3 Запас устойчивости Зуд» воздухозаборника

Более неблагоприятным у таких воздухозаборников оказывается переход на отрицательные углы атаки. При этом уменьшаются углы наклона и интенсивность косых скачков, что приводит к значительному увеличению интенсивности головной волны, к уменьшению коэффициентов ф и овх и к существенному возрастанию неравномерности и пульсаций потока на выходе из воздухозаборника. Запас устойчивости воздухозаборника резко снижается. Это может явиться причиной ограничений режимов полета самолета с большими отрицательными перегрузками. А у самолета F-15 по этой причине весь воздухозаборник с горизонтально расположенным клином выполнен поворотным и регулируется по углу атаки самолета. [c.285]

При вертикальном расположении клина (см. рис. 9.9, г) изменение углов атаки самолета также оказывает сильное влияние на характеристики воздухозаборников. В этом случае косой обдув вызывает искажение структуры потока и его срыв с горизонтально расположенных наветренных боковых стенок канала. Это приводит к снижению коэффициентов Овх и ф, к уменьшению запаса устойчивости воздухозаборника и к возрастанию неравномерности и пульсаций потока на входе в двигатель. Конструктивными мерами для снижения влияния углов атаки на характеристики воздухозаборника в этом случае служат горизон- [c.285]

Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости воздухозаборника при полете самолета с большими углами атаки применяют специальное их регулирование, обеспечивающее дополнительное выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника. Часто такое регулирование осуществляется путем взаимосвязи указанных регулируемых элементов с положением стабилизатора, поскольку между углами атаки самолета и углами отклонения стабилизатора имеется прямая зависимость. [c.286]

Высокочастотные колебания воздушного потока, возникающие при зуде , оказывают неприятное физиологическое воздействие на летчика. Возникающие пульсации давлений снижают запас устойчивости компрессора. Вибрации при зуде могут нарушить нормальную работу оборудования, расположенного вблизи входного устройства. Но зуд менее опасен, чем помпаж, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах (в целях повышения запаса устойчивости воздухозаборника по помпажу). [c.289]

При увеличении углов атаки (скольжения) основная задача регулирования состоит в обеспечении достаточных запасов устойчивости воздухозаборника и, если это возможно, в предотвращении значительного снижения эффективной тяги силовой установки. [c.296]

Как видно, для каждого числа М полета отклонение от установленной программы регулирования будет приводить к изменению располагаемых запасов устойчивости воздухозаборника по-помпажу и зуду , которые к тому же уменьшаются при увеличении числа М полета. Обычно запас по помпажу, оцениваемый коэффициентом АКу.вх, при Мн=2,0...2,5 равен 10—15%. При уменьшении Мд до 1,6—1,7 он увеличивается до 40—50%, а при Мн<С1,6 помпаж воздухозаборника не возникает. Для практических целей весьма удобным критерием для оценки запаса устойчивости воздухозаборника может служить АЬк (см. рис. 9. 37). Дело в том, что для каждого числа М полета определенное выдвижение конуса приводит к помпажу. Этот ход конуса (или ход штока, выдвигающего конус), измеряемый в миллиметрах, может служить мерой оценки запаса устойчивости воздухозаборника, так как он характеризует удаление задаваемого программой положения конуса от границы помпажа (—iAL ) или от границы зуда (- -ALk) воздухозаборника. [c.303]

Указанное кратковременное повышение запаса устойчивости воздухозаборника при полете на больших углах атаки может производиться также путем открытия противопомпажных створок. В этом случае снижение противодавления за воздухозаборником [c.304]

На больших углах атаки для восстановления запаса устойчивости воздухозаборника применяется коррекция (дополнительное выдвижение клина или конуса или открытие противопомпажных створок), которая осуществляется в зависимости от угла атаки самолета или угла установки стабилизатора. Отказы в системе коррекции программы регулирования воздухозаборника относятся к числу причин помпажа воздухозаборника. [c.109]

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]

В условиях эксплуатации воздухозаборники работают в широком диапазоне нерасчетных режимов. Изменяются число М полета, высота полета, режим работы двигателя, а также направление набегающего потока (при изменении углов атаки и скольжения самолета). В зависимости от этих факторов изменяется газодинамическая картина течения, что оказывает влияние на параметры, характеризующие эффективность работы воздухозаборника, и его запас устойчивости. [c.278]

Программы регулирования существующих воздухозаборников предусматривают наличие коррекции по углу атаки самолета. При увеличении углов атаки запас устойчивости лобовых и боковых воздухозаборников заметно снижается. Чтобы не допустить возникновения помпажа воздухозаборника, на этих режимах осуществляется ступенчатое или непрерывное выдвижение клина (конуса) по углу атаки, что равносильно уменьшению пропускной способности воздухозаборника при заданной пропускной способности двигателя и снижению противодавления за воздухозаборником. При этом, как показано на рис. 9. 38, происходит увеличение угла (или [c.303]

Запас устойчивости входного устройства 254, 292 компрессора 154 Зуд воздухозаборника 286 К Каркас компрессора 1,11 колесо рабочее 38, 183 Компрессор двухкаскадный 111, 174 осевой 38, 98 [c.309]

Засасывание выхлопных газов в воздухозаборник двигателя представляет серьезную проблему для самолетов вертикального взлета и посадки с реактивными двигателями. В результате повышения температуры воздуха в воздухозаборнике происходит уменьшение тяги двигателя, что оказывает значительное влияние на время и характер траектории взлета. Кроме того, в результате очень быстрого возрастания температуры в воздухозаборнике или неравномерного нагрева воздуха на входе в компрессор двигателя может произойти снижение запасов устойчивости компрессора и вследствие этого — помпаж на максимальном и близких к нему режимах работы. [c.243]

Изменение угла атаки или угла скольжения самолета оказывает влияние как на эффективность работы, так и на запас устойчивости входного устройства. Оно в значительной степени зависит от типа воздухозаборника и его расположения на самолете. [c.51]

У лобовых осесимметричных воздухозаборников на больших углах атаки возникает картина течения, схематично изображенная на рис. 2.14, а. В верхней (подветренной) части центрального тела углы между образующими ступенчатого конуса и направлением потока уменьшаются, поэтому уменьшаются и углы наклона косых скачков. Их интенсивность при этом становится меньшей, но число М за системой косых скачков увеличивается и возникает интенсивная головная волна перед входом в канал. В нижней (наветренной) части углы наклона скачков и их интенсивность повышаются. Из-за малой интенсивности косых скачков у верхней поверхности центрального тела давление меньше, чем у нижней. Возникает перетекание воздуха из зоны повышенного в зону пониженного давления. Прл еще больших углах атаки на поверхности центрального тела может произойти срыв потока из-за утолщения пограничного слоя, стекающего на подветренную сторону центрального тела. Указанное изменение картины течения при косом обдуве осесимметричного воздухозаборника приводит к появлению неравномерности потока за воздухозаборником. Снижение давления на входе в двигатель и расхода воздуха уменьшает тягу двигателя. Наличие же неравномерности потока на выходе из воздухозаборника приводит к уменьшению запаса устойчивости компрессора. [c.51]

Запас устойчивой работы воздухозаборника, как указывалось, может существенно снижаться при выключении форсажа на больших числах М полета, так как в этом случае наблюдается кратковременное повышение температуры газа перед турбиной и вызванное этим тепловое дросселирование двигателя, что может явиться причиной ограничений по выключению форсажа в определенной области чисел М полета. [c.98]

Снижение запаса устойчивости и возникновение помпажа воздухозаборника возможно при полетах с превышением предельна допустимых положительных или отрицательных углов атаки (скольжения) или перегрузок при маневрировании, о чем уже упоминалось в 2.2. [c.109]

При заданном числе М полета запас по помпажу воздухозаборника можно оценивать, как указывалось, по величине перемещения конуса ALк от его фактического положения до границ помпажа и зуда . С увеличением угла атаки снижение запасов устойчивости приводит к уменьшению этого допустимого перемещения конуса. На рис. 3.17 показано качественное изменение зависимости запаса по ходу конуса А1к от угла атаки самолета при заданном числе М полета. Уборка конуса ограничена снизу линией помпажа воздухозаборника, а сверху — линией зуда . Здесь же показано возможное расположение границы помпажа компрессора, который может наступать вслед за появлением зуда или даже предшествовать ему, если выдвижение конуса создает значительную неравномерность потока на входе в компрессор. Как видно, на больших углах атаки запас по помпажу воздухозаборника сильно уменьшается. Снижается запас и по помпажу компрессора. [c.109]

С другой стороны, принимают специальные меры по удалению образовавшегося пограничного слоя. Для этого на поверхностях торможения за вторым и последующими косыми скачками выполняют перфорацию (ряды мелких отверстий) или щели для слива пограничного слоя. Иногда выполняют кольцевую щель для отсоса пограничного слоя в районе горла (см. рис. 9. 12). Слив пограничного слоя увеличивает коэффициент От воздухозаборника, что обеспечивает рост тяги двигателя. При этом улучшается структура потока на выходе из воздухозаборника и увеличивается запас его устойчивости, хотя имеются потери в расходе воздуха, что требует учета. [c.273]

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]

При горизонтальном расположении клина (рис. 2.4,5) изменение угла атаки ведет к изменению углов наклона косых скачков. Небольшое увеличение углов атаки в этом случае может даже улучшать характеристики воздухозаборника. Это объясняется тем, что увеличение наклона косых скачков (рис. 2.14, б) приводит в данном случае к возрастанию коэффициента расхода ср, а также к снижению числа М перед головной волной и потерь в ней, что дает увеличение коэффициента авх. Но при более значительном возрастании углов атаки увеличение пропускной способности косых скачков вызывает переполнение воздухозаборника воздухом и снижение запаса его устойчивости, а сильное повышение интенсивности косых скачков — увеличение потерь в скачках и бни- [c.52]

Степень воздействия применяемого бортового оружия на работу силовой установки зависит также от режима полета. На рис. 3.20 показаны области I и П высот и скоростей полета, где можно ожидать повышенного влияния температурного воздействия на устойчивость работы силовой установки. Область I соответствует большим высотам и малым скоростям полета. Ей свойственны, как указывалось, малые запасы газодинамической устойчивости по компрессору. Она характерна также и тем, что расход воздуха, проходящего через двигатель, в этой области существенно снижается с увеличением высоты полета, тогда как количество газов в струе за ракетой с высотой сохраняется неизменным, а конус раствора струи газов, вытекающих из сопла ракетного двигателя, увеличивается. Это приводит к относительному увеличению доли горячих газов, попадающих на вход в двигатель. В области П преимущественное влияние оказывает малый запас газодинамической устойчивости компрессора или воздухозаборника. В указанных областях могут устанавливаться те или иные ограничения по пуску ракет определенных типов. [c.114]

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]

Помпаж воздухозаборника возникает при сверхзвуковых скоростях полета тогда, когда в воздухозаборник поступает большее количество воздуха, чем требуется для двигателя, что бывает при увеличении скорости полета или при дросселировании двигателя. Помпаж воздухозаборника проявляется в виде низкочастотных колебаний давления и расхода воздуха (с частотой от 6 до- 12 Гц) по всему газовоздушному тракту силовой установки. Амплитуда колебаний давления при помпаже тем выше, чем больше число М полета. С уменьшением числа М полета запас устойчивости воздухозаборника повышается, и при М< 1,5- 1,6 помпаж обычно не возникает. Внешними признаками помпажа воздухозаборника на самолете являются интенсивные хлопки, бубнение в канале и воспринимаемые в виде толчков или ударов периодические продольные перегрузки, появляющиеся из-за колебания тяги двигателя. [c.49]

У воздухозаборников с вертикальным расположением клина (рйс. 2.4, г) изменение углов атаки самолета оказывает не менее сильное влияние на их характеристики. Здесь косой обдув вызывает срыв потока с горизонтально расположенных наветренных боковых стенок канала. Это приводит к снижению коэффициентов авх и ср, к уменьшению запаса устойчивости воздухозаборника и к возрастанию неравномерности и пульсаций давления на входе в компрессор. Конструктив ной мерой для снижения влияния УГЛО1В атаки на характеристики воздухозаборника в этом случае является установка горизонтально расположенных перегородок в передней части канала воздухозаборника. [c.53]

В ряде случаев, особенно для осесимметричных воздухозаборников, однихМ выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника. В этом случае после полного выдвижения конуса при еще более низких значениях (Дпр) согласование работы воздухозаборника и двигателя осуществляется открытием противопомпажных створок. Противопомпажные створки используются также для повышения запаса устойчивости воздухозаборника при полетах с большими положительными или отрицательными углами атаки, а также при выключении форсажа на больших числах М полета, о чем подробно будет сказано в 3.4. [c.55]

С помощью рис. 3.16 можно проанализировать влияние отказов в системе регулирования воздухозаборника. Из рис. 3.16 видно, что программа изменения к (и соответственно угла открытия створок Рств ) выбирается так, чтобы при каждом числе М полета был достаточный запас устойчивой работы по помпажу и зуду . При этом предусматриваются допустимые отклонения (допуски) на точность регулирования (заштрихованные полосы на рис. 3.16) Для каждого числа М полета определенное выдвижение конуса приводит к появлению зуда , а его уборка — к помпажу. Этот ход конуса (измеряемый в миллиметрах) на практике ыожеТ служить мерой оценки запаса устойчивости воздухозаборника, так как он характеризует удаление задаваемого программой положе- [c.107]

Следует отметить также еще один возможный вид нестационар-ности потока в компрессоре, связаиный с резким повышением температуры на входе (например, при внезапном попадании горячих газов в воздухозаборник или при ударе молнии в самолет). Вызванное быстрым ростом Гв снижение Япр приводит к такому же быстрому падению Як и С в, что с учетом особенностей работы компрессора в системе двигателя, емкости камеры сгорания и инерционности регулирующей аппаратуры, приводит к резкому (хотя и кратковременному) снижению запаса устойчивости. [c.165]

Характеристики входных устройств удобно изображать также в виде зависимостей 0вх и j, от коэффициента расхода ф (рис. 9.27). Характеристики воздухозаборника внешнего сжатия в этих координатах имеет две ветви пологую, соответствующую докрити-ческим режимам течения, которая обычно располагается почти горизонтально, и вертикальную, относящуюся к сверхкритическим режимам (так как на этих режимах ф=сопз1). Скругление в месте сопряжения указанных ветвей условно называют угловой точкой характеристики. Эта область характеристики является наиболее выгодной для согласования воздухозаборника с двигателем, так как здесь высокие значения Овх сочетаются со значительными запасами устойчивости. Точки k соответствуют критическим режимам, точки п — относятся к границе помпажа, аз — к границе зуда. [c.291]

Щель между передней 2 и задней 9 панелями в воздухозаборнике играет важную роль. При отсутствии щели отрыв потока происходит на малых углах поворота панелей. Наличие щели обеспечивает безотрывную работу во всем диапазоне режимов. Щель имеет переменное сечение. Она служит для отсоса образовавшегося пограничного слоя на клине 1 и панели 2, а также для перепуска излишнего воздуха через щель, образованную панелью 6, а также для впуска воздуха через эту же щель на взлегно.м режиме. Когда двигатель работает на низких режимах по частоте вращения, у него малый расход воздуха — щель в этом случае широко открыта и избыток воздуха перепускается в атмосферу. С увеличением частоты вращения щель уменьшается и соответственно уменьшается количество перепускаемого воздуха. Для улучшения устойчивости работы двигателя на режимах приемистости была увеличена толщина губы нижней кромки воздухозаборника, а также применен перепуск воздуха из промежуточных ступеней компрессора. Благоприятна с точки зрения устойчивой работы двигателя и воздухозаборника работа панели перепуска в режиме впуска воздуха. Все эти эффекты представлены на рис. 2.25, где дана зависимость коэффициента запаса устойчивости двигателя или воздухозаборника от толщины губы без створки и со створкой перепуска воздуха. Увеличение толщины губы, как видно из графиков, приводит к существенному росту коэффициента запаса по помпажу, а применение створки перепуска обеспечивает скачок в величине коэффициента запаса устойчивости. При этом наблюдается существенно меньшее влияние толщины губы нижней кромки воздухозаборника. Примерно так же влияет устройство замедления темпа снижения частоты вращения ротора двигателя при резком снижении тяги и расхода воздуха с целью предотвращения возможности возникновения неустойчивой работы силовой установки. [c.76]

Следует заметить, что зависимость коэффициенга gbx от коэффициента расхода 9 при заданном числе М полета и различных положениях клина (конуса) называется характеристикой воздухозаборника. При каждом заданном положении клина, как видно из рис. 2.12, характеристика воздухозаборника имеет две ветви — пологую и вертикальную. Вершины вертикаль-"ных ветвей каждой характеристики (точки к) соответствуют так называемому критическому режиму работы воздухозаборника, когда при увеличении расхода воздуха через воздухозаборник исчезает головная волна. На участке к — з воздухозаборник работает со сверхзвуковой зоной за горлом, и в точках з возникает зуд . На участках к — п воздухозаборник работает с головной волной на входе, и в точках п возникает помпаж. Наивыгоднейшими условиями работы воздухозаборника являются режимы на пологой ветви характеристики в точке р вблизи точки /с, так как при этом обеспечиваются практически - наибольшие значения коэффициента свх и запаса устойчивости, который определяется расстоянием между точками р и п. Здесь также ниже уровень пульсаций потока. [c.48]

При взлете СВВП возможны попадание на вход в их двигатели горячих выхлопных газов, снижение их тяги и уменьшение запасов по газодинамической устойчивости, поворот газовых струй в сторону воздухозаборников при их взаимодействии с внешним суммарным потоком воздуха над палубой (ветер- -ход корабля). Уменьшение подъемной силы из-за подсасывающего действия выхлопных струй и появления обтекания самолета сверху вниз, нагружение конструкции СВВП вследствие нестационарности восходящих от палубы газовых потоков (фонтанов), появляющихся при встрече двух и более потоков газов при их ударе о палубу. Акустическое воздействие на конструкцию самолета, излучаемое выхлопными струями СВВП при их взаимодействии друг с другом и препятствием, которым является палуба корабля. [c.59]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...