Товары в корзине: 0 шт Оформить заказ
Стр. 1
 

16 страниц

191.00 ₽

Купить официальный бумажный документ с голограммой и синими печатями. подробнее

Официально распространяем нормативную документацию с 1999 года. Пробиваем чеки, платим налоги, принимаем к оплате все законные формы платежей без дополнительных процентов. Наши клиенты защищены Законом. ООО "ЦНТИ Нормоконтроль".

Наши цены ниже, чем в других местах, потому что мы работаем напрямую с поставщиками документов.

Способы доставки

  • Срочная курьерская доставка (1-3 дня)
  • Курьерская доставка (7 дней)
  • Самовывоз из московского офиса
  • Почта РФ

Распространяется на реверсивные устройства (РУ), работающие по принципу изменения направления реактивной струи газотурбинного двигателя для получения обратной тяги или для нейтрализации прямой тяги, используемые при торможении самолетов на пробеге после посадки и в аварийных случаях при прерванном взлете.

Оглавление

1.Общие требования

2. Требования к конструкции

3. Требования к системам управления, блокировки и сигнализации

4. Эксплуатационные характеристики и нормы

5. Требования надежности

6. Условия применения

7. Требования по объему испытаний

Приложение 1. Справочное. Термины и их пояснения

Приложение 2. Рекомендуемое. Оптимальные значения удельной массы реверсивных устройств

Приложение 3. Рекомендуемое. Критерии неоднородности потока на входе в двигатель при попадании на вход в воздухосборник реверсивных струй

Показать даты введения Admin

Страница 1

Ич Nr ц4д>»».»и___W«4>.    1__2    в    в    л    с

Ии. N*    _Л971__N*    «Я.    ЮвОЗ    11562 12721    13145    13194

УДК 629.7.002.3    Группа    Л15

ОТРАСЛЕВОЙ СТАНДАРТ

УСТРОЙСТВА ДЛЯ РЕВЕРСИРОВАНИЯ РЕАНТИВНОЙ ТЯГИ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Общие технические требования

ОКСТУ 7530

ОСТ 1 01040-82

Нл 16 страницах

Введем впервые

Распоряжением Министерства oi 21 декабри 1982 г.    S,    298-89

срок действия установлен с 1 января 1984 г.

Настоящий стандарт распрост{ктиется на реверсивные устройства (РУ'. работающие по принципу и .мекония направления реактивной струи газотурбинного двигателя (в дальнейшем изложении - двигатель) для получения обратной тяги или иля нейтрализации примой тяги, используемые при торможении самолетов ни пробеге после посадки и в аварийных случаях при прерванном взлете.

Стандарт устанавливает общие требовании, которые должны выполняться при разработке реверсивных устройств, требовании к конструкции, к системам упрлмЛе-

йздание официальное    гр    6277535    от    15.03.83    Псрепечатщ    юспрещена

Страница 2

eiexiw

М

11562

2

т

£

ОСТ 1 01040-82

Стр. 2

ния, блокировки и сигнализации; эксплуатационные характеристики и нормы, требования но надежности и условиям применения, по объему испытаний.

Стандарт обязателен для реверсивных устройств пассажирских самолетов.

D стандарте но отражена спеиифиха требований к реверсивным устройствам, включаемым в полете.

Пояснения терминов, используемых в стандарте, приведены в справочном приложении 1.

1. ОБШИЕ ТРЕБОВАНИЯ

1.1.    В случае применения РУ для торможения самолета должны быть рассчитаны необходимая реверсовооружекность самолета на заданной длине торможения

и количество двигателей с РУ, обеспечивающих эту реверсоьооруженность.

Реверсовооруженность самолета является параметром, определяющим эффективность применения реверсирования тяги для торможения самолета, и ровна отношению средней на длине пробега суммарной тяг* всех двигателей с РУ п/вос средний тормозящий входной импульс этих двигателей к сило тяжести самолета.

Минимальная ре во рсо вооруженность самолета должна быть рассчитана для различных условий, в которых предполагается использование РУ, и, в первую очо-редь, для критических случаев послопосадочного пробега самолета без использования тормозов.

1.2.    РУ при работе как на прямой, так и на обратной тяге на всех режимах, разрешенных руководством по летной эксплуатации, не должно оказывать недопустимых воздействий на самолет, т. е. должны быть исключены:

-    недопустимы! нагрев и вибрации элементов конструкции самолета от воздействия реверсивных струй;

-    недопустимые вертикальные или боковые нагрузки на элементы самолета в случае установки неуравновешенного РУ или каких-либо отказов РУ;

-    недопустимое снижение устойчивости и управляемости самолета из-за влияния реверсивных струй на системы управления;

-    существенное изменение аэродинамических характеристик самолета.

1.3.    Конструктивные элементы РУ. определяющие направление выходящей реактивной струи, должны с учетом размещения РУ на самолете обеспечивать отсутствие попадания выходных струй в воздухозаборник двигатели или в воздухозаборники соседних двигателей в количестве, нарушающем устойчивую работу двигателя, до заданного значения послепосадочной скорости самолета, а также обеспечивать отсутствие попадания в воздухозаборник под действием реверсивных струй посторонних частми и предметов с поверхности аэродрома.

Страница 3

Инг Ni дубликата___ 2

Инв N* подлинника    4971__Nt    MS».    11S62

_________ 8

ОСТ 1 01040-82 стр. 3

1.4.    На стадии эскизного проектирования самолета и силовой установки с РУ должна быть проведена расчетная или экспериментальная (на моделях) оценка скорости самолета во время его торможения с использованием РУ, при которой начинается попадание выходных струй в воздухозаборники своего или соседних двигателей.

При испытании исполнительной модели самолета в аэродинамической трубе должно быть получено экспериментальное подтверждение скорости, при которой начинается попадание выходных струй на вход в двигатель, а также должны быть измерены аэродинаммчоски© моменты, возникающие от воздействия реверсивных струй, и проверены эффективность элементов управления самолетом и изменение аэродинамических характеристик.

1.5.    РУ при включении, работе на обратной тяге и при выключении, а также при работо на прямой тяге не должны вызывать недопустимых отклонений в роботе двигателя. Увеличение и уменьшение реверсивной тяги при изменении режима работы двигатели с включенным РУ должно быть плавным, без скачков я провалов, выходящих за пределы, установленные технической документацией.

В случае увеличения колебаний или изменения частоты вращения роторов, изменения характеристик вибраций корпусов, повышения температуры выходящих газов из двигателя или изменения других параметров должны быть проведены специальные расчеты или испытания, подтверждающие допустимость этих измсноний.

1.6.    РУ в полетных условиях не должны давать существенных аэродинамических потерь за счет неприлеганжя внешних ковшей, наличия открытых окон, перетеканий по внутренним полостям РУ и т.п.

Фактические потери должны определяться испытаниями РУ в аэро динамически х трубах или при специальных летных испытаниях.

Определенные при испытаниях значения потерь должны быть специально согласованы.

2. ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ

2.1. Потеря тяги и увеличение удельного расхода топлива двигатели но режимах примой тяги, обусловленные РУ, должны быть минимальными.

2.2. Масса РУ должна быть минимальной. Оценку массы РУ (/1^, ) следует проводить по значению удельной массы РУ• определяемой по формуле:

W,

на

где tfpy - сумма масс деталей, обеспечивающих получение обратной тяги, трактовых поверхностей на участке РУ, а также привода с рабочим телом, агрегатов РУ, системы управления и сигнализации, иг;

Страница 4

29ST 1 |'«CN HI I    I T/.CV ШШЯОМ Щ    Ч1Щ

rTwil    nexnugAV    *N    «нИ

OCT 1 01040-82

Стр. 4

^ - массовый расход воздуха через двигатель (через реверсируемый контур двигателя) на взлетном режиме, кг/с.

Оптимальные значения удельной массы реверсивных устройств Л' приведе-ны в рекомендуемом приложении 2.

2.3. Каждый элемент конструкции РУ и все его агрегаты должны быть надежно защищены от влияния метеорологических условий и коррозии.

Детали узлов опор и подшипники в поворотных и движущихся элементах должны выполняться из коррозионно-стойких материалов. Примененные смазки должны быть проверены на отсутствие склонности при длительной работе к коксованию.

2.4. Для обеспечения запасов газодинамической устойчивости двигателя при включении РУ, а также при работе на режимах обратной тяги должны быть выполнены следующие требования:

- эффективная плошадь проходных трактовых сечений РУ должна быть такой, чтобы в процессе перекладки поворотных элементов РУ и на всех режимах обратной тяги смешение линий рабочих режимов на поле характеристик каждого из каскадов компрессора (а также вентилятора, если двигатель двуххоктурный) не было более 1 % по коэффициенту смешения линий рабочих режимов относительно соответствующих режимов прямой тяги.

Ке должен определяться по формуле:

/

Ллг

где Л*, л к - стопомь повышения давления компрессора на режимах прямой я обратной тяги соответственно на одних и тех же частотах вращения;

&б.пр*&Л.лр~ приведенный расход воздуха на режимах прямой и обратной тяги соответственно на одних и тех же частотах вращения, кг/с;

- в двухконтурных двигателях конфигурация проточной части РУ и прилегающих участков газовоздушного тракта доякна быть такой, чтобы в проточной части за вентилятором на режимах прямой и обратной тяги пульсации полного давления ДР не были болео 2 %.

Значение ДР определяется по формуле:

Лрш*/00*2 %,

ср

-    размах пульсаций полного давления, Па;

-    ос родненное по времени давление заторможенного потока, Па.

где А

ср

Страница 5

Инг Mt дубликата Инг И* подлаимнна

_______ 10

ОСТ 1 01040-82 СТр. 5

2.5.    Конструктивно НУ по возможности должны выполниться в виде единого цельного модуля, с обеспечением легкого монтажа и демонтажа к элементам крепления двигателя или самолета, при этом без каких-либо частичных разборок самого узла РУ. В РУ должна быть обеспечена возможность легкой замены наиболее нагруженных деталей (решеток, створок и т.п.) в условиях эксплуатации. При необеспечен ии взаимозаменяемости РУ для разных силовых установок самолета объем переделок должен быть минимальным.

2.6.    Все системы и агрегаты, необходимые для работы РУ, по возможности должны быть установлены на РУ, составляй с ним единый комплекс, чем должна обеспечиваться возможность испытаний РУ в случао его изготовления и поставки отдельно от двигателя.

Невыполнение указанного условия должно быть обосновано: какие характеристики РУ в этом случае существенно улучшены (параметры, масса и т. п.).

2.7.    РУ должно иметь достаточное число такелажных узлов дли монтажа и демонтажа. В конструкции РУ должны быть предусмотрены специальные элементы, обеспечивающие образование опорных поверхностей для транспортирования.

2.8.    При использовании на РУ систем управления с гидроприводами должны применяться преимущественно негорючие рабочие жидкости.

2.9.    При нашчнн в конструкции РУ зон, где может скапливаться топливо или атмосферная влага, в указанных местах должны быть дренажные отверстия или системы по схеме, согласованной с разработчиком самолета.

2.10.    Конструкция РУ должна обеспечивать возможность получения достаточной информации для оценки технического состояния РУ в процессе эксплуатации.

Для осмотра высоком аг ру же иных деталей при необходимости должны быть предусмотрены специальные окна и лючки, обеспечивающие визуальный контроль яда ввод контрольных приборов.

2.11.    Конструкция РУ должна обеспечивать высокую эксплуатационную технологичность:

-    удобный доступ ко всем агрегатам и возможность их замены;

-    минимальные регламентные работы;

-    возможность проверки срабатывания РУ или его элементов при неработающем двигателе (от аэродромного источника) или ручным приспособлением;

-    крышки люков для подхода к часто обслуживаемым агрегатам должны быть легкооткрываемыми или логкосьемными.

Страница 6

Мм». Mt дубликата__ Wt    мзм.    2

Икв. Hi подмиима_ 4971__И»    11562

ОСТ 1 01040-82 стр. а

3. ТРЕБОВАНИЯ К СИСТЕМАМ УПРАВЛЕНИЯ.

БЛЭКИИЭВКИ И СИГНАЛИЗАЦИИ

3.1.    Система управления РУ должна обеспечивать включение и выключение РУ с любого режима работы двигателя.

3.2.    Рычаг управления реверсивным устройством (РУР) конструктивно должен быть объединен С рычагом управления двигателем (РУЛ).

3.3.    Система управления РУ должна быть выполнена таким образом, чтобы для увеличения обратной тяги необходимо была перемешать РУД 'к себе', а для уменьшения - 'от себя'.

3.4.    Системы управления РУ на самолете должны быть выполнены так. чтобы перевод двигателя на режим реверсирования тяги требовал необходимости выполнения двух раздельных, четко выраженных операций:

-    уборка прямой тяги с фиксацией РУД в положение малого газа;

-    включение РУ и выход на режим реверсирования тяги.

3.5.    Система управления РУ должна обеспечивать:

-    автоматическое выключение или снижение режима работы двигателя до малого газа в случае самопроизвольного включения РУ, а также в случаях иоперск-ладка РУ в положение 'обратная тяга' или отказа системы управления РУ;

-    невозможность увеличения режима работы двигателя выше малого газа в случае неперекладки РУ из положения 'прямая Тяга' в положение 'обратная тяга' иля из положения 'обратная тяга' в положение 'прямая тяга';

-    автоматическое снижение режима работы двигателя до малого газа в случае отказа, приводящего к самопроизвольной перекладке РУ в положение 'прямая тяга

3.6.    Исполнительные элементы РУ в положении 'прямая тяга' должны иметь специальное запорное устройство (замок), блокирующее их самопроизвольную перекладку в положение 'обратная тяга'.

3.7.    РУ должно быть оборудовано сигнализаторами, передающими информацию об открытии и закрытии замка подвижных элементов и о перекладке РУ

(в течение всего времени реверсирования). Сигнал о случайном открытии замка должен отличаться от сигнала об открытии замка при включении РУ летным экипажем.

Постановка дополнительных сигнализаторов о промежуточных положениях подвижных элементов РУ может вводиться в случае их необходимости.

Выдача сигнала на сигнализатор должна обеспечиваться непосредственно с того элемента конструкции, функциональное действие которого контролируется.

Страница 7

Мн». Nt дубликата____    Nt    ,зм 2

Им. Nt подлииима    4П71__Nt    mi.|:i562

_—_ 12

ОСТ 1 01040-82 Стр. 7 I

3.8.    В процессе разработки РУ расчетно-экспериментально должна быть подтверждена мошность Ne0rfimOt необходимая для перекладки РУ о положения обратной

и прямой тяги в различных эксплуатационных условиях.

3.9.    Мощность привода    .    обеспечивающего перекладку РУ, должна быть

*лри6 * '•    max

3.10.    Выбор типа привода должен проводиться с учетом оптимальных конструктивных условий его работы по размерам, мощности, массе, эксплуатационным факторам.

4. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И НОРМЫ

4.1.    Отклонения от заданной максимальной обратной тяги не должны быть

более 5 %.

4.2.    Подвижные элементы РУ из положения 'прямая тяга' в положение 'обратная тяга' должны перекладываться за время не более 2 с; из положения 'обратная тяга' в положение 'прямая тяга' - в пределах от 3 до 5 с.

При перекладках РУ в положение прямой тяги на режиме земного малого газа допускается время перекладки менее 3 с.

4.3.    Время приемистости от режимов прямой тяги до режима максимальной обратной тяги должно оговариваться тактико-техническими требованиями (ТТТ).

Во всех случаях время перехода от режима прямой тяги полетного малого газа к режиму, соответствующему 95 % максимальной обратной тяги, не должно быть более 10 с; время перехода от взлетного режима до режима, соответствующего 95 % максимальной обратной тяги (прерванный взлет), не должно быть более 6 с.

4.4.    Время работы РУ на установившемся режиме максимальной обратной тяги должно обеспечиваться не менее 60 с.

Допускается по согласованным ТТТ уменьшение указанного значения.

4.5.    Количество рабочих включений РУ (с выходом на максимальную обратную тягу) на каждые 100 ч наработки силовой установки в зависимости от средней продолжительности одного полета самолета, на котором установлены РУ данного типа, должно соответствовать указанным в таблице.

Средняя продолжительность полета самолета, на котором установлено РУ, ч

Количество включения РУ на 100 ч наработки

Болос 4,0

35

От 2,0 до 4,0 вклоч.

60

Страница 8

Ии». Nt дубликата Ии». Nt поддиииика

ОСТ 1 01040-82

Стр. 8

Продолжение

Средняя продолжительность полета самолета, на котором установлено РУ, ч

Количество включений РУ на 100 ч наработки

От 1,5 до 2,0 включ.

80

От 1,0 до 1,5 включ.

100

Менее 1,0

120

5. ТРЕБОВАНИЯ ПО НАДЕЖНОСТИ

N

eg

со

ю

:

5.1.    Для РУ должны быть определены расчетные значения запасов статической прочности его элементов на наиболее тяжелых режимах с учетом рабочих температур.

Достаточность значений запасов прочности может оцениваться на основании имеющегося опыта эксплуатации РУ аналогичных конструкций и должна согласовываться с головной организацией разработчика.

Максимальное значение запаса прочности любого элемента не должно быть менее требуемой нормативными документами.

5.2.    В обязательном порядке должно проводиться термометрирование деталей РУ в стендовых условиях во всем диапазоне эксплуатационных режимов при работе двигателя на прямой и обратной тяге.

5.3.    Наиболее нагруженные элементы РУ или имевшие потомки во время доводки должны теызометрироваться в стендовых условиях.

Элементы РУ, воспринимающие нагрузки от внешнего обдува в полете, должны тензометрироваться в летных условиях.

5.4.    Объем термометрирования и тенэометрирования (пп. 5.2 и 5.3) должен согласовываться с готовной организацией разработчика.

5.5.    Выход РУ из строя, дефекты или потомки его элементов, системы управления, отказ агрегатов но должны вызывать нарушения работоспособности двигателя.

5.6.    Ресурс РУ должен быть но менее ресурса двигателя, при этом время работы на режимах обратной тяги н суммарное количество рабочих включений должны соответствовать пп. 4.4 и 4.5.

5.7.    Узлы реверсивного устройства должны быть ремонтопригодны как в стационарных условиях, так и в условиях эксплуатации.

Страница 9

Ии». Nt дубликата__*    ММ.    2

Ии». Ht подлинник»    ^71    I*»    »»■    111562

14

ОСТ 1 01040-82 стр. о

6. УСЛОВИЯ ПРИМЕНЕНИЯ

6.1.    РУ должно обеспечивать возможность использовании его при пробеге после посадки самолета и при прерванном взлете.

В случае применения РУ в полетных условиях дополнительные требовании и объем проверок должны быть оговорены отдельно.

РУ должно попускать тахже его использование при кратковременных маневрах и перемещениях по аэродрому.

6.2.    При послепосадочном пробеге самолета в обычных нормальных условиях (сухая взлетно-посадочная полоса (ВПП), исправные тормоза и т. п.) РУ должно использоваться до скорости пробега, начиная с которой происходит засасывание в двигатель посторонних частиц или попадание выхлопных газов в воздухозаборник двигателя или в воздухозаборники соседних двигателей, приводящее к нарушению их устойчивой работы.

Значение этой скорости должно быть не более 120 км/ч. Допускается по согласованным ТТТ изменение указанного значения.

6.3.    Оценка фактической скорости самолета, при которой должны отключаться РУ (п. 6.2), может быть проведена при летных испытаниях или получена предварительным определением критериев неоднородности потока на входе в двигатель при попадании на вход в воздухозаборник реверсивных струй. Указанные критерии приведены в рекомендуемом приложении 3.

6.4.    В условиях прерванного взлета применение РУ должно допускаться до полюй остановки самолета. Проявляющиеся при этом явления неустойчивой работы двигателей не должны создавать дополнительных критических ситуаций, опасных для самолета.

6.5.    В условиях опасных ситуаций при посадке (иапример, обледенелая ВПП, отказ тормозов и т. п.) РУ самолета должны обеспечивать по суммарной обратной тяге эффективное торможение самолета в пределах ВПП с применением реверсирования до полной остановки самолета, если проявляющиеся явления помпажа не приводят к критической ситуации, опасной для самолета.

В последнем случае должно обеспечиваться торможение самолета в пределах длины ВПП с учетом выключения РУ на предельной скорости, предупреждающей наступление помпажа.

7. ТРЕБОВАНИЯ ПО ОБЪЕМУ ИСПЫТАНИЙ

7.1.    Опытный образец РУ до передачи в серийное производство должен пройти комплекс испытаний, указанных в пп. 7.1.1 - 7.1.13.

7.1.1.    Стендовые длительные испытания совместно с двигателем, которые проводятся в соответствии и по регламенту 'Единые нормы потной годности гражданских и транспортных самолетов стран - членов СЭВ, 1985 г. (ЕНЛГ-С).

Страница 10

Ин». Hi дубликата__ IMt    »зм. 2

Ииа Nt подлинника_    4971__|W>    M».|ll562

15

ОСТ 1 01040-82 стр. Ю

7.1.2.    Для проверки работоспособности узлов, трубопроводов, агрогатов и других систем РУ должны быть проведены все специальные испытания, предусмотренные соответствующими разделами КНЛГ-С.

7.1.3.    Проверка работоспособности двигатели при максимальных возможных в эксплуатации значениях температуры гаэоо перед турбиной и частоты вращения роторов ('горячие' испытания) должна проводиться в компоновке с РУ (в случае, если поставка двигателя будет производиться с РУ и боэ РУ).

7.1.4.    При проверке двигателя на достаточность запасов газодинамической устойчивости должно быть подтверждено выполнение требований п. 2.4.

7.1.5.    Должно быть проведено термометрированке деталей РУ в соответствии с п. 5.2 н тонзометрмрованмо в соответствии с п. 5.3.

7.1.6.    Если в конструкции РУ имеются блокировки или какие-либо другие устройства, функциональное назначение которых не проверяется при испытаниях по

п. 7.1.2, должны быть проведены специальные испытания, подтверждающие их правильное функционирование.

7.1.7.    Проверка значений потерь тяги и ухудшения удельного расхода топлива должна производиться сравнительными испытаниями с постановкой герметичной трактовой обоючки на участке РУ на основных режимах прямой тяги. Эти значения должны быть внесены в технические условия на двигатель.

7.1.8.    Обеспечение норм по приемистости от режимов земного малого газа и взлетного (прерванный взлет) до режима, соответствующего 95 % максимальной обратной тяги (п. 4.3) должно быть подтверждено непрерывной записью соответствующих параметров.

7.1.9.    Статические испытания еяловых элементов РУ должны проводиться

для проверки прочности, жесткости и несущей способности при нагрузках, имитирующих аэродинамические, газовые силы и силы инерции, соответствующие максимальным эксплуатационным силам.

Допускается проведение статических испытаний РУ либо в системе полноразмерного двигателя, либо отдельно при условии имитации влияний всех примыкающих стыковочных узлов.

Объем н программа статических испытаний должны быть согласованы с головной организацией по двигателям.

7.1.10.    Агрегаты системы управления и целиком вся система должны быть проверены на работоспособность в условиях низких температур. Программа испытаний должна предусматривать имитацию образования хонаенсата к проверку работоспособности системы при его замерзании.

Страница 11

Инг Nt дубликата___Nt    11    2

Ии» Ni подлинника    4971    |W«    Ч».1ц562

16

ОСТ 1 01040-82    сп,.,,

7.1.11.    До начала летных испытаний РУ в системе двигателя должно быть проворено при работе на режимах примой тяги на лотаютей лаборатории.

7.1.12.    .Четные испытания по проверке работоспособности и эффективности РУ должны включать полный обьем испытаний, предусмотренных ЕНЛГ-С, в том числе;

-    воздействие РУ на работу двигателя (п. 1.5);

-    воздействие РУ на самолет (п. 1.2);

-    проверки в условиях нормальных ьзлотов и посадок с проведением специальных испытаний по определению фактической минимальной скорости движения самолета при пробеге, до которой возможно использование реверсивного устройства (см. п. 6.2);

-    проверка возможности попадания с ВПП посторонних предметов в воздухозаборники двигателей;

-    проверка эффективности РУ при прерванном взлете (п. 6.4);

-    проверка эффективности РУ при торможении самолета без использования тормозов (п. 6.5);

-    оценка работы системы управления РУ.

7.1.13.    В программе летных испытаний самолета должна быть предусмотрена проверка работы РУ в различных условиях эксплуатации при прямой в обратной тяге (по возможности в различных климатических условиях при высокой в низкой

температуре окружающей среды).

7.2. При серийном производство РУ должны быть предусмотрены испытания

по ГОСТ В 15.307-77 с учетом следующего:

-    изготовлении* и собранные РУ до установки на изделие должны подвергаться проверке на срабатывание и на соответствие другим параметрам, оговоренным техническими условиями;

-    не реже одного раза в год должна проводиться проверка фактических потерь прямой тяги и удельного расхода топлива в соответствии с п. 7.1.7;

-    РУ. отправляемые в эксплуатацию отдельно от двигателя, должны проходить проворку и испытания по специальной программе;

-    при необходимости внедрения в конструкцию РУ изменений, требующих проверки длительными испытаниями, или при проведении ресурсных испытаний РУ должны преимущественно использоваться сокращенные эквивалентные (или циклические) испытания по программам, обеспечивающим соответствие по нагрузочным условиям работе РУ в эксплуатации, включая полное количество перекладок на обратную тягу с работой иа этом режиме и полное время работы на взлетном режиме.

Страница 12

ОСТ 1 01040-82 стр. 12

ПРИЛОЖЕНИЕ 1 Справочное

ТЕРМИНЫ И ИХ ПОЯСНЕНИЯ

Термин

Пояснения

1. Запас устойчивости (запас

По ГОСТ 23851-79, приложение

газодинамической устойчи-

пости)

2. Исполнительная модель

Модель самолета в выбранной компоновке

самолета

3. Коэффициент смошения линий

Коэффициент, равный частному от полония от-

рабочих режимов компрессора

ношония степени повышения полного давления к массовому расходу воздуха на режимах обратной и прямой тяги при одной и той же частоте вращения ротора ГТД

4. Неуравновешенное реверсивное

РУ, у которого равнодействующие нагрузок

устройство

(сил и моментоо сил) от выходящих реактивных струй в плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя (мотогомдолы самолета), не ровны нулю

5. Обратная тяга ГТД

По ГОСТ 23851-79, приложение

Обратная тяга

6. Прямая тяга ГТД

По ОСТ 1 00470-82, приложение

Прямая тяга

7. Реактивная струя

По ОСТ 1 00470-82, приложение

8. Реверсивное устройство

По ОСТ 1 00470-82, приложение

9. Реверсовооруженкость

Отношение средней на длине пробега суммарной

самолета Qpeg

обратной тяги всех двигателей с РУ плюс средний тормозящий входной импульс этих двигателей к силе тяжести самолета

( Р<х}р*2 dS,eS Ynae^nt

Qpei G '

°ncc

где Prfp - средняя ни длине пробега обратная тяга одного двигателя, Н;

Страница 13

см

S

i

ж

5

ж

i

If

г

«в

s

ОСТ 1 01040-82 стр. 13

Продолжение

Термин

10.    Входной импульс двигателя

11.    Рожим земного малого газа Земной малый газ

12.    Стендовая тяга ГТД Стендовая тяга

Пояснения

^6ре6 ~ сРеЯНИЙ на апкме пробега массовый расход воздуха на режиме реверсирования, кг/с;

Vn(/C - скорость самолета во время касания при посадке, м/с; nf - количество двигателей с реверсивными устройствами;

0/юс - сила тяжести самолета, Н;

Произведение массового расхода воздуха на скорость набегаюшего потока

По ГОСТ 23851-79

По ГОСТ 23851-79

Страница 14

Hu. Mi arlMuu__№    им.    2

lia. Nr NIWNU    497l    №    in    11562

19

OCT 1 01040-82

Стр. 14

ПРИЛОЖЕНИЕ 2 Рекомендуемое

ОПТИМАЛЬНЫЕ ЗНАЧЕНИЯ УДЕЛЬНОЙ МАССЫ РЕВЕРСИВНЫХ УСТРОЙСТВ Мру ^

1. Значения ^Ру    современных РУ в зависимости от их размерности, опре

деляемой расходом воздуха через двигатель на взлетном режиме, указаны в таблице.

Удельная масса РУ,

Расход воздуха, кг/с

кг , не более кг/с

Менее 200

1.40

От 200 до 400 в ключ.

1.35

Более 400

1.30

Примечания: 1. Значения Мру у даны для РУ, расчетным режимом работы которых являются режимы, не превышающие номинальный (максимальный продолжительный) режим работы двигатотя.

2. Для РУ, расчетным режимом работы которых является взлетный режим работы двигателя, значения Мру^д могут быть уволхчоны ^ на 10%. Для РУ, расчетный режим работы которых превышает по тяге на 5-10% взлетный режим, значения    могут    быть    увеличены    ~    на    20%.

Страница 15

N

11562

5

Ш

*

ш

*

ОСТ 1 01040-82

Стр. 1 5

ПРИЛОЖЕНИЕ 3 Рекомендуемое

КРИТЕРИИ НЕОДНОРОДНОСТИ ПОТОКА НА ВХОДЕ В ДВИГАТЕЛЬ ПРИ ПОПАДАНИИ НА ВХОД В ВОЗДУХОЗАБОРНИК РЕВЕРСИВНЫХ СТРУЙ

X. При роботе РУ во время послепосадочного пробега самолета значения критериев неоднородности потока на входе в двигатель должны быть:

-    мгновенная окружная неравномерность поля полных давлений

Wm(a£c + 6)4 6,3% ,

где Л 6>0 - параметр неравномерности стационарного поля полных давлений;

£    -    интенсивность    пульсаций полного давления, определяемая как отно-

uioinie среднего квадратического отклонения переменной составляющей процесса колебаний к среднему уровню давлений по сечению;

-    импульсивное увеличение потерь полного давления в секторе&<р"'■/60°

&6 < 5%;

-    мгновенная окружная неравномерность поля температур

Т* - Т *

=г _ 'гор 'сред

т +

'сред

100*4,5% ,

где ^2ор    ~ температура потока, осреднекная по сочешоо в 'горячей' эсно;

~^СреЭ ~ температура потока, осрепленная по всему сечению перед двигателем.

Методы измерений и расчета вышеуказанных предельных значений критериев указаны в соответствующих документах головной организации по двигателям.

2. Предельные значения указанных критериев являются факультативными и в случае, если при специальных испытаниях двигателя на самолете установлено, что указанные значения возмущений для данного двигателя могут быть превышены, то в качестве предельных возмущений могут быть приняты новые, полученные в результате этих испытаний.

Страница 16

Им. № ду<«м1Т1    _

Жп, № ИД1ШЩ    4971

21

ОСТ 1 01040-82 Стр. 10 I

ЛИСТ РЕГИСТРАЦИИ ИЗМЕНЕНИЙ

Nr

иэм.

Номера странга

Номер

'Иэв.

об

ИМ,'

Подпись

Дата

Срок

введена

изменена

изме

ненных

заме

ненных

новых

анну-

пиро—

ванных

Порой

здаи с

2

г

*

змонени

и

2

_ « - - - - -------

2, б.