Воздухозаборник сверхзвуковой плоский

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]

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]

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]

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]

Наибольший коэффициент расхода при заданном числе М полета, меньшем расчетного, зависит от пропускной способности системы скачков. В плоском течении он может быть легко найден построением проходящей через точку 3 линии тока 1 —2 —3, эквидистантной поверхности торможения 1—2—3 (см. рис. 9. 18). Далее определяют площадь струйки тока, входящей во входное устройство Рн=ЬнЬ, где Ь — ширина клина, и коэффициент расхода ф=/гн/Лвх- В осесимметричном воздухозаборнике поверхность тока также однозначно определяется из расчета сверхзвукового осесимметричного течения, хотя построение этой поверхности осуществляется значительно сложнее, чем в плоском, течении. [c.279]

Осесимметричные воздухозаборники, регулируемые перемещением центрального тела, в конструктивном отношении просты, имеют малую массу и обладают высокой надежностью. Но они достаточно эффективны лишь при относительно небольших расчетных числах М полета (Мр. вх=2,0. .. 2,3). При более высоких числах М полета диапазон возможного регулирования площади горла у них оказывается недостаточным. Кроме того, возникает необходимость перехода от чисто внешнего сжатия сверхзвукового потока к смешанному сжатию. В этом случае с успехом могут применяться плоские регулируемые воздухозаборники. Наряду с этим в настоящее время разрабатываются также осесимметричные [c.301]

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]

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]

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]

Для многоскачковых воздухозаборников с внешним сжатием (как плоских, так и осесимметричных), как видно, например, из рис. 9. 15, углы Рс. опт получаются очень большими. Следовательно, торможение сверхзвукового потока в таких воздухозаборниках связано со значительным отклонением потока от исходного направления, тем большим, чем больше число косых скачков. Поэтому сверхзвуковой поток за последним косым скачком, т. е. перед плоскостью входа, оказывается направленным под значительным углом к оси воздухозаборника. [c.276]

На рис. 9.28 показано протекание характеристик плоского сверхзвукового воздухозаборника внешнего сжатия с горизонтальным расположением клина при Мн= onst на различных углах атаки. Как видно, вначале при небольшом увеличении угла атаки [c.292]

Как указано, на самолете принята компоновка с большим разнесением двигателей. Это выбрано по соображениям размещения четырех ракет Феникс в плоском канале между мотогондолами двигателей. В результате разнесены воздухозаборники и выходные сопла. Для снижения сопротивления хвостовой части вместе с выходными соплами рассматривались различные конфигурации этой части самолета длинный межсопловой обтекатель, отходящий назад от плоскости крепления сопел на 1,4 длины сопла короткий обтекатель длиной 0,8 длины сопла в виде клина короткий обтекатель, но с дополнительным центральным уплотнителем. Исследования показали, что на дозвуковых скоростях короткий обтекатель клиновидного типа имеет наименьшее сопротивление, а на сверхзвуковых скоростях сопротивление хвостовой части с коротким обтекателем несколько превышает сопротивление с длинным обтекателем. Установка центрального удлинителя к короткому обтекателю ликвидирует это увеличение сопротивления. Поэтому на самолете Р-14А выбран в хвостовой части между двигателями короткий обтекатель с цент- [c.78]

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]

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 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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...