Воздухозаборник сверхзвуковой

Плоские косые скачки уплотнения имеют место в плоских воздухозаборниках сверхзвуковых ВРД, в сверхзвуковых компрессорах и камерах сгорания, при обтекании крыльев сверхзвуковых летательных аппаратов. Конические скачки имеют место в осесимметричных сверхзвуковых диффузорах и при сверхзвуковых полетах заостренных осесимметричных тел. [c.221]

Была обеспечена работоспособность двигателя и его систем при температуре воздуха на входе до 330°С на максимальном режиме и 300°С на длительном (непрерывно до 2,5 часов) крейсерском режиме, устойчивая работа на всех режимах при большой стационарной и динамической неравномерности воздушного потока, присущей воздухозаборнику сверхзвукового самолета (окружная неравномерность 5,6%, интенсивность пульсации до 3%). Особенности конструкции силовой установки самолета Т-4, предусматривающей расположение в одном канале воздухозаборника двух двигателей, потребовали значительных запасов газодинамической устойчивости, исключа- [c.171]

Однако при глубоком дросселировании двигателя (значительном изменении числа оборотов пли проходного сечения сопла ИТ. п.) указанный режим работы диффузора — воздухозаборника нарушается. Так, при уменьшении объемного расхода через двигатель противодавление за диффузором увеличивается, в связи с чем дополнительная сверхзвуковая зона сокращается и потери в дополнительном скачке падают (Од растет). При некотором дроссельном режиме дополнительная сверхзвуковая зона в диффузоре исчезает. Дальнейшее сокращение расхода приводит к тому, что в горле диффузора устанавливается дозвуковая скорость, после чего дросселирование начинает воздействовать на интенсивность замыкающего скачка входной системы из-за уменьшения расхода уменьшается скорость за скачком, что заставляет его смещаться в область больших значений скорости перед ним, но при этом система скачков не будет фокусироваться на кромке обечайки. [c.486]

При расчете внешнего обтекания или расчете течения в воздухозаборнике в качестве одной из границ может быть взята ударная волна (характеристика), направление которой может быть рассчитано в ходе решения задачи о взаимодействии двух однородных сверхзвуковых потоков. [c.281]

Ниже приводятся примеры расчета двумерных сверхзвуковых течений, относящиеся к течениям в воздухозаборниках и соплах. [c.286]

Турбореактивный двигатель (рис. 6.2) устанавливают на самолетах с околозвуковыми скоростями полета (при высокой начальной температуре газа перед турбиной скорость полета может увеличиваться до М > 2). Параметры рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания топлива в воздухе) - давление р, температура Т и скорость w — вдоль газовоздушного тракта ТРД изменяются так, как показано в нижней части рис. 6.2. На взлете воздух из внешней среды засасывается через воздухозаборник I. Вследствие потерь в нем давление перед компрессором 2 становится несколько ниже давления внешней среды. В полете с большими скоростями воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре, затем сжимается в компрессоре, скорость его несколько уменьшается, а температура возрастает. За камерой сгорания 3 при определенном коэффициенте избытка воздуха температура Т продуктов сгорания меньше температуры пламени Тпл и имеет значение, при котором обеспечивается надежная работа турбины ГТД. Давление р продуктов сгорания в камере несколько падает, скорость [c.256]

ОКОЛОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение газа в области, в к-рой скорость потока и мало отличается от местной скорости распространения звука а(и яц а). О. т. может быть дозвуковым (к < а), сверхзвуковым (у > а) и смешанным (или трансзвуковым), когда внутри рассматриваемой области совершается переход от дозвукового к сверхзвуковому течению. Характерными случаями О. т. являются течение в области критического (наиб, узкого) сечения сопел ракетных двигателей и аэродинамич. труб, течение вблизи горловины сверхзвуковых воздухозаборников реактивных двигателей, в межлопаточных каналах нек-рых турбомашин, обтекание тел (самолётов, снарядов, ракет), летящих со скоростью, близкой к скорости звука или преодолевающих звуковой барьер , когда на обтекаемом теле возникают местные сверхзвуковые зоны, замыкающиеся ударными волнами. [c.402]

Другие разные ограничения. Кроме указанных причин, ограничения полета могут устанавливаться из-за ухудшения работы воздухозаборника двигателя на больших скоростях, из-за возможного воздействия сверхзвуковой ударной волны на населенные пункты и другие наземные объекты, особенно при полетах на малых и средних высотах. [c.62]

Для обеспечения подвода необходимого количества воздуха к ГТД на всех режимах полета летательного аппарата и осуществления совместно с компрессором ГТД процесса сжатия воздуха служит входное устройство. Входное устройство состоит из воздухозаборника и подводящего канала. При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета (М ж 1,5) применяют входное устройство с нерегулируемыми геометрическими размерами, в котором процесс сжатия осуществляется в прямом скачке уплотнения. При скоростях полета, соответствующих числам М> 1,5, применяют входное устройство с регулируемыми геометрическими размерами, в котором процесс сжатия осуществляется в системе косых скачков уплотнения, завершающихся слабым прямым скачком. [c.199]

Низкочастотная нестационарность потока возникает вследствие неустойчивой работы сверхзвукового входного воздухозаборника, турбулентности атмосферы, вибрационного горения в камере сгорания. Снижение скорости потока в процессе колебаний вызывает местное увеличение углов атаки и срыв потока со спинки. Граница устойчивости при этом смещается в сторону увеличения расхода воздуха, а запас устойчивости работы компрессора уменьшается. Снижаются также и tik вследствие увеличения гидравлических потерь при нерасчетном обтекании лопаток. [c.133]

Заметим, что у сверхзвуковых самолетов на форму головной части гондолы и на ее внешнее сопротивление существенное влияние оказывает тип применяемого входного устройства и его параметры. Поэтому в ряде случаев сопротивление давления головной части гондолы принято рассматривать как внешнее сопротивление обечайки сверхзвукового воздухозаборника и обозначать Хоб- Очевидно, что [c.243]

Физический смысл дополнительного сопротивления состоит в следующем. На тех режимах работы сверхзвукового воздухозаборника, на которых скачки уплотнения не фокусируются у передней кромки обечайки, а выходят во внешний поток, через скачки уплотнения проходит не только струя воздуха, входящая в двигатель, но и определенная масса воздуха, обтекающего двигатель снаружи. Поэтому в тех струйках воздуха, которые проходят через скачки уплотнения, но не попадают в воздухозаборник, а растекаются вокруг него, вследствие потерь на скачках происходит уменьшение количества движения, что и создает сопротивление движению. Оно получается тем более значительным, чем интенсивнее сами скачки уплотнения и чем большее количество воздуха подвергается сжатию и растекается вокруг обечайки. Именно по этой причине дополнительное сопротивление называют также сопротивлением растекания. [c.245]

В условиях реального обтекания подсасывающая сила меньше силы дополнительного сопротивления. Она снижается особенно значительно при крутых внешних обводах воздухозаборника, приводящих к сильному искривлению струек тока и к появлению отрыва потока на его внешней поверхности, как это показано на рис. 8.5. При острых входных кромках (дозвуковое обтекание сверхзвукового воздухозаборника) подсасывающая сила становится весьма незначительной. [c.249]

Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противо-помпажных створок, устройств слива пограничного слоя и сложной автоматики. От безотказной работы этой системы зависят как эффективность, так и надежность силовой установки в целом. Грамотная же эксплуатация такой системы, своевременное предупреждение неисправностей и устранение возникших отказов требуют глубокого понимания сложных газодинамических процессов, происходящих в элементах входного устройства. [c.251]

Снижение Явх (вследствие уменьшения Овх) приводит к уменьшению давления воздуха на входе в двигатель, что вызывает пропорциональное уменьшение расхода воздуха через двигатель. Но, ломимо этого, уменьшается степень расширения газа в двигателе и падает скорость его истечения, а следовательно, снижается удельная тяга и повышается удельный расход топлива. Отсюда ясна исключительно важная роль правильной организации торможения воздушного потока в сверхзвуковых воздухозаборниках. [c.253]

Требования высокой производительности входных устройств и необходимости регулирования коэффициента расхода ф связаны с особенностями их работы на сверхзвуковых скоростях полета, когда при заданной площади Рвх фактический расход воздуха, пропускаемый воздухозаборником, может иметь различные значения. Увеличение коэффициента ф снижает дополнительное сопро- [c.253]

Большинство современных гражданских и военных самолетов с ВРД имеют числа М полета, значительно большие единицы, и на них устанавливаются специальные сверхзвуковые воздухозаборники. Однако на пассажирских, военно-транспортных, а также на некоторых боевых и учебно-тренировочных самолетах, имеющих Мн<.1,0, находят применение также дозвуковые входные устройства. [c.255]

Может возникнуть вопрос, не уменьшается ли в данном случае-тяга двигателя из-за того, что внешнее сжатие воздуха происходит при отсутствии силового взаимодействия со стенками воздухозаборника. Этого не происходит. При дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета у воздухозаборников с закругленными передними кромками такое фактическое укорочение длины диффузорного канала практически полностью компенсируется подсасывающей силой, появляющейся на его обечайке. [c.256]

При больших дозвуковых скоростях полета (Мя>0,8), и особенно при переходе к сверхзвуковым скоростям полета, характеристики дозвуковых воздухозаборников резко ухудшаются. На их внешней поверхности образуется течение с местными сверхзвуковыми зонами, что приводит к заметному росту внешнего сопротивления. При Мн>1 перед плоскостью входа появляется головная волна. При умеренных сверх- звуковых числах М полета (Мн<1,4. .. 1,6) потери полного давления в самой головной волне относительно невелики, но коэффициент внешнего сопротивления обычно продолжает увеличиваться и при Мн>1, причем характер его изменения от Мн суш,ественно зависит от формы обечайки. [c.257]

На современных сверхзвуковых самолетах применяются вход- ые устройства, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением относительно плоскости входа), формой поперечного сечения воздухозаборников, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков. [c.259]

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 друг за другом или пересекающихся скачков уплотнения (волн сжатия), заканчивающих- [c.259]

При относительно небольших сверхзвуковых скоростях полета высокое значение коэффициента 0вх достигается в воздухозаборниках с одним прямым скачком уплотнения. При Мн<С1,3...1,4 значение Овх Оп прямого скачка оказывается достаточно высоким (не ниже 0,94—0,96). На этом основании у сверхзвуковых самолетов с указанными небольшими значениями максимальных чисел М полета могут применяться дозвуковые воздухозаборники, но с более тонкими и острыми передними кромками. [c.259]

Увеличивая число скачков в воздухозаборнике как с внешним, так и с внутренним сжатием, в пределе можно перейти к непрерывному (изэнтропическому) торможению сверхзвукового потока. [c.261]

Входные устройства по форме поверхности торможения подразделяются на плоские и пространственные (обычно осесимметричные). У воздухозаборников первого типа поверхности торможения сверхзвукового потока выполняются состояш,ими из ряда плоских панелей, устанавливаемых под углом друг к другу, образующих ступенчатый клин (рис. 9.8, а). В поперечном сечении плоские воздухозаборники обычно имеют форму прямоугольника, а переход от прямоугольного сечения к круглому осуш,ествляется на дозвуковом участке канала, соединяюш,ем воздухозаборник с двигателем. [c.261]

Схемы размещения лобовых и боковых воздухозаборников, характерные для современных сверхзвуковых самолетов, показаны на рис. 9. 9. На схеме а изображен лобовой воздухозаборник, расположенный в носовой части фюзеляжа. Схемы б и г соответствуют случаю установки полукруглого воздухозаборника и плоского воздухозаборника с вертикальным расположением клина у боковой поверхности фюзеляжа. На схеме д показан плоский боковой воздухозаборник с горизонтальным расположением клина. Схема в иллюстрирует установку секторного воздухозаборника в месте сочленения крыла и фюзеляжа. [c.262]

Входное устройство (воздухозаборник) внутреннего сжатия представляет собой профилированный канал, вначале сужающийся, а затем расширяющийся, напоминающий сопло Лаваля (рис. 9. 10, а). В идеальном случае, т. е. при изэнтропическом торможении сверхзвукового потока и при отсутствии пограничного слоя, оно работает следующим образом. В сужающейся (сверхзвуковой) части канала происходит торможение сверхзвукового потока в волнах сжатия бесконечно малой интенсивности, и на расчетном режиме в наименьшем сечении канала г — г, называемом горлом , скорость достигает скорости звука. Далее в расширяющейся (дозвуковой) части канала происходит дальнейшее торможение дозвукового потока. Следовательно, идеальный воздухозаборник с [c.263]

В реальном воздухозаборнике возникает пограничный слой на стенках, быстро нарастающий по длине канала. Если бы профиль канала в сверхзвуковой части имел изломы для образования косых скачков уплотнения, то при их взаимодействии с пог- g раничным слоем был бы возможен отрыв потока от стенок канала и нарушение расчетной схемы течения. Для сохранения расчетной картины течения воздухозаборники с внутренним сжатием должны иметь плавный контур (т. е. иметь изэнтропическое торможение сверхзвукового потока) и перфорированные стенки для отвода пограничного слоя. [c.264]

Для выяснения особенностей запуска сверхзвуковых воздухозаборников с внутренним сжатием определим потребную для его работы относительную площадь горла [c.264]

Для восстановления расчетной схемы течения, т. е. для осуществления запуска воздухозаборника, его горло должно быть выполнено регулируемым. Вначале оно должно быть увеличено до таких размеров, чтобы головная волна на входе исчезла, т. е. чтобы вся струя воздуха, имеющая площадь Рвх, смогла пройти через горло. В этом случае скорость воздуха в горле станет сверхзвуковой, так как новое меньшее сужение сверхзвукового участка канала будет недостаточным, чтобы затормозить поток до скорости звука. Переход к дозвуковой скорости будет теперь осуществляться в интенсивном скачке уплотнения, который появится за горлом. Далее нужно вновь уменьшить площадь горла до ее расчетного значения и тем самым устранить сильный скачок внутри воздухозаборника, только после этого будет достигнута расчетная схема течения. Это требует создания быстродействующих автоматических систем изменения площади горла при запуске и связано со значительным усложнением конструкции воздухозаборника. [c.266]

Если число М полета будет увеличено по сравнению с расчетным, то площадь горла окажется большей ее потребного значения для данного числа М полета. Тогда степень сужения канала будет недостаточной для того, чтобы в горле получить Мг=1. Скорость в горле останется сверхзвуковой. Переход к дозвуковой скорости в этом случае произойдет за горлом в скачке уплотнения, близком к прямому (скачок 5 на рис. 9. 10, в). После скачка S поток станет дозвуковым. Потери в скачке 5 приведут к снижению полного давления за воздухозаборником на величину, пропорциональную коэффициенту Оц этого скачка. [c.266]

Требование регулирования площади горла для запуска воздухозаборников внутреннего сжатия связано с необходимостью разработки и создания специальных, весьма сложных конструкций. Поэтому воздухозаборники внутреннего сжатия не нашли пока практического применения на сверхзвуковых летательных аппаратах. [c.268]

За последним косым скачком как в плоском, так и в осесимметричном течениях поток является еще сверхзвуковым. Переход сверхзвукового потока в дозвуковой в воздухозаборниках с внешним сжатием осуществляется на входе во внутренний канал. В расчетной схеме условно принято считать, что этот переход происходит в замыкающем прямом скачке А — 3, располагающемся вблизи плоскости входа, а далее газ течет по дозвуковому внутреннему каналу. [c.269]

Площадь горла воздухозаборника обычно выбирается из того условия, чтобы скорость потока в нем была равна скорости звука. Выбранная таким образом площадь горла называется оптимальной и обозначается Fr. опт- Если сделать площадь горла меньше оптимальной, то тогда горло не сможет пропустить весь расход воздуха, который соответствует площади сверхзвуковой струи в [c.271]

Рассмотрим течение идеального совершенного газа с показателем адиабаты А = 1,4 в плоском гиперзвуковом воздухозаборнике, схема которого представлена на рис. 14.9. В таком воздухозаборнике скорость потока на выходе остается сверхзвуковой. Ра1Счетное число М для воздухозаборника Мир = 6. Вычисления [c.286]

Воздушно-реактивные двигатели. Турбореактивный двигатель (см. рис. 6.2) работает по термодинамическому циклу (рис. 6.3, а). На взлете воздух из атмосферы засасывается в воздухозаборник со скоростью до 150 — 200 м/с. В полете на больщих скоростях воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре до параметров, соответствующих точке в. Дальнейщее сжатие воздуха до точки к происходит в компрессоре. (В современных ТРД основным типом компрессора является многоступенчатый осевой.) Общая степень повышения давления в ТРД достигает 100 — 200. [c.259]

В ТРДД с передним расположением вентилятора (см. рис. 6.4,6) воздух из атмосферы поетупает в воздухозаборник 3, который в зависимости от назначения двигателя может быть дозвуковым или сверхзвуковым. Затем воздух проходит первую (переднюю) часть компрессора (вентилятор). За вентилятором 8 воздушный поток разветвляется на два потока. Воздух внутреннего контура сжимается в компрессоре 4, его давление и температура существенно возрастают, затем, как и в ТРД, поступает в камеру сгорания 5, куда через форсунки подается топливо. Газ с высокой температурой и давлением [c.261]

К. т. встречается при обтекании нн. тел, используемых в авиации, артиллерии, ракетной технике, напр, остроконечных артиллерийских снарядов, носовых частей фюзеляжей сверхзвуковых самолётов, центр, тел воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. Области К. т. образуются и при обтекании нек-рых др. тел, ыапр, треугольной пластинки под углом атаки, клиновидного тела конечного размаха, конич. поверхностей Еекруглого, в т. ч. звездообразного , поперечного сечения. [c.441]

Рассмотрим характер распределения давлений и определим значение и направление действующих сил на отдельных участках гондолы. На головном участке гондолы вх—М давление превышает атмосферное вследствие торможения воздушного потока в системе скачков уплотнения, создаваемой воздухозаборником. Скорость потока здесь может либо оставаться сверхзвуковой, если у передней кромки образуется присоединенный косой скачок уплотнения, либо может стать меньшей скорости звука, если перед входом в двигатель образуется головная волна (как на рис. 8.1). Вдоль поверхности головного участка гондолы в таком случае происходит разгон потока (до М>1) и снижение давления, но оно остается по всей ее длине больше атмосферного. Это создает на головном участке гондолы равнодействующую силу давлений Хгол, действующую в сторону, противоположную направлению полета. [c.243]

Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складыва- втся из сопротивления обечайки, дополнительного сопротивления и сопротивления средств перепуска воздуха. На сверхзвуковых скоростях полета и при нерасчетных режимах работы воздухозаборника оно может составлять 20—30% от внутренней тяги двигателя, что и делает крайне важным принятие всех возможных мер для его снижения. [c.253]

В настоящее время наибольшее практическое применение в авиации нашли многоскачковые сверхзвуковые воздухозаборники с внешним сжатием как осесимметричные, так и плоские. Воздухозаборники со смешанным сжатием находятся в стадии опытной разработки. На пути создания воздухозаборников с внутренним сжатием имеется ряд существенных трудностей, поэтому они пока еще не нашли достаточного практического применения. [c.263]

Прикрытие дросселя при наличии сверхзвуковой зоны за горлом приводит к тому, что скачок S из-за увеличения противодавления перемещается против направления потока, постепенно приближаясь к горлу. Коэффициент Овх при этом возрастает вследствие уменьшения интенсивности скачка S. При некотором оптимальном противодавлении скачок достигает горла (если Fv> >Рг.отп) или исчезает (если Fr=Fv.oin)- Во втором случае коэффициент авх достигает максимума (теоретически сгвх=1). Дальнейшее дросселирование приводит к выбиванию головной волны и к практически мгновенному снижению коэффициента Овх, который становится равным коэффициенту Оп прямого скачка для заданного числа М полета. При оптимальном противодавлении, следовательно, течение в воздухозаборнике (как и при оптимальной площади горла) оказывается статически неустойчивым (в данном случае по отношению к возмущениям, идущим со стороны двигателя). Для защиты воздухозаборника от этих возмущений, приводящих к нарушению расчетной схемы течения, в реальных условиях необходим выбор противодавления, меньше оптимального, т. е. преднамеренное создание сверхзвуковой зоны за горлом. Это приводит к определенному снижению коэффициента Овх- [c.267]

Режим работы водухозаборника, при котором возникает сверхзвуковая зона и скачок уплотнения за горлом, принято называть сверхкриттеским режим, соответствующий расположению скачка в горле, — критическим, а режим с головной волной на входе и дозвуковыми скоростями в канале — докритическим. Практический интерес для воздухозаборников внутреннего сжатия представляют сверхкритические режимы, так как только на этих режимах они могут работать устойчиво и с высокими значениями коэффициента авх- [c.267]

Рассмотрим подробнее особенности работы входных устройств внешнего сжатия. Для этого обратимся к схеме течения газового потока в плоском трехскачковом воздухозаборнике (рис. 9. 11). Поверхность торможения этого воздухозаборника представляет собой двухступенчатый клин 1—2—3 с углами установки панелей Pi и 2- При их обтекании образуются косые скачки уплотнения 1—А и 2—А, в которых осуществляется торможение сверхзвукового потока. [c.268]

Сложность картины течения на входе во внутренний канал воздухозаборника обусловлена наличием пограничного слоя, а иногда и отрыва потока на поверхности торможения. На схеме II показано течение с дозвуковой скоростью на входе во внутренний канал. Здесь у плоскости входа возникает скачок, близкий к прямому, который при взаимодействии с пограничным слоем дает Я-образное разветвление. Схема III соответствует сверхзвуковому втеканию потока во внутренний канал, в результате чего от внутренней поверхности обечайки отходит косой скачок, а за ним возникает мостообразный скачок. Во всех случаях разветвления скачков, вызванные наличием пограничного слоя, приводят к возникновению неравномерности потока и к сохранению за системой скачков местных сверхзвуковых зон. Во внешнем потоке в этих случаях головная волна не образуется, а возникает присоединенный косой скачок, интенсивность которого зависит от угла Роб. нар и числа М полета. При прочих равных условиях избыточное давление на внешней поверхности обечайки при косом скачке ниже, чем при головной волне, поэтому внешнее сопротивление воздухозаборника в схемах II и III оказывается меньшим, чем в схеме [c.270]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...