражение для потребного количества ингибитора би=
/	GBp
gi-------
V	RT
dx и,
205
=<ра(бвт+о0)п, где т —время гашения пожара; « — количе-
ство очередей в противопожарной системе; коэффициент <р=
= 1/й1^н~3,5—5, k}— коэффициент эффективности использова-
ния ингибитора, учитывающий, неравномерность распределения
ингибитора в объеме отсека, потерю неиспарившегося ингибитора
с продуваемым воздухом (при больших диаметрах капель); k3 —
коэффициент запаса, k&= 1,5—2; Лн — коэффициент незнания, учи-
тывающий обстоятельства, которые могут создать нерасчетную си-
туацию.
Объем жидкого ингибитора т>и=- G" , где kv — коэффициент
kvP
объемного заполнения, £г,=0,65—0,8.
В зависимости от количества очередей в противопожарной си-
стеме и объема стандартных баллонов (^6=2—20 л) определяют
количество баллонов в системе.
Выбор основных параметров магистральных трубопроводов и
распылительных коллекторов. Расположение самого распылитель-
ного коллектора в защищаемом отсеке, а также отверстий в нем,
выбирают исходя из условия обеспечения полного перекрытия
с’груями ингибитора защищаемого объема и наиболее эффективно-
го перемешивания ингибитора с воздухом. При выборе основных
параметров системы могут быть использованы оптимальные соот-
ношения параметров систем, полученные в процессе.многочислен-
ных исследований и из опыта проектирования.
Сумму внутренних объемов магистральных трубопроводов и
распылительного коллектора — осух определяем из соотношения:
^cyx=2-5FM I 2/,.=0,9-!,!,
/ 1
где Fja — площадь поперечного сечения магистральных трубопро-
п
водов: у Д— сумма площадей отверстий распределительного
1
коллектора; п — количество отверстий.
Длина и внутренний диаметр трубы распылительного коллек-
тора находят из соотношения //г/^200, для замкнутого (кольцево-
го) коллектора //2с?^200.
Варьируя этими параметрами, можно получить любую эпюру
скоростей истечения ингибитора по длине коллектора. При этом
длину коллектора будут определять, исходя из диаметра двигателя
и расположения агрегатов в отсеке.
Оптимальные диаметры отверстий распылительного коллектора
для жидких хладонов лежат в пределах do = O,8—1,0 при среднем
шаге отверстий по длине коллектора 6 = 10—25 мм; количество от-
верстий п0=11Ь.
С учетом выбранных параметров проводят гидравлический рас-
чет системы, принимая щ = г>б—п^ + Псух; Vo=f6—и используя
закон pBtlxv?=povg,
206
где п— показатель политропы (для топливо-воздушной смеси п =
= 1,36) можно для каждого момента времени определить количе-
ство жидкости, прошедшей через коллектор, и вычислить измене-
ние давления на выходе системы по времени (рис. 11.20) и в итоге
определить эффективное время работы системы.
Рис. 11.20. К определению эффективно-
го времени работы противопожарной си-
стемы
Рис. 11.21. Схема безбаллонной про-
тивопожарной системы:
1 — пироголовка; 2, 4—мембрана; 3 — пор-
шеньпыж; 5 — коллектор
Противопожарную систему безбаллонного типа
(рис. 11.21) применяют в случаях, когда требуется форсированная
подача в защищаемый объем большого количества ингибитора
(например, при значи-
тельных расходах воздуха
через двигательные отсе-
ки, при больших защи-
щаемых объемах или в
специфических условиях
воспламенения, когда по
обоим характеристикам
процесс горения прибли-
жается к взрыву). Систе-
ма представляет собой
трубу, являющуюся емко-
стью для размещения ин-
гибитора, один конец ко-
торой непосредственно
связан с распылительным
Рис. 11.22. Эпюры давлений ингибитора
в баллонной и безбаллонной противопо-
жарных системах
коллектором. С другого конца установ-
лено пиротехническое устройство с встроенными в трубу мембраной
и поршнем-пыжом.
При включении системы порох сгорает почти мгновенно и уве-
личивается давление пороховых газов до 3—5-107 Н/м2, при этом
разрываются мембраны и ингибитор с большой скоростью выбра-
сывается в защищаемый объем. При сравнении эпюр распределе-
ния давления по времени (рис. 11.22) видно, что эффективное вре-
мя работы такой системы значительно меныйе.
207
СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ОТ ВЗРЫВА*
По сравнению с процессом горения взрыв характеризуется спон-
танным, очень интенсивным выделением энергии в ограниченном
объеме и последующим-резким нарастанием давления до значений,
превышающих пределы прочности конструкции. Выделяемая при
взрыве энергия и возникающие при этом разрушения конструкции,
в свою очередь, могут повлечь за собой разрушения других смеж-
ных с нею систем и агрегатов самолета или вертолета и провести к
катастрофе.
Рис. 11.23. Типовой профиль полета боевого
самолета
Рис. 11.24. Зависимость темпера-
турных границ воспламенения топ-
лива от высоты и эпюры распре-
деления давления при взрыве — /
Взрывы возможны в емкостях с высоким рабочим давлением —
пневматической, гидравлической, кислородной и других системах, в
аэродинамических каналах входных устройств и камерах сгорания
реактивных двигателей и топливных баках. Как было выяснено ра-
нее, наибольшую взрывную опасность представляют топливные ба-
ки. Если рассмотреть типовой профиль полета боевого самолета
(рис. 11.23), то очевидно, что на участке набора высоты при сниже-
нии абсолютного давления воздуха топливо интенсивно испаряется
и из него выделяется кислород. Смесь может содержать кислорода
вдвое больше, чем обычный воздух. Как известно, для возникнове-
ния взрыва необходимыми условиями являются: взрывоопасная
концентрация паров топлива в падтопливном пространстве бака;
определенное суммарное давление топливо-воздушной смеси; источ-
ник инициирования взрыва.
Поскольку.концентрация паров топлива в надтопливном про-
странстве баков определяется давлением в баках и температурой
жидкого топлива, то существуют определенные температурные гра-
* Заимствовано: 1‘. Защита от взрывов и их подавление в промышленности.
«Graviner», № 35010/3. М„ изд. ВИНИТИ, 1963. 2. Barstov W. F. Oilgas J., 71,
78, 1973.
208
ницы воспламенения топлива. На рис. 11.24 показана характерная
зависимость концентрационных пределов взрываемости авиацион-
ных топлив от высоты и температуры топлива, а также эпюры изме-
нения давления при взрыве топливных баков. В общем случае ис-
тинные концентрационные пределы взрываемости топлив зависят от
многих факторов: от условий полета равновесия процессов, от отно-
шения компонентов, количества топлива в баке, хранения и условий
запрадки, перекачки, режима выработки топлива и других. Как по-
казывают исследования, топливо-воздушная смесь может оказаться
взрывоопасной практически на любой высоте полета и в широком
диапазоне температур, значительно превышающем температурные
границы взрываемости авиационных топлив. Очевидно, что при
продолжительном полете на сверх-
звуковой скорости опасность взрыва
повышается, из-за прогрева конст-
рукции и самого топлива. При рез-
ком снижении самолета (например,
пикировании для подавления
средств МПВО) необходимо обес-
печить наддув топливных баков.
При температуре пограничного слоя
выше температуры воспламенения
топливо-воздушной смеси взрыв
топливных баков становится воз-
можным, если не приняты необходи-
мые меры безопасности. К этому
следует добавить, что на многих са-
молетах для уменьшения массы кон-
струкции, топливные баки распола-
гают в крыле. Известно, что такие
Рис. 11.25. Схема боевого пора-
жения топливного бака кессон-
ной конструкции:
/ — топливо-воздушная смесь; 2 —
осколок, имеющий Е=20—30 Дж;
V=2000 м/с; /-50—300° С; 3 — фа-
кел: /=1000—1500° С; V=20—25 м/с;
"ф -20—30 мл. с
баки имеют большую площадь боевой
мость топливных баков зависит от их
поражаемое™. Уязви-
конструкции, типа . по-
ражающего средства (снаряд, пуля или осколок), условий встречи
(угла встречи, скорости в момент контакта), а также от места по-
ражения. Например, при поражении топливного бака кессонной кон-
струкции монолитным осколком (рис. 11.25), летящим со скоростью
V=2000 м/с, имеющим температуру 50—300° С, обладающим энер-
гией Е = 20—30 Дж., воспламенение топливо-воздушной смеси ини-
циируется вторичными осколками — потоком разогретых до высо-
кой температуры (1000—1500° С) частиц раздробленно!о материа-
ла стенки бака. Факел вторичных осколков имеет форму, близкую
к эллипсоиду вращения, большая ось которого имеет величину по-
рядка 0,25—0,5 м и диаметр 0,15—0,3 м. Время его существования
т=20—30 мс. Это обстоятельство обуславливает высокую интен-
сивность развития взрыва (почти на порядок выше по сравнению
со взрывом, инициированным электрической искрой). При этом
давление в топливном баке увеличиваете? до 70—80-104 Н/м2.
Еще одной особенностью поражаемое™ топливных баков, кото-
209
рую необходимо учитывать при проектировании систем защиты, яв-
ляется импульсивное вытекание топлива через пробоину в стенке
бака. При поражении топливного бака зажигательными пулями или
высокоскоростными осколками в определенных условиях при выте-
кании топлива может возникнуть пожар. Это же может произойти
при аварии самолета или вертолета.
Способы защита от взрыва. Для защиты топливных баков от
взрыва могут быть использованы следующие способы:
десатурация и азотирование топлива;
использование нейтральных газов и активных ингибиторов;
применение желеобразных и эмульгированных топлив;
заполнение топливных баков поропластом и протектирование их.
Для уменьшения содержания кислорода в топливо-воздушной сме-
си до заправки или во время заправки производится «промывание»
Рис. 11.26. Газогенераторная система НГ
топлива жидким азотом. При пропускании через топливо жидкого
азота барботирующиеся-пузырьки азота вымораживают воду, спо-
собствуя тем самым удалению кислорода и насыщению топлива
азотом. В этом случае в процессе полета надтопливное пространство
бака будет заполняться нейтральным газом.
Все применяемые системы можно подразделить на:
открытого типа; полузамкнутые; замкнутые.
В первых топливные баки сообщаются с атмосферой. В полете
при снижении летательного аппарата топливный бак заполняется
забортным воздухом. В системах полузамкнутого типа в случаях
повышения перепада давления в топливных баках, давление страв-
ливается в атмосферу. Системы замкнутого типа включают в себя
устройства для регулирования давления топливо-газовой смеси в
топливных баках. Вторые две схемы систем возникли с появлением
сверхзвуковых самолетов. По характеру работы системы бывают
штатные, т. е. действующие на протяжении всего полета, и ава-
рийные— включаемые в сложных ситуациях, например, при вы-
нужденной посадке, при полете в грозовых облаках, отказа АД
и т. п. На рис. 11.26 приведена схема газогенераторной системы НГ.
Нейтральный газ — СО2 получают сжиганием топлива в специаль-
ных камерах сгорания с последующим вымораживанием воды. Ох-
лажденный и осушенный газообразный СО2 подогревают и подают
в топливный бак. Широкое распространение получили различные
криогенные системы НГ. Нейтральные газ СО2 или N2 хранят в бал-
лонах типа сосуда Дьюара-в сжиженном состоянии. В этих своеоб-
разных газификаторах избыточное^давление может достигать (70—
80) -104 Н/м2. Производительность системы регулируют изменением
210
напряжения питания нагревательного элемента НЭ (рис. 11.27).
При больших требуемых подачах (например, в рассмотренном слу-
чае при пикировании) в топливный бак подают дополнительно газо-
образный НГ из баллона высокого давления — ГБ. Система может
быть использована для азотирования топлива в полете, если кол-
лектор расположить в нижнем слое топлива. Более простой являет-
ся система, схема которой представлена на рис. 11.28.
В обеих системах нейтральный газ — расходуемый компонент.
Система регулирования подачи — достаточно сложна. К этим недо-
статкам следует добавить — эксплуатационные сложности — необ-
Рис. 11.27. Криогенная система НГ с га-
зификатором:
Г — газификатор; НЭ — нагревательный эле-
мент; СР — система регулирования газообраз-
ной и жидкой фаз; Р— редуктор; Д — дозатор
(жиклер); П — подогреватель; ГБ — баллон
с газообразным НГ
Рис. 11 28. Криогенная система
с наддувом ТБ от АД:
1 — АД; 2 — распределительное устрой-
ство; 3 — сосуд Дьюара с жидким НГ;
4 — линия управления подачей НГ; 5 —
разъемы подачи НГ и воздуха; 6 — дре-
нажный клапан; 7 — топливный бак
сходимость предполетной дозаправки баллонов нейтральным газом,
сложность продолжительного хранения и т. п.
Потребный расход НГ г?н.г=^(а>7б + рУт + Аодр),
где Об — свободный объем ТБ; от — объем топлива, в котором про-
исходит растворение НГ; одр — потери НГ за счет дренажа в атмос-
феру; k — коэффициент, учитывающий зависимость характеристики
от ро или давления наддува ТБ; а — концентрация НГ; («со2 =
= 36%; афр = 6—10%); Р — коэффициент растворения (Рсо2=54%,
Рфр=5—6 %); GH. г=Рн. тун. г-
«Удельная масса» систем НГ на м3 защищаемого объема ТБ
примерно равна 9—11 кг/м3. Для уменьшения их массы может быть
использован не штатный режим работы, а экстренное включение си-
стемы в необходимых случаях.
Более экономичными являются автоматические системы подав-
ления взрыва АСПВ (рис. 11.29). Принцип действия системы за-
ключается в том, что на протяжении всего полета она находится в
дежурном состоянии. Если системы НГ предупреждали взрыв, то
АСПВ допускает возможность начальной стадии взрыва. Система
включает в себя датчик объемного типа, реагирующий на световое
излучение пламени и в момент начала взрыва включающий испол-
нительный элемент, который впрыскивает в защищаемый объем вы-
211
сокоэффективный ингибитор типа татрафтордибромэтана. .Ингиби-
тор, смешиваясь с паровоздушной средой, нейтрализуется и тем
самым предотвращает дальнейшее развитие процесса. Время сра-
батывания АСПВ должно быть меньше трез (рис. 11.30), чтобы
давление в ТБ не превысило допустимой величины.
Рис. 11.29. К принципу работы АСПВ:
1 — исполнительный элемент — пушка
с ингибитором
Рис. 11.30. Изменение давления в
топливном баке:
1 — при взрыве; 2 — при срабатывании
АСПВ; тс — время срабатывания систе-
мы; Тре3 —резервное время
Определение изменения давления при взрыве. Прирост объема
в единицу времени эквивалентен увеличению объема сферической
поверхности
т)взр=4/3л/?3; /?=П/?т = е1/пт; е^7-8;
Р-Ук1= const; Р1=РО^ОУУ;
4л^ЗТ3Е2 (е — 1)
3v6
Рвзр Ро
Рвзр Ро 1
Рвзр=Ро [1 + сг3105М]к;
для авиационных топлив с~1,5—3.
Зная Рдоп для заданного бака, можно определить резервное вре-
мя Трез для АСПВ и подобрать ее элементы.
Условие эффективности работы АСПВ трез^2т,-.
Количество ингибитора при условии, что защищаемый объем со-
ставляет 0,9 V6, равно Си„г=0,9 <раиЦб, где <р — коэффициент, учиты-
вающий неравномерность распыла и неполное испарение ингиби-
тора; ф=:1,5, аи — огнегасящая концентрация ингибитора.
Существенными недостатками АСПВ являются — одноразовость
действия и низкая эффективность в баках сложной конфигурации.
212
Рис. 11.31. Схема заполнения
топливного бака полиуретано-
вым поропластом:
1 — поропласт; 2 — пенопласт, за-
полненный коагуляторами; 3 — стен-
ка топливного бака
При низких температурах же-
Представляют интерес системы желатинизации или эмульгиро-
вания топлива.
Физическая сущность использования метода желатинизации со-
стоит в том, что при добавлении в топливо студенистообразовате-
лей — органически кислого алюминия, магния или различных мыл
оно приобретает псевдокристаллическую структуру и подчиняется
закону Бенгама.
Желеобразные топлива подвержены меньшей опасности взрыва
или воспламенения при аварии
самолетов и вертолетов, так как
они имеют небольшое испарение
с единицы поверхности, плохо
распыляются и не текут. Метод
желатинизации топлива исполь-
зуют главным образом в аварий-
ных системах защиты. Штатное
его применение связано с реше-
нием ряда проблем: хранением,
заполнением и сливом из ТБ,
транспортировкой его со скоро-
стью, необходимой для питания
двигателя, распылением его в ка-
мере сгорания двигателя и другими,
леобразное топливо- становится излишне густым.
Эмульгированные топлива — дискретные жидкости, жидкостно-
жидкостные системы, в которых содержится до 97% топлива. Эмуль-
гированные топлива не нуждаются в высоком давлении при транс-
портировании, меньше зависят от изменения температуры, вытека-
'ют не сразу, а постепенно. Скорость распространения пламени в них
в 100 с лишним раз меньше, по сравнению с обычными топливами.
Эмульсию легче изготовить, чем желе. Скорость испарения эмульги-
рованных топлив по сравнению с обычными составляет примерно
15%, однако они хорошо распыляются в камерах сгорания двигате-
лей. Применение эмульсий связано с доработкой топливных систем
и выяснением ряда вопросов по устойчивости их хранения, условий
воспламеняемости в рабочих камерах, выявлению коррозийного
воздействия на оборудование и т. п.
Одним из конструкционных методов защиты ТБ от взрыва явля-
ется полное или частичное заполнение их пористым материалом с
диаметром ячеек, равным или меньше критического огнегасящего
размера — поропластом (рис. 11.31). Имеются все основания пола-
гать, что данный метод защиты станет самым перспективным и на-
дежным.
Технические требования к поропластам. Они должны быть него-
рючими и иметь минимальный коэффициент адгезии, не должны
растворяться в топливе, не должны изменять своих свойств по вре-
мени, должны иметь минимальную массу.
213
Поропласт — губчатый пенопласт на базе поливинила, полихлор-
винила или полиформаля.
Применяемый в настоящее время полиуретановый поропласт
имеет сравнительно большую плотность — р = 20—30 кг/м3. Массо-
вый показатель этого метода защиты выше, чем у всех применяе-
мых систем (колеблется в пределах 35—65 кг на 1 м3 защищаемого
объема) вследствие больших потерь.
Рис. 11.32. Типовая схема защиты самолета от пожара и взрыва:
1— топливный бак; 2— распылительный коллектор системы НГ; 3— распылительный коллек-
тор системы экстренной желатинизации топлива; 4 — распылительный коллектор противо-
пожарной системы в отсеке шасси; 5 — редуктор; 6 — баллоны системы НГ; 7 — дозатор;
8 — баллоны системы экстренной желатинизации топлива; 9 — противопожарная система
отсека двигателей; 10 — электрокраны; 11 — распылительный коллектор; 12 — противопожар-
ная система пассажирского салона; 13, 15 —- распылительный коллектор грузового отсека;
14 — дозатор; 16 — огнетушитель для защиты приборного отсека; П — ручные огнетушители
Потери обусловлены:
потерей объема, равной, примерно 1 %;
потерей из-за массы поропласта — 3%;
потерей, связанной с невыработкой части топлива из-за адгезии,
составляющей около 3%.
Таким образом, суммарные потери составляют ~7%.
Применение поропласта в топливных баках обеспечивает:
практически полную взрывную и пожарную безопасность;
214
отсутствие или минимальный гидроудар при столкновении само-
летов и вертолетов с препятствиями;
уменьшение влияния перемещения топлива в баках при манев-
рах, и следовательно, минимальное влияние на изменение центровки
самолета или вертолета;
лучшее использование протектирования.
В частности для исключения вытекания топлива из поврежден-
ного топливного бака стенки топливного бака выкладывают пено-
пластом заполненным химически активными коагуляторами.
Коагуляторы при контакте с воздухом или топливом при по-
вреждении пенопласта создают твердую массу, закрывающую про-
боину.
Достижения в области технологии изготовления пористых мате-
риалов позволили значительно снизить собственную массу поро-
пластов при одновременном улучшении их структуры и химического
состава, а успехи в области исследования динамики взрыва топли-
во-воздушных смесей в объемах с пористыми наполнителями дали
возможность рекомендовать ряд конструктивных мер по компонов-
ке масс поропласта в топливных баках. Это, очевидно, в целом сни-
зит массовые потери метода и возможно сделает его экономически
выгодным как для защиты от взрыва топливных баков самолетов и
вертолетов (рис. 11.32).
Глава XII. ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМ ЗАЩИТЫ
После расчета и проектирования опытные и модифицированные
системы защиты самолетов и вертолетов до внедрения их в эксплу-
атацию подвергают заводским, государственным, эксплуатацион-
ным и в ряде случаев специальным испытаниям. Цель испытаний,
как правило, определяется видом испытаний. Например, основной
целью летных испытаний системы является проверка надежности и
эффективности работы системы, выявление характерных особенно-
стей технической и летной эксплуатации, а также последствий для
самолета или вертолета отказа системы.
Летные испытания являются заключительным этапом испытаний
систем. Им предшествует целый комплекс наземных испытаний, в
том числе испытаний на различных моделирующих стендах, обеспе-
чивающих максимальное приближение к натурным условиям рабо-
ты системы.
По методам оценки характеристик и эффективности работы
противообледенительных систем испытания подразде-
ляют на следующие виды:
испытания в «сухом» воздухе (вне условий обледенения);
испытания в условиях искусственного обледенения;
испытания по оценке влияния обледенения (при отказе системы)
на летные характеристики самолетов и вертолетов и их силовые ус-
тановки.
215
При испытаниях тепловых противообледенительных систем опре-
деляют:
температурный перепад на поверхности, для воздушно тепловых
ПОС —температуры воздуха на входе и на выходе каналов систе-
мы, массовый расход воздуха, характеристики, определяющие ре-
Рис. 12.1. Принципиальная схема стенда для испытания противообледенительной
системы:
1 — бак для воды; 2— фильтр; 3— редукционный клапан; 4, 5 — кран; 6— манометр; 7—
баллон для воздуха; 8— сливной кран; 9 — гальванометр; 10— манометр; И — переключа-
тель термопар; 12— выпускной клапан; 13— компрессорная станция; 14 — холодильная уста-
новка; 15 — заслонка; 16 — автомат регулирования температуры; 17 — выпускной клапан;
18 — смесительная камера; 19 — редуктор; 20 — сосуд Дьюара; 21 — термобарокамера; 22 —
змеевик; 23 — коллектор с форсунками; 24 — модель; 25 — термопара; 26 — диффузор; 27 —
переключатель; 28 — самописец; 29 — вентилятор; 30 — двигатель; 31 — Г-образный насадок
жим работы двигателя (если воздух отбирается от компрессора) и
другие, для электротепловой ПОС — сила тока и напряжения пита-,
ния секций. В необходимых случаях приходится прибегать к иссле-
дованиям неустановившихся тепловых процессов, особенно в систе-
мах циклического действия, к экспериментальным методам
определения коэффициентов теплоотдачи, тем более что при проек-
тировании в тепловых расчетах не всегда точно известны, например,
местные скорости обтекания, границы перехода ламинарного харак-
тера обтекания в турбулентный, коэффициенты теплоотдачи в кри-
тической точке профиля и другие. Испытания в «сухом» воздухе
необходимы главным образом, для определения тепловых характе-
ристик систем. Правильность выбора зон защиты и влияния обледе-
216
нения при отказе системы могут быть проверены только в условиях
обледенения .Необходимость создания условий искусственного обле-
денения диктуется трудностями, связанными с сезонностью естест-
венного обледенения, продолжительностью поиска этих условий,
сложностью исследовании и невозможностью повторного воспроиз-
ведения идентичных условий.
Особенно большое значение
имеют испытания с имита-
цией обледенения для про-
верки надежности и эффек-
тивности ПОС вертолетов,
полеты которых в условиях
естественного обледенения
связаны с риском.
По конструктивным осо-
бенностям и целенаправлен-
ности все устройства для
создания искусственного об-
леденения могут быть раз-
делены на:
лабораторные установки;
аэрохолодильные трубы;
стенды для испытаний
винтов и двигател-ей;
Рис. 12.2. Летающая лаборатория для
испытания противообледенительных сис-
тем в условиях искусственного обледене-
ния:
1 — распылитель воды, 2 — отсек с испытуе-
мой ПОС .
вертолетные стенды;
летающие лаборатории.
Создание условий искусственного обледенения на них обеспечи-
вается образованием или распылением в воздушном потоке водя-
ных капель, имеющих такие же размеры й температуру, как и кап-
ли в естественных условиях, и водности, равной водности в естест-
венных условиях. Для распыления воды применяют чаще всего
вихревые или эжекторные форсунки. Испытания систем могут про-
водиться на моделях или отдельных секциях систем. Существенным
преимуществом схемы термобарокамеры, позволяющей проводить
испытания моделей в высотно-скоростных условиях (рис. 12.1)
перед открытым стендом является возможность исследований в
любое время года, при условиях, близких к принятым при проекти-
ровании противообледенительных систем.
Исследования работы ПОС на летающих лабораторях, т. е. са-
молетах, оборудованных водораспыливающими устройствами, по-
зволяющими имитировать обледенение в полете, применяют на
практике довольно широко для отработки оптимального варианта
конструкции ПОС и ее агрегатов еще до окончания постройки пер-
вого опытного самолета, для которого она предназначена
(рис. 12.2). Это ускоряет его запуск в серию.
Оценивая обледенение с точки зрения безопасности полетов, не-
обходимо учитывать тот факт, что различные самолеты и вертоле-
217
ты по разному реагируют на обледенение. Поэтому особенно важны
аэродинамические испытания последствий обледенения для кон-
кретного типа самолета или вертолета сначала на моделях в аэро-
У5 |
~У5В ЧСОГц
----------------------------^Прообразов. [
•I УБ |	[
Рис. 12.3. Принципиальная схема стенда для испытания противопожарной систе-
мы отсека двигателя и систем сигнализации о пожаре:
1 — вентилятор; 2 — сетка аэродинамической трубы; 3— дросселирующая решетка; 4— дат-
чик радиационной системы сигнализации о пожаре; 5—распылительный коллектор системы
пожаротушения; 6 — датчик манометра; 7 — топливный коллектор с форсунками; 8 — термо-
пара; 9, 10 — датчики тепловой и ионизационной систем сигнализации о пожаре; 11 — насадок
ЦАГИ; 12 — подкапотное пространство; 13 — модель авиационного двигателя; 14 — электро-
обогреватель; 15 — микроманометры; 16 — баллон с топливом; 17 — топливный фильтр; 18 —
электромагнитные краны системы имитации пожара и первой, второй очередей, системы
пожаротушения; 19 — электрозапал (свеча); 20-—баллоны-огиетушители
динамических трубах, затем в полетных условиях с макетами —-
имитаторами различных форм льда и, наконец, в естественных ус-
ловиях обледенения. Такие исследовании позволяют выяснить
наиболее опасные режимы полета, влияние обледенения на устой-
чивость и управляемость, особенно при включенной механизации
крыла на углах атаки, близким к критическим значениям, на аэро-
динамические, летно-технические и эксплуатационные характери-
стики. Анализ этих результатов учитывают при выборе зон защиты
от обледенения и проектировании противообледенительных систем.
Типовая программа испытании противопожарных систем
и систем защиты от взрыва топливных баков включает в
себя: ' •
218
гидравлические испытания (при которых измеряют, строят и
проверяют эпюры давлений в системе);
испытания с «холодным» тушением пожара;
огневые испытания;
летные испытания;
испытания на живучесть.
В испытаниях с «холодным» тушением пожара самолет, вертолет
или отсек с двигателем устанавливают в аэродинамическую трубу.
При определенной скорости потока воздуха проверяют поле скоро-
стей в расчетных сечениях. При включении противопожарной систе-
мы (без пожара), в различных точках экспериментального объема
берут пробы на концентрацию газа. В этих испытаниях также
уточняют параметры гидравлического расчета систем.
Для выявления истинной эффективности и надежности систем
сигнализации о пожаре и противопожарных систем работу их про-
веряют на специальных огневых стендах, обеспечивающих в экспе-
рименте условия, близкие к натурным с сохранением реальных со-
отношений основных газодинамических параметров процессов при
воспламенении и горении.
При отработке системы на огневом стенде (рис. 12.3) контроли-
руют оперативное время срабатывания и выключения систем сигна-
лизации о пожаре, температуру, давление и расход воздуха в под-
капотном пространстве, давление ингибитора в распылительном
коллекторе, эффективность ингибиторов при тушении пожара и дру-
гие характеристики системы.
Применение натурных огневых стендов позволяет основную
часть испытаний систем защиты от пожара и взрыва, а также испы-
тания на живучесть проводить в наземных условиях. Сложность
испытаний в естественных условиях полета заставляет уделять
большое внимание анализу летных происшествий, связанных с по-
жаром и взрывом самолетов и вертолетов и опыту эксплуатации
этих систем.
ПРИЛОЖЕНИЯ
Приложение 1
ОСНОВНЫЕ КРИТЕРИИ ТЕОРИИ ТЕПЛООБМЕНА
Критерий	Символ	Наименование	Основной физический смысл
VZ/v	Re	Критерий режима тече- ния (критерий Рейнольд- са)	Характеризует гидро- динамический режим по- тока (в частности турбу- лентность), являясь ме- рой отношения в послед- нем сил инерции и моле- кулярного трения
Vila	Pe	Критерий теплового по- добия (критерий Пекле) •	Является мерой отно- шения молекулярного и конвективного переносов тепла в потоке
v/а = Ре/Re	Pr	Критерий подобия тем- пературных и скоростных полей (критерий Прандт- ля)	Является мерой подо- бия температурных и ско- ростных полей в потоке (при £>г=1 и gradP=O поля температур и ско- ростей течения точно по- добны друг другу)
Ajf/pV2	Eu	Критерий подобия по- лей давления (критерий Эйлера)	Является мерой отно- шения сил давления и инерции в потоке
Vt/gl	Fr	Критерий гравитацион- ного подобия (критерий Фруда)	Является мерой отно- шения сил.инерции и тя- жести в однородном по- токе
gli/v'— Re2/Fr	Ga	Критерий подобия по- лей свободного течения (критерий Галилея)	Является мерой отно- шения сил молекулярно- го трения и тяжести в потоке. В фо(?ме Gr= = 0AtGa (критерий Грае- гофа) характеризует вза- имодействия молекуляр- ного трения и подъемной силы, обусловленной раз- личием плотностей в от- дельных точках неизотер- мического потока
220	/		*
Продолжение
Критерий	Символ	Наименование	Основной физический смысл
V/a. (а — скорость звука)	м	Критерий газодинами- ческого подобия (крите- рий Маха-Маевского)	Является мерой отно- шения между скоростью течения среды и скоро- стью распространения в ней упругих колебаний (для газа — средней ско- рости теплового движе- ния молекул)
alj\	Nu	Безразмерный коэффи- циент теплоотдачи (кри- терий Нуссельта)	Характеризует связь между интенсивностью теплоотдачи и темпера- турным полем в погра- ничном слое потока
Приложение 2
ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА СУХОГО ВОЗДУХА
ПРИ НОРМАЛЬНОМ ДАВЛЕНИИ
ГС	р» кгс/м3	ср' кДж/кг С	ХЮ2. Вт/м°С	а 10», м2/с	р.10®, Н-с/м	v-10®, м2/с	Рг
—50	1,584	1,013	2,035	1,27	14,61	9,23	0,728
—30	1,453	1,013	2,198	1,49	15,69	10,80	0,723
—10	1,342	1,009	2,361	1-71	16,67	12,43	0,712
0	1,293	1,005	2,442	1,88	17,16	13,28	0,707
10	1,247	1,005	2,594	2,01	17,65	14,16	0,705
30	1,165	1,005	2,757	2,29	18,63	16,00	0,701
50	1,093	1,005	2,896	2,57	19,61	17,95	0,698
70	1,029	1,009	3,129	2,86	20,59	20,02	0,694 ,
100	0'946	1,009	3,338	3,36	21,87	23,13	0,688
140	0,854	1,017	3,641	4,03	23,73	27,80	0,684
180	0,779	1,022	3,780	4,75	25,30	32,49	0,681
200	0,746	1,026	3,931	5,14	25,99	34,85	0,680
250	0,674	1,038	4,269	6,10	27,36	40,61	0,677
300	0,615	1,047	4,606	7,16	29,72	48,33	0,674
350	0,566	1,059	4,908	8,19	31,38	56,46	0,676
400	0,524	1,068	5,211	9,31	33,05	63,09	0,678
Приложение 3
ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА РАЗЛИЧНЫХ ВЕЩЕСТВ
Материалы	—1	 ГС	X, Вт/м-°С	р, кг/м3	с, кДж/кг - град	a-ip6, м2/с
Металлы и сплавы Алюминий Дюралюминий	(94— 96% А1, 3—5% Си)	0 20	209,3 164,4	2700 2800	0,896 0,883	86,7 66,7
221
Продолжение прилож. 3
Материалы	/°C	х, Вт/м-°С	р, кг/м3	кДж/кг-град	а-10в, м2/с
Бронза	20	83,0	8660	0,410	23,3
Латунь (70% Си, 30%	20	110,7	8520	0,385	33,8
Sn)					
Медь	0	389,6	8930	0,388	112,5
Серебро	0	418,7	10500	0;234	170,0
Сталь углеродистая	20	53,6	7830	0,465	14,7
(С =0,5 %)					
Сталь 'нержавеющая	20	16,0	7900	0,502	4,04
1Х18Н9Т					
Титан	0	15,1	4540	0,532	6,2
Неметаллические					
материалы					
Резина твердая обыч-	0	0,1628	1200	1,381	0,098
ная					
Слюда (поперек воло-	20	0,4652-=-	2600-=-	0,879		
кон)		0,5815	3200		
Стекло	20	0,7443	2500	0,670	0 444
Стеклотекстолит	20	0,3489		0,921	
ЭФ-32-201					
Стеклянная вата	0	0,0372	200	0,670	0,278
Стеклоткань	0	0,516	1600	0,407	
Газы					
Воздух (сухой)	0	0,0244	1,293	1,005	18,8
Водяной пар	100	0,0240	0,598	2,135	18'6
Гелий	0	0,1430	0,78	5,203	154,3
Водород	0	0,1721	0,0899	14,192	135,0
Кислород	0	0,0247	1,429	0,915	18^9
Углекислый газ	0	0,146	1,977	0,815	эд
Приложение 4
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ НАСЫЩЕННОГО ВОДЯНОГО ПАРА
Темпера- тура °C	Упругость (парциальное давление)				Теплота испарения, Дж кг	Абсолютная влаж- ность г/м?	
	надо льдом, Н/м2	над водой, Н/м2	надо льдом мм рт. ст.	над водой мм рт. ст.		надо льдом	над водой
—50 -40	4 12,9	6,66 18,7	0,097		2,60	0,268	
-30	38,2	52	0,28	—	2,58	0,342	
—29	42,3	—	0,34	—	2,57	0,376	
—28	46,8	—	0,35			2,57	0,414		
—27	51,8	—-	0,39	—	2,57	0,457		
—26	57,3	—	0,43	—	2,57	0,503		
—25	63,4	—	0,48	—	2,56	0,555		
—24	70,1	—	0,53	—	2,56	0,610		
—23	77,3	—	0,58	—	2,56	0,672				
—22	85,3	—	0,64	—	2,56	0,737	—
222
Продолжение прилож. 4
Темпера- тура °C	Упругость (парциальное давление)				Теплота испарения, Дж/кг	Абсолютная влаж- ность г/м3	
	надо льдом, Н/м2	над водой, Н/м2	надо льдом, мм рт. ст.	над водой мм рт. ст.		надо льдом	над водой
—21	94,0			0,71			2,55	0,810	—
—20	103,5	133	0,78	—	2,55	0,888	—
—19	113,9	—	0,85	—	2,55	0,975	—
—18	125,2	—_	0,94	—	2,55	1,065	—
— 17	137,5	—	1,03	-	2,54	1,165	—
— 16	151,0	—	1,13	—	2,54	1,277	—
-15	165,5	191,5	1,24	1,436	2,54	1,39	1,610
—14	181,5	208,0	1,36	1,560	2,54	1,523	1,743
—13	198,6	225,5	1,49	1,691	2,53	1,660	1,88
—12	217,5	244,5	1,63	1,834	2,53	1,810	2,035
—11	238,0	265,0	1,78	1,987	2,53	1,970	2,200
—10	260,0	286,0	1,95	2,150	2,53	2,150	2,360
—9	284,0	310,0	2,13	2,326	2,52	2,340	2,540
—8	310,0	335,0	2,33	2,514	2,52	2,530	2,740
—7	338,0	362,0	2,54	2,715	2,52	2,860	2,955
—6	368,5	391,0	2,76	2,931	2,52	2,990	3,180
-5	402,0	421,3	3,01	3,163	2,51	3,260	3,410
—4	437,0	454,5	3,28	3,410	2,51	3,530	3,660
—3	476,0	489,5	3,57	3,673	2,51	3,820	3,940
—2	517,0	527,0	3,88	3,956	2,51	4,140	4,220
— 1	562,0	568,0	4,22	4,258	2,50	4,490	4,530
0	610	610,0	4,58	4,579	2,50	4,850	4,850
1			656,0	—	4,579	2,50	4,850	4,850
2	.—	705,0	—	5,294	2,50	—	5,550
3			758,0	—	5,68	2,50	.—.	5,960
4			813,0	—	6,10	2,49	—	6,360
5			873,0			6,54	2,49	—	6,820
6			934,0	—	7,01	2,49	—	7,260
7			1000,0	—	7,50	2,48 	—	7,750
8 .	—	1072,0	—	8,04	2,48	—	8,270
9	—	1146,0	—	8,60	2,48	—	8,810
10	—-	1228,0	—	9,21	2,48	—	9,430
11	—	1310,0	—	9,82	2,48	—	10,000
12			1400,0	—	10,50	2,47	—	10,680
13			1495,0	—	11,21	2,47	—	11,340
14	—	1597,0	—	11,98	2,47	—	12,080
15	—	1720,0	—	12,89	2,47	—	—
16	—	1870,0	—	—.	—	—	—
17	—	1935,0	—	14,50	2,46	—	14,500
18	—	2040,0	—	15,29	2,46	—	15,200
19	—	2195,0	-—	16,48	2,46	—	16,300
20	—	2340,0 S	—	17,54	2,45	—	17,330
22			2640,0	—	19,70	2,45	—	19,500
24			2982,0	—	22,37	2,44	—	21,800
26			3360,0	—	25,20	2,44	.—	24,400
28			3775,0	.—	28,10	2,43	—	27,250
30	.—	4240,0	—	31,80	2,43	—	30,400
35	.—	5615,0			41,10	2,42	-—	39,600
40	.—	7370,0	—	55,30	2,40	— -	51,100
45	—	9580,0	—	71,85	2,39	—	65,500
50	—	2350,0	—	92,80	2,38	—	83,000
223
224
Приложение 5
ФИЗИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АТМОСФЕРЫ
Высота, км	Давление по стандарт- ной атмосфере		Температура, "С			Скорость звука, м/с при значе- ниях температуры воздуха			Плотность воздуха по СА		Солнечная тепловая радиация	
	.мм.рт.ст.	Н/м2	по С А	средняя зимоЛ	средняя летом	по СА	для зим- ней веро- ятной min	для лет- ней веро- ятной max	Весовая	Массовая	квдл/м2ч (МКГСС)	Вт/м 2 (СИ)
									кг/м3	кг с2/м‘		
0	760,0	1012-102	15	-5	+18	340,2	305	351	1,2255	0,12497	900	1048,0
1	674,08	900-102	8,5	-8	+ 12	336,1	303	347	.1,1121' 	0,11340	950	1105,0
2	596,20	793-102	2,0	-11	+6	332,5	302	342,5	1,0068	0,10267	980	1140,0
3	525,77	700-102	-4,5	-16	0	328,5	299	339	0,90938	0,092731	1000	1163,0
4	462,24	616-102	-11	-21	-6	324,5	298,5	335,5	0,81933	0,083548	1020	1188,0
5	405,07	540-102	-17,5	-27	-12	320,5	297	331,5	0,73635	0,075077	1030	1200,0
6	353.76	471-102	-24,0	-34'	-18	316,3	296	327	0,65979	0,067280	1035	1205,0
7	307,85	410-102	—30,5	-40	-25	312,2	295	322,5	0,58055	0,060118	1040	1210,0
8	266,89	355-102	-37,0	-47	-33	308,0	294	320	0,52519	0,053554	1050	1221,0
9	230,46	307-102	—43,5	-53	-39	303,7	293,5	314	0,46634	0,047553	1052	1225,0
10	198,16	264-102	-50,0	-56	—44	299,4	293	309,5	0,41267	0,042081	'1055	1229,0
11	169,63	226-102	-56,5	-57	-48	295	292	306	0,36386	0,037104	1058	1231,0
12	144,87	193-102	-56,5	-58	-50	295	 292	306	0,31075	0,031688	1060	1233,0
13	123,72	165-102	-56,5	—.	—	295	—	—	0,26539	0,027062	1062	1238,0
14	105,67	141-102	-56,5	—	—	295	—	—	0,22666	0,023112	1064	1239,0
15	90,242	120-102	-56,5	—	—	295	—	—	0,19357	0,019739	1066	1240,0
Приложение 6
КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ОБЛАКОВ
ю ьо о»	Ярус	Форма облаков	Высота нижней границы	Толщина	Протяженность по горизонту	Средняя вод- ность, г/мм3	Микро- структура	Среднеариф- метический радиус капель, "мкм	Вероят- ность об- леденения, %	Средняя скорость льдообразова- ния, мкм/мин	Внешний вид
	Верх- ний	Перистые, Перисто- перьевые, перисто- слоистые	S оо 1 1 Г— со X	От сотен метров до нескольких (5—7) км	200—600 км по нормали к фронту и 1000 км и более вдоль фронта -		Кристалли- ческая				Белые или голубоватые, обычно очень тонкие и прозрач- ные, имеют вид волни- стой или во- локнистой пелены
	Сред- ний	Высоко-ку- чевые Высоко- слоистые и	2-6 3-5	Несколько сотен мет- ров, от 1 до 2 км	500—900 км по нормали к фронту и 1000 км и более вдоль фронта	0,08 0,17	Преимуще- ственно ка- пельная, смешанная	5—7 (с ко- лебаниями от 3 до 20)	60 30	0,4-0,8 (наиболь- шая у верх- ней грани- цы облака)	Белые или серые в ви- де волн или пелены, как правило, закрываю- щей все небо
226
Продолжение прилож. S'
Ярус	Форма облаков	В ысота нижней границы	Толщина	Протяженность по горизонту	Средняя вод- ность, г/мм3	Микрострук- тура	Среднеариф- метический радиус капель, мкм	Вероят- ность об- леденения, %	Средняя скЬ- рость льдо- образования, мкм/мин	Внешний вид
Ниж- ний	Слоисто- кучевые, Слоистые, слоисто- дождевые	0,6-1,5 0,1-0,7 0,1-1	0,2-0,8 0,2-0,8 до несколь- ких км	200—400 км по нормали к фронту и 1000 км и более вдоль фронта	0,19 0,18	Капельная преимуще- ственно ка- пельная, смешанная	5—10 (с ко- лебаниями 1-60) 2—5 (с ко- лебаниями 1-29) 7—8 (с ко- лебаниями от 2 до 72)	85 85 60	• До 1-2 (наибольшая у верхней границы облака) 0,5-0,6 (наибольшая в нижней части обла- ка)	Серые или темно-се- рые в виде сплошного, иногда вол- нистого или слоистого покрова, часто за- крывающе- го все небо
Вер- ти- каль - но го раз- вития	Кучевые, Кучево- дождевые	0,8-1,5 0,4-1	От сотен м до несколь- ких км (иногда до тропопаузы)	До 20—30 км (идут вдоль фронта гря- дами в зоне 30—100 км от фронта)	0,36	Капельная, смешанная	0,12	50-65 65-75	1,4—2 (наи- большая в верхней ча- сти облака) 2—3 до 5 (наибольшая в верхней части обла- ка)	Плотные белые в ви- де башен или куполов с сероватым или темным основанием
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Абрамович Г. И. Прикладная газовая динамика. М.. «Наука», 1969, 824 с.
2.	Абугов Д. И. Основы теории горения. Изд. МАИ, 1958, 71 с.
3.	Бадягин А. А., Егер С. М., Фомин Н. А., Мишин В. Ф„ Склянский Ф. И.
Проектирование самолетов. М., «Машиностроение», 19712, 51'5 с.
4.	Бетти К. О., Финч Э. Б., Шенборн Е. X. Теплообмен между влажным воз-
духом и металлом в условиях инееобразования. [Сб. статей]. Вопросы теплообме-
на. М., Госэнергоиздат, 1960, 137 с.
5.	Боровиков А. М. Физика облаков. М., Гидрометеоиздат, 1971', 241 с.
6.	Вукалович М. П. Термодинамические свойства воды и водяного пара. М.,
Машгиз, I960, 235 с.
7.	Датнов А. Г. Обледенение самолетов и борьба с ним. М., Воениздат, 1962,
52 с.'
8.	Дракин И. И. Аэродинамический и лучистый нагрев в полете. М., Оборон-
гиз, 1961, 96 с. ’
9.	Заварина М. В. Аэроклиматические факторы обледенения самолетов. М.,
Гидрометеоиздат, 1961, 104 с.
10.	Идельчик И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. М. — Л.,
Госэнергоиздат, 11960, 104 с.
11.	Карплюс У. Моделирующие устройства для решения задач теории поля.
М„ ИЛ, 1962, 464 с. '
12.	Качурин Л. Г. Электрические измерения аэрофизических величин. Изд.
ЛГУ, 1'962, 41'5 с.
13.	Лавров В. В. Вопросы физики и механики льда. М., «Мор. транспорт»,
1962, 105 с.
,1'	4. Льюис, Бернард, Эльбе, Гюнтер. Горение, пламя и взрывы в газах. М,
«Мир», 1968, 592 с.
15.	Мазин И. П. Физические основы обледенения самолетов. М., Гидрометео-
издат, 1957, 120 с.
16.	Мазин И. П. Методы оценки эффективности работы самолетных термиче-
ских противообледенителей с учетом водности и температуры облаков. — «Труды
ЦАО», выпуск 39, 1962, 109 с.
47. Лещинер Л. Б., Ульянов И. Е. Проектирование топливных систем. М.,
«Машиностроение», 1'975, 343 с.
118. Матвеенко А. М., Комаров А. А., Пейко Я- Н. Расчет и испытания гидрав-
лических систем летательных аппаратов. М., «Машиностроение», 1'974, 179 с.
1'9. Саульев В. К. Интегрирование уравнений параболического типа методом
сеток. М„ Физматгиз, .I960, 102 с.
20. Самарский А. А. Введение в теорию разностных схем. М., «Наука», 1971,
1.51 с.
2k Сунцов Н. Н. Методы аналогий в аэродинамике. М., Физматгиз, 1958,
179 с.
22.	Тенишев Р. X., Строганов Б. А., Савин В. С., Кординов В. К., Теслен-
ко А. И., Леонтьев В. Н. Противообледенительные системы лётательных аппара-
тов. М., «Машиностроение», 1967, 320 с.
23.	Тесленко А. И. Обледенение авиационных, газотурбинных двигателей. М,
Воениздат, 1961, 103 с.
24.	Тетельбаум И. М. Электрическое моделирование. М., Физматгиз, 1'959,
31'9 с.
228
25.	Тихонов А. Н., Самарский А. А. Уравнения математической физики. М.,
«Наука», 1972, '127 с.
26.	Трунов О. К. Обледенение самолетов и средства борьбы с ним. М., «Ма-
шиностроение», 1965, 320 с.
27.	Эккерт Э. Р., Дрейк В. М. Теория тепло и массообмена. М. — Л., Гос-
энергоиздат, 1967, 680 с.
28.	Space Aeronautice, 1967, vol. 47, N 6, 68,
29.	Federal Aviation Administration, 1967, Dec 11—12, P162 «Conferens
on fire safety measures for sircraft fuel sistems».
30.	Aviation Week, 1969, vol 90 N 1. p. 88.
31.	Interavia Air Letter, 1970, N 7022, p. 5.
32.	Fligt Int, 1968, vol. 94 N 3097, p. 101.
33.	Aviation Week. 1965, vol 90 May 3, p. 76.
34.	Aerospace Med., 1961, N 7.
35.	Interavia Air Letter, 1966, N 5980, p. 20.
36.	Flight Int, 1968, vol 93, N 3092, p. 898.
37.	ICAO Bulletin, XXI, 1966, vol. 211, N 7, p. 24.
38.	Interavia Air Letter, 1966, vol 21, N 7, p. '24.
39.	Aircraft Accident Digest, 1965, vol. 2, N 14 Cirular JCAOri AN/65.
40.	Aerospace Ned, 1969, vol. 34, N 1, p. 27.
41.	Aviation Week, 1966, vol. 85, N 1, p. 36.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие........................................................... 3
Принятые обозначения	и сокращения................................... 5
Введение ............................................................. 7
Часть I. Противообледенительные системы
Глава I. Физические условия обледенения......................... .	9
Капельное и сублимационное обледенение............................ 9
Основные метеорологические параметры при	обледенении.....12
Выбор расчетных условий при проектировании противообледенительных
систем..........................................................  15
Определение зоны обледенения..................................... 16
Интенсивность обледенения........................................ 30
Виды и формы льдообразований......................................33
Глава II. Обледенение летательных аппаратов........................	. 36
Обледенение несущих поверхностей и органов	управления самолетов 36
Обледенение воздухозаборников и силовых установок..........।. . . 39
Особенность обледенения вертолетов............................... 45
Особенности обледенения несущих винтов........................... 46
Глава III. Сигнализаторы обледенения...................j.	. . i->. . - 49
Электропроводные сигнализаторы................................... 51
Тепловой сигнализатор-интенсиметр'................................51
Механические сигнализаторы . . .'............ i............	54
Пневмоэлектрические сигнализаторы......................,.	. . .	55
Радиоизотопный сигнализатор.......................................57
Радиоизотопный автомат управления противообледенительной систе-
Глава IV. Системы защиты самолетов от обледенения. . . .j. .j« . . . 62
Классификация противообледенительных систем.......................63
Противообледенительные системы несущих поверхностей.............. 63
Механические противообледенительные системы.....................63
Пневматические ПОС............................................. 64
Электропмпульсная ПОС...........................................67
Противообледенители, использующие физико-химические способы ... 71
Жидкостные противообледенительные системы...................  .	72
Тепловые противообледенительные системы...........................74
Воздушно-тепловые ПОС постоянного действия......................75
Электро-тепловые ПОС постоянного действия.......................85
Тепловые ПОС циклического действия .............................88
Факторы, влияющие на выбор противообледенительной системы .... 97
230
Стр.
Глава V. Расчет тепловых противообледенительных систем...............98
Расчет противообледенителей непрерывного действия................98
Тепловой расчет (внешняя задача).................................98
Определение потребной тепловой мощности........................99
Определение коэффициентов теплоотдачи для профиля, находящегося
в воздушном потоке............................................101
Определение температуры сухой и влажной поверхностей...........104
Расчет воздушно-тепловых противообледенительных систем .... 109
Расчет температуры воздуха по длине продольного рабочего канала 112
Расчет температуры воздуха по длине распределительного канала ИЗ
Расчет температуры воздуха по длине поперечного рабочего канала 114
Способы повышения коэффициента теплоиспользования...............116
Гидравлический расчет.................,.......................117
Эжекторы и их расчет..........................................120
Расчет электротепловых противообледенительных систем............125
Расчет теплового противообледенителя циклического действия .... 126
Применение электрического моделирования для теплового расчета по-
верхностных нагревателей ...................................... 132
Методы расчета тепловых противообледенителей на	ЭВ/М..........133
Расчет нестационарного теплового поля в многослойном теле с внут-
ренними источниками тепла.......................................134
Расчет нестационарной температуры стенок канала при течении в нем
горячего воздуха................................................139
Глава VI. Системы защиты смотровых стекол...........................142
Электротепловые системы.........................................147
Приближенный расчет температуры и времени нагрева стекла........152
Глава VII. Противообледенительные системы воздушных винтов..........154
Анализ принципиальных схем......................................154
Особенности теплового расчета тепловых ПОС......................160
Глава VIII. Противообледенительные системы вертолетов. Определение зон
защиты..............................................................162
Методы борьбы с обледенением несущих винтов вертолетов..........164
Электрические противообледенительные системы винтов вертолетов . , 169
Глава IX. Противообледенительные системы воздухозаборников и реактив-
ных двигателей....................................................  173
Выбор зоны защиты...............................................173
Устройство противообледенительных	систем........................176
Особенности теплового расчета	тепловых	ПОС......................184
Часть II. Противопожарные системы и системы защиты от взрыва
Глава X. Источники и специфика пожаров и взрывов самолетов и верто-
летов ..............................................................187
Методы повышения пожарной и взрывной безопасности полета .... 189
231
-	Стр.
Глава XI. Устройство, характеристики и основы расчета противопожарных
систем и систем защиты от взрыва топливных баков.................	191
Системы сигнализации пожара — ССП . . . ....................... 191
Физическая сущность процесса горения.	Выбор	ингибитора.........197
Типовые схемы противопожарных систем. Выбор основных характери-
стик ..........................................................204
Системы защиты топливных баков от	взрыва	................208
Глава XII. Испытания систем защиты.................................215
Приложения.........................................................220
Список литературы..................................................228
ИБ № 1064
Тамара Павловна Мещерякова
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СИСТЕМ ЗАЩИТЫ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Редактор издательства В. И. Рыбакова.	Художник Е. В. Бекетов
Технический редактор А. Р. ДубцНСкая	Корректор В. Е. Блохина
Сдано в набор 6/XII—1976 г.	Подписано к печати 8/IV—1977 г.	Т—02190
Формат бОХЭО'Лв	Бумага Ns 2	Печ. л. 14,5	Уч.-изд. л. 16,02
Цена 92 коп.	Тираж 4000 экз.	Изд. зак. 834
Издательство «Машиностроение», 107885 Москва, Б-78, Басманный пер., 3.
Московская типография № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете Совета Министров СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли,
Хохловский пер., 7. Зак. 1845.