ТЕМА № 14. «ПУСКОВЫЕ СИСТЕМЫ ГТД. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ГТД. ПРОВЕРКА ПАРАМЕТРОВ ГТД, И РАБОТЫ СИСТЕМ САМОЛЕТА»

ЗАНЯТИЕ №3. «Сверхзвуковой воздухозаборник (СВЗ)».

Время: 2 часа (групповое занятие)

Цель занятия: Изучить общие сведения и необходимость регулирования СВЗ.

Изучаемые вопросы:

1.Общие сведения о воздухозаборниках.

2.Необходимость регулирования СВЗ.

3.Общая характеристика системы управления СВЗ самолета МиГ-29.

1.Общие сведения о воздухозаборниках.

Входное устройство - это часть газотурбинной силовой установки, включающая в себя воздухозаборник, средства его регулирования и защитные устройства.

Основным элементом входного устройства является воздухозаборник, за которым расположен канал подвода воздуха к двигателю.

Воздухозаборник предназначен для преобразования скоростного напора воздуха в полете в давление на входе в компрессор ТРД с минимальными потерями и устойчиво на всех режимах.

К входным устройствам со сверхзвуковыми ВЗ предъявляются следующие требования:

– малые потери полного давления в процессе торможения воздуха, поступающего в двигатель;

– минимальное внешнее сопротивление;

– устойчивая работа при всех условиях полета и режимах работы двигателя;

– равномерность полей скоростей и давления, а также отсутствие пульсации потока на входе в компрессор;

– расход воздуха через входное устройство на всех режимах должен соответствовать потребному расходу воздуха для двигателя;

– надежность работы, простота эксплуатации;

– хорошая защищенность от попадания в двигатель грунта и посторонних предметов на земле.

В зависимости от скорости полета, размещения входного устройства на летательном аппарате и формы воздухозаборника они могут быть дозвуковые или сверхзвуковые, лобовые, боковые, подфюзеляжные или подкрыльевые, осесимметричные, плоские, овальные и др.

По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока воздухозаборники подразделяются на воздухозаборники с внешним сжатием (рис. 1.a), со смешанным сжатием (рис. 1.б) и с внутренним сжатием (рис. 1.в).

На дозвуковых и околозвуковых скоростях полета потери полного давления связаны в основном с гидравлическими потерями при течении потока в канале воздухозаборника. На сверхзвуковых скоростях полёта основную долю составляют потери, связанные с торможением потока в скачках уплотнения.

Как известно, торможение сверхзвукового потока до дозвуковой скорости происходит на прямом скачке уплотнения. А потери полного давления при этом в основном зависят от интенсивности этого скачка, т.е. от числа Маха потока перед ним, (М). При числах М_н полёта больше 1.4-1.5 потери полного давления при торможении потока в прямом скачке начинают сильно возрастать. Для уменьшения потерь при больших сверхзвуковых скоростях полёта необходимо тормозить поток в системе скачков, которая организуется на специально спрофилированных поверхностях торможения. Число скачков выбирают тем больше, чем больше расчётное число М_н полёта самолёта.

Воздухозаборники смешанного и внутреннего сжатия не нашли пока широкого применения, вследствие трудностей вывода их на расчетный режим работы в полете.

В воздухозаборниках с внешним сжатием торможение потока осуществляется последовательно в скачках уплотнения, расположенных до входа в канал воздухозаборника (рис.2). Скачки уплотнения (два косых и один прямой) индуцируются поверхностью торможения (конусом и клином). На расчетном режиме работы воздухозаборника все скачки фокусируются на переднюю кромку обечайки для обеспечения максимального расхода воздуха через воздухозаборник. Наибольшая площадь потока, который может поступить в канал воздухозаборника F_bx равна площади, ограниченной кромкой обечайки.

где F_вх = F_н.

При торможении потока в первом и втором косых скачках давление его повышается (рис. 2), а скорость остается сверхзвуковой. Переход к дозвуковому течению происходит на прямом скачке уплотнения (М₃<1). Если течение за прямым скачком уплотнения до двигателя оставить дозвуковым, то относительно небольшие возмущения от двигателя (компрессора) будут передаваться на вход воздухозаборника и могут привести к появлению выбитой головной волны и возникновению неустойчивой работы воздухозаборника. Для исключения этого обычно за прямим скачком уплотнения канал воздухозаборника выполняют в форме сопла Лаваля, самое узкое место которого называют горлом воздухозаборника (сечение Г-Г). За горлом образуется сверхзвуковая зона течения. Переход к дозвуковому течению перед компрессором происходит в сложной системе скачков, которые условно заменяют одним эквивалентным замыкающим прямым S-скачком.

В зависимости от положения замыкающего S - скачка различают три режима работы сверхзвукового воздухозаборника. При наличии сверхзвуковой зоны течения за горлом (S-скачок располагается за горлом) режимы работы воздухозаборника называют сверхкритическими.При размещении S-скачка в плоскости горла воздухозаборника режим работы называют критическим,и при перемещении S-скачка на вход воздухозаборника и появлении выбитой головной волны режимы работы называют докритическими.

Нормальная работа воздухозаборника на всех режимах полета и работа двигателя возможна при условии согласования расходов воздуха через систему скачков, горло и двигатель (компрессор).

Эффективность сверхзвукового ВЗ оценивается следующими параметрами:

коэффициент расхода представляет собой отношение действительного расхода воздуха через ВУ к максимально возможному при данном числе Μ полёта:

коэффициент расхода характеризует пропускную способность системы скачков уплотнения и зависит при L = const только от М_н. На расчётном

режиме работы воздухозаборника φ⁼1.

коэффициент внешнего (лобового) сопротивления ВЗ:

где Х_вх—полное сопротивление воздухозаборника, включая и волновое сопротивление;

ρ_н - массовая плотность невозмущенного воздуха;

F_bx -его входное сечение;

C₁= M - скорость полёта.

коэффициент сохранения полного давления:

Где: Р_н^* и Р_в^* - давления заторможенного потока воздуха соответственно перед воздухозаборником (в набегающем потоке) и перед входом в двигатель. Чем выше σ_вх, тем больше при заданном числе Μ полёта степень повышения давления воздуха во входном устройстве π_ВХ.

степень повышения давления во входном устройстве:

Хотя величина σ_ΒХ с ростом числа Μ полёта уменьшается, но π_ВХ увеличивается и при М=2.0-2.5 обычно π_ВХ =8-12, т.е. на сверхзвуковых скоростях полёта воздух перед поступлением в двигатель претерпевает существенное сжатие от скоростного напора.

Для снижения потерь полного давления воздуха в воздухозаборнике и повышения устойчивости течения газового потока в нём осуществляется управление пограничным слоем. Для этого между боковой поверхностью летательного аппарата и воздухозаборником выполняются щели для слива пограничного слоя, накопившегося на прилегающих поверхностях перед воздухозаборником, а на панелях клина выполняют перфорацию для удаления пограничного слоя, образующегося при обтекании поверхности торможения.

На маневренных самолётах воздухозаборники работают в широком диапазоне нерасчетных режимов. Изменяются число Μ полёта, режим двигателя и направление набегающего потока. Это приводит к изменению газодинамической картины течения воздуха в воздухозаборнике, что влияет на параметры и запас устойчивости воздухозаборника. Последний оценивают коэффициентом ΔК_{у вх}, характеризующим удаление рабочего режима воздухозаборника от границы его устойчивой работы (помпажа).

Дата добавления: 2014-08-09; просмотров: 780; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!