Входное устройство сверхзвуковое

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]

Сравнение спектров линии тока при Со = 0 и Со>0 показывает, что геометрического и кинематического подобия потоков, входящих в двигатель, не существует, следовательно, отсутствует и газодинамическое подобие. На сверхзвуковой скорости полета возникают скачки уплотнения на входе в двигатель, которые непрерывно (по мере роста скорости) вносят качественные изменения в физическую картину обтекания и изменяют поля скоростей, давлений и температур. Отсюда следует, что дозвуковые и сверхзвуковые режимы работы входного устройства принципиально не могут быть подобными в газодинамическом отношении. [c.45]

Сначала разберем особенности характеристик ТРД, полученных расчетом без использования характеристик элементов двигателя компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла, — учитывая лишь изменение газодинамических потерь во входном устройстве на. сверхзвуковых скоростях полета. [c.55]

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]

С переходом на сверхзвуковые скорости полета стало возможным значительное повышение давления воздуха во входном устройстве за счет использования скоростного напора. Но вместе с этим газодинамические процессы во входных устройствах существенно усложнились и стали более значительно влиять на тягу и экономичность силовой установки и, что особенно важно, на ее устойчивую работу. [c.251]

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]

Коэффициент Овх существенно зависит от совершенства организации процесса торможения сверхзвукового потока. На рис. 9. 1 в качестве примера дан график зависимости Явх от числа М полета при различных способах торможения сверхзвукового потока. Кривая 1 относится к идеальному процессу, когда нет потерь. Кривая 3 соответствует торможению сверхзвукового потока в прямом скачке уплотнения. Кривая 2 указывает примерные значения Явх для существующих входных устройств. [c.252]

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]

ТИПЫ СВЕРХЗВУКОВЫХ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ [c.259]

По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока входные устройства подразделяются на три типа (рис. 9. 7) [c.260]

На рис. 9. 7 внизу показаны схемы входных устройств с частично изэнтропическим сжатием. Как видно, при обтекании сверхзвуковым потоком специально спрофилированных участков центрального тела или стенок внутреннего канала образуется слабый косой (конический) скачок и за ним серия волн сжатия (они на рис. 9. 7 показаны штриховыми линиями). В волнах сжатия волновые потери отсутствуют, что позволяет затормозить сверхзвуковой поток с малыми обш,ими потерями полного давления. [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]

СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВНУТРЕННЕГО СЖАТИЯ [c.263]

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]

СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВНЕШНЕГО СЖАТИЯ [c.268]

Расчетная схема сверхзвукового входного устройства внешнего сжатия дана на рис. 9. 13. Подробное изложение его газодинамического расчета дается в специальной литературе. Здесь рассматриваются только некоторые основные положения, учитываемые при обосновании выбора отдельных углов р, излома поверхности торможения и угла рс=2рг. [c.274]

СВЕРХЗВУКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА СМЕШАННОГО СЖАТИЯ [c.277]

НЕРАСЧЕТНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ СВЕРХЗВУКОВЫХ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ [c.278]

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]

Наиболее сильное влияние изменения углов атаки а на данные сверхзвуковых входных устройств наблюдается у осесимметричных воздухозаборников. Нарушение симметрии потока при косом обдуве приводит к различию в картине их сверхзвукового обтекания на наветренной и подветренной сторонах (рис. 9.23, а). В верхней (подветренной) части углы наклона косых скачков по [c.284]

ПОМПАЖ И ЗУД СВЕРХЗВУКОВЫХ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ [c.286]

Задача регулирования сверхзвуковых входных устройств состоит в том, чтобы обеспечить такое согласование работы входного устройства и двигателя, при котором эффективная тяга силовой установки достигала бы максимально возможных значений на всех основных режимах полета при достаточных для надежной эксплуатации запасах устойчивости. [c.293]

Существует большое количество различных способов регулирования сверхзвуковых входных устройств. Основными из них являются изменение величины площади горла, осевое перемещение поверхности торможения или изменение углов наклона ее образующей, изменение площади входа (угла наклона обечайки), применение различных средств перепуска воздуха. [c.293]

Регулирование сверхзвуковых входных устройств в условиях взлета и малых скоростей полета осуществляется различными способами. Задача регулирования в этом случае состоит в увеличении производительности воздухозаборника и снижении потерь в нем. Дело в том, что в указанных условиях относительная плотность тока на [c.305]

Входное устройство служит для эффективного торможения набегающего потока воздуха, что особенно важно в условиях сверхзвуковых скоростей полета. [c.228]

При числах М полета, больших 1,5, потери в прямом скачке уплотнения быстро возрастают и диффузоры с прямым скачком уплотнения на входе становятся малоэффективны. Для снижения потерь торможение потока при больших скоростях осуществляют в системе косых и прямого скачков уплотнения. Требуемую систему скачков уплотнения создают путем выдвижения навстречу потоку плоских или круглых заостренных тел. На рис. 5.15, б представлено сверхзвуковое входное устройство, обеспечивающее тормо- [c.241]

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]

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]

Помпаж входных устройств возможен при сверхзвуковых скоростях полета и на таких режимах, при которых либо мала пропускная способность двигателя, либо чрезмерно велика пропускная способность воздухозаборника. При этих условиях происходит переполнение внутреннего канала воздухозаборника воздухом, что приводит к потере газодинамической устойчивости течения. Помпаж проявляется в том, что возникают колебания давления и расхода воздуха по всему газовоздушному тракту силовой установки. Эти колебания отличаются большой амплитудой и малой частотой. Частота колебаний зависит от размеров воздухозаборника и< объема каналов, подводящих воздух к двигателю, и обычно лежит в пределах от 2 до 15 Гц. Амплитуда колебаний параметров газового потока при помпаже увеличивается с ростом числа М полета. При больших числах М полета (Мд=2,0. . . 2,5) относительная амплитуда колебания давлений при помпаже на выходе из воздухозаборника 8/7в=(/7шах —/ п)/Ар может доходить до 30— 407о. При меньших числах М полета интенсивность пульсаций потока при помпаже снижается, а при Мн<1,6 помпаж обычно не-наблюдается. [c.286]

Характеристиками сверхзвукового входного устройства называются зависимости параметров, характеризующих его эффективность, а именно, коэффициентов сохранения полного давления, сопротивления и расхода, от параметров, определяющих режим его работы. Режим работы воздухозаборника зависит от относительной плотности тока <7( в) на выходе, числа М полета и угла атаки. Заметим, что изменение числа Re практически не оказывает влияния на характеристики сверхзвуковых воздухозаборников вследствие высоких его значений (Ке>Ке1ф 10 ). [c.289]

Во входном устройстве двигателя расположены газотурбинный стартер и корпус передней опоры, который крепится на шести стойках. Турбостартер позволяет запускать двигатель в полете на высотах до 9 км. Входное устройство оборудовано противооб-леденительной системой, работающей на горячем воздухе, отбираемом от компрессора. Девятиступенчатый компрессор двигателя выполнен стальным, что вызвано применением двигателя на самолете с длительным сверхзвуковым полетом. Лопатки первых трех ступеней компрессора могут заменяться непосредственно на двигателе. Двигатель имеет кольцевую камеру сгорания, традиционную для двигателей семейства Атар . Первая ступень двухступенчатой турбины охлаждаемая, у второй ступени охлаждается только диск рабочего колеса. За турбиной установлено спрямляющее устройство, направляющее поток газов для организации эффективного рабочего процесса в форсажной камере. Форсажная камера и всережимное регулируемое реактивное сопло оптимизированы для этого двигателя. Форсажная камера работает практически без дымления. Ротор двигателя имеет три опоры с системой охлаждения подшипников, причем задний подшипник компрессора и подшипник турбины смазываются маслом на выброс. [c.94]

Рис. 5.15. Схемы входных устройств и характер течения при сверхзвуковом обтекаиии

При уменьшении чисел М сверхзвукового полета, температуры окружаюшего воздуха и при увеличении числа оборотов ротора двигателя сверхзвуковое течение проникает внутрь нерегулируемого воздухозаборника. Замыкающий прямой скачок смеш,ается назад по потоку, потери во входном устройстве возрастают. При значительном смещении замыкающего прямого скачка назад возможны срывы потока со стенок канала и возникновение высокочастотного автоколебательного процесса, называемого зудом воздухозаборника. [c.244]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...