ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Входные устройства силовых установок сверхзвуковых самолетов из "Практическая аэродинамика маневренных самолетов " Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, входных каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопо мпажных створок, устройств слива пограничного слоя и других составных элементов. От безотказной работы этой системы зависит эффективность и надежность силовой установки в целом. Правильная эксплуатация такой системы, своевременное предупреждение неисправностей и устранение возникших отказов требуют глубокого понимания сложных газодинамических процессов, происходящих в элементах входного устройства. [c.36] К числу важнейших эксплуатационных требований относятся надежность работы всех систем, простота обслуживание, защищенность от попадалия в двигатель грунта и посторонних предметов при рулении и взлете и др. [c.36] К числу основных параметров, характеризующих эффективность входных устройств, относятся следующие. [c.36] Чем выше коэффициент авх, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве и эффективнее термодинамический цикл двигателя, что оказывает влияние на экономич-ность силовой установки. Получение высоких значений коэффициента авх имеет важнейшее значение также для увеличения расхода воздуха и тяги силовой установки,особенно при сверхзвуковых скоростях полета. [c.37] Чтобы судить о влиянии тгвх и, следовательно, авх на данные двигателя, можно указать, что снижение тгвх при М = 2,5 от 17 до 12, т. е. на 30%, приводит к уменьшению тяги примерно на 45% и к увеличению удельного расхода топлива на 15%. Отсюда ясна исключительно важная роль правильной организации процесса торможения воздушного потока в сверхзвуковом воздухозаборнике. [c.37] При сверхзвуковых скоростях полета перед воздухозаборником происходит сужение струи, причины которого будут объяснены далее, означающее уменьшение расхода воздуха через воздухозаборник. Поэтому коэффициент ср является важным параметром, характеризующим режим работы воздухозаборника и запас его устойчивости. [c.38] Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательно расположенных один за другим косых скачков уплотнения, заканчивающихся обычно прямым скачком. Такие поверхности называют поверхностями торможения. [c.39] По форме поперечного сечения воздухозаборники подразделяются на плоские и осесимметричные. У воздухозаборников первого типа поверхности торможения сверхзвукового потока состоят из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом одна к другой и образующих ступенчатый клин, при обтекании изломов которого возникают косые скачки уплотнения. У осесимметричных воздухозаборников поверхность торможения получают сопряжением нескольких конических поверхностей, образующих ступенчатый конус. Скач ки уплотнения в этом случае возникают в местах излома образующей ступенчатого конуса. [c.39] Основное преимущество плоских воздухозаборников состоит в том, что регулировать их конструктивно проще, причем изменение регулируемых параметров можно осуществлять в более широком диапазоне. Поэтому плоские воздухозаборники находят все более широ кое применение. [c.39] Воздухозаборники, устанавливаемые в головной части фюзеляжа или двигательной гондолы, получили название лобовых, а у боковой поверхности фюзеляжа — б о к о.в ы х или примыкающих. [c.39] Главное преимущество боковых воздухозаборников состоит в освобождении носовой части фюзеляжа для размещения радиолокационного и другого специального оборудования. [c.39] Схемы размещения лобовых и боковых воздухозаборников, характерные для современных сверхзвуковых самолетов, показаны на рис. 2.4 (а — лобовой воздухозг борник, расположенный в носовой части фюзеляжа б и г — полукруглый и плоский воздухозаборники с вертикальным расположением клина у боковой поверхности фюзеляжа д — плоский боковой воздухозаборник с горизонтальным расположением клина в —секторный воздухозаборник в месте сочленения крыла и фюзеляжа). [c.39] При боковом расположении воздухозаборника принимаются специальные меры для устранения вредного влияния пограничного сЛоя, образующегося на расположенной впереди него поверхности летательного аппарата. Для этого между боковой поверхностью летательного аппарата и воздухозаборником имеются ндели для слива пограничного слоя. Воздух отводимого пограничного слоя может быть использован для охлаждения элементов двигателя, а также подаваться в эжекторное сопло. [c.39] Далее воздушный поток входит во внутренний канал воздухозаборника, вначале слегка сужающийся, а затем плавно расширяющийся. Самое узкое сечение этого канала называют горлом воздухозаборника. Течение воздуха во внутреннем канале сопряжено с в0зн1икн0 вением значительных потерь, обусловленных вязкостным трением и отрывом потока ат поверхности торможения в районе горла. [c.41] Образование зоны отрыва за горлом вызвано тем, что сжатие газового потока до горла сопровождается его значительньгм отклонением от осевого направления. В районе горла требуется иметь столь же значительный обратный поворот потока, чтобы возвратить его к осевому направлению. При этом повороте возникают инерционные силы, вызывающие отрыв потока за горлом на поверхности торможения. На рис. 2.6 показана схема течения воздуха, учитывающая наличие пограничного слоя и образование зоны отрыва. Как видно, образующиеся у поверхности центрального тел и обечайки пограничные слои быстро нарастают по длине обтекаемой поверхности, а вблизи горл возникает отрыв потока. [c.41] Наличие пограничного слоя значительной толщины и зо-ны отрыва приводит к увеличению потерь полного давления и неравномерности и нестационар ности потока за воздухозаборпико-м. [c.41] Поэтому принимается ряд мер для снижения вредного влияния указанных факторов. К этим мерам относятся выбор величины площади горла, слив пограничного слоя, применение специальных турбулизаторов и др. [c.42] Площадь горла воздухозаборника Рг обычно выбирается из условия, что скорость потомка в нем равна скорости звука. Выб- ранная из этого условия величина площади горла называется оптимальной. Если площадь горла меньше оптимальцой, оно не сможет пропустить весь расход воздуха, который соответствует площади сверхзвуковой струи в невозмущенном потоке. В таком случае перед плоскостью входа возникает головная волна. Это приводит к снижению расхода воздуха и коэффициента авх и к возрастанию внешнего сопротивления воздухозаборника. Если же площадь горла больше оптимальной, то в этом случае возрастут потери, вызванные перерасширением горла. [c.42] Чтобы предотвратить развитие отрыва потока воздуха в канале за горлом и обеспечить условия для быстрого его выравнивания и стабилизации, осуществляют надлежащ-ее профилирование внутреннего канала воздухозаборника. Кроме того, принимают специальные меры по удалению образовавшегося пограничного слоя. Для этого на поверхностях торможения за вторым и последующими косыми скачками имеется перфорация 2 (ряды мелких отверстий), а в области горла — щель 1 для слива пограничного слоя. Со стороны поверхности торможения в дозвуковой части воздухозаборника, расположенной за горлом, иногда устанавливаются специальные турбулизаторы 3 (генераторы вихрей), служащие для выравнивания потока перед компрессором. Они выполняются в виде коротких лопаток малого удлинения (козырьков), имеющих высоту, несколько большую толщины пограничного слоя. При обтекании этих лопаток, устанавливаемых под большими углами атаки к потоку, возникают вихри, которые способствуют перемешиванию пограничного слой с основным потоком. В результате этого предотвращается образование и развитие зон отрыва пограничного слоя, происходит выравнивание поля скоростей и уменьшаются пульсации потока перед компрессором. [c.42] При числах М полета, меньших расчетных, углы наклона ко сых скачков возрастают. Поскольку линии потока в плоском сверхзвуковом течении эквидистантны поверхности ступенчатото клина, то, как показано на рис. 2.7, в рассматриваемых условиях площадь струи Ри получается обязательно меньше гео-метричес-кой площади Рвк- В результате этого коэффициент расхода ср становится меньше единицы, В указанных условиях (когда ср 1) воздухозаборник создает весьма значительное внешнее сопротивление, которое в технической литературе получило наименование дополнительного. [c.43] Вернуться к основной статье