Файл: Нечаев Ю.Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 04.04.2024
Просмотров: 69
Скачиваний: 0
Ю. Н. НЕЧАЕВ
ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
6/
Вкниге изложены основы теории входных диф фузоров ТРД. Рассмотрены различные типы вход ных устройств, дан анализ их преимуществ и не достатков. Основное внимание уделено описанию многоскачковых диффузоров с центральным те лом, широко применяемых на сверхзвуковых са
молетах.
Книга рассчитана на широкий круг читателей. Основное ее назначение состоит в том, чтобы слу жить учебным пособием для инженерно-техни ческого состава строевых частей ВВС при освое нии новой материальной части. Она может быть полезной также для студентов и слушателей выс ших авиационных учебных заведений, изучающих теорию воздушно-реактивных двигателей.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Развитие современных летательных аппаратов с турбореактив ными и прямоточными двигателями в направлении непрерывного возрастания чисел М полета привело к существенному повышению роли входных устройств.
При малых скоростях самолетов сжатие воздуха перед поступле нием его в камеру сгорания двигателя осуществлялось в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора было невелико. В связи с этим функции входных устройств ограничива лись подводом воздуха к двигателю с малыми потерями и обеспече нием на входе в двигатель требуемой степени равномерности воз душного потока.
При достигнутых в настоящее время скоростях полета, более чем вдвое превосходящих скорость звука, стало возможно значитель ное повышение давления воздуха, поступающего в двигатель, за счет использования скоростного напора. Задачи входных устройств существенно расширились. Они должны обеспечивать эффективное использование кинетической энергии набегающего воздушного пото ка для сжатия воздуха, поступающего в двигатель, обладать малым внешним сопротивлением, надежно и устойчиво работать в условиях эксплуатации и отвечать ряду других требований.
Для получения оптимальных характеристик самолета в широком диапазоне скоростей и высот полета возникла необходимость специ ального регулирования входных устройств, что значительно услож нило устройство систем подачи воздуха летательных аппаратов и их обслуживание в условиях эксплуатации.
Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, от параметров и характеристик которой в очень большой степени зависит эффективность и надеж ность работы силовой установки в целом. Грамотная эксплуатация такой системы, своевременное предупреждение неисправностей и устранение возможных отказов требует глубокого понимания слож
3
ных газодинамических процессов, происходящих в элементах вход ных устройств.
В связи с этим возникла необходимость создания учебного по собия для инженерно-технического состава ВВС, эксплуатирующего новую авиационную технику, излагающего в доступной, но строгой форме основные вопросы теории входных устройств сверхзвуковых самолетов, снабженных воздушно-реактивными двигателями. Глав ное внимание уделено входным устройствам турбореактивных двига телей, получивших наиболее широкое применение.
Автор выражает признательность доктору технических наук профессору П. К. Казанджану за ряд ценных замечаний, сделанных им в процессе рецензирования рукописи.
ГЛАВА I
ТИПЫ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ ТРЕБОВАНИЯ
Воздушно-реактивные двигатели должны развивать большие тяги и обладать высокой экономичностью при малых габаритах и весе.
Тяга ВРД, как известно из теории двигателей, определяется по формуле
|
Р — GPya кг, |
(1) |
где |
G — весовой расход воздуха через двигатель, кг/сек; |
|
|
Р Уд — удельная тяга, т. е. тяга, получаемая е одного килограм |
|
|
ма воздуха, проходящего через двигатель, кг сек/кг. |
|
|
Удельная тяга в свою очередь может быть представлена |
следу |
ющим образом: |
|
|
|
уд |
(2) |
|
g |
|
где |
сист — скорость истечения газовой струи из двигателя; |
|
|
с0 — скорость полета. |
|
|
Экономичность ВРД характеризуется его полным коэффициен |
том полезного действия. На практике для оценки экономичности
пользуются также величиной удельного расхода |
топлива — отноше |
||
нием часового расхода топлива к тяге двигателя |
|
||
Суд |
кг |
(3 ) |
|
кг час |
|||
р |
|
Параметры и характеристики входного устройства в значитель ной степени влияют на все указанные величины, оценивающие эф фективность двигателя. Рассмотрим характер этого влияния.
Эффективность входного устройства влияет на степень повыше ния давления воздуха в двигателе и на потери в процессе сжатия, от которых существенно зависят удельная тяга и удельный расход то плива.
5
Степенью повышения давления воздуха в ТРД принято назы вать отношение давления воздуха в конце процесса сжатия, т. е. за компрессором, к атмосферному давлению:
* = |
— • |
(4) |
|
Рн |
|
где р к — давление воздуха за компрессором (на входе |
в камеру |
|
сгорания); |
|
|
р н — атмосферное давление. |
|
|
Повышение давления воздуха в ТРД частично осуществляется во входном устройстве и частично в компрессоре. Если давление на входе в компрессор обозначить ра, то можно представить величину - следующим образом:
ТС= р |
Р«Ра = |
ТС |
|
( 5) |
Рн |
Ра Рн |
ККВХ’ |
|
|
|
|
|
||
где тсвх — степень повышения давления воздуха |
во |
входном уст |
||
ройстве; |
|
|
|
|
тск — степень повышения давления |
воздуха |
в |
компрессоре. |
|
В теории двигателей для |
удобства расчетов |
часто пользуются |
||
не статическими, а полными давлениями. |
Если вместо |
статических |
давлений р к и рп ввести в рассмотрение полные давления р а* и р * (давления полностью заторможенного воздушного потока), то в этом случае
тс |
/Vs Р * |
— |
|
|
>«* Рн |
Как видно из формул (5) |
и (5'), степень повышения давления |
двигателя равна произведению степеней повышения давления возду ха во входном устройстве и в компрессоре.
Повышение давления воздуха во входном устройстве осущест вляется за счет использования скоростного напора. Поэтому оно су щественно зависит от скорости полета летательного аппарата.
При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха от скоростно го напора невелико. Повышение давления, требуемое для работы двигателя, з этом случае обеспечивается в основном за счет ком прессора.
При больших сверхзвуковых скоростях полета повышение дав ления воздуха во входном устройстве оказывается уже весьма зна чительным. В связи с этим уменьшается потребная степень повыше ния давления воздуха в компрессоре, а роль входного устройства в общем процессе сжатия возрастает.
На фиг. 1 приведен график, показывающий величины значений тсв!£ при отсутствии потерь и примерные значения этих величин с учетом потерь. Как видно, степени повышения давления во входном устройстве значительно возрастают с ростом числа М полета. Напри мер, при числе М полета, равном 2,5, в случае отсутствия потерь сте пень повышения давления за счет скоростного напора теоретически
6
можно было бы получить равной 17, что выше значений, обеспечива емых современными компрессорами. Однако при торможении1сверх звукового потока возникают скачки уплотнения, являющиеся источни ком потерь, которые увеличиваются с ростом числа М полета. Весь
ма значительными являются такие потери, обусловленные |
трением. |
|||||||||||||
В результате этого реально достижимые величины тсвх |
оказываются |
|||||||||||||
значительно |
меньшими |
теоретически |
|
|
|
|
|
|||||||
возможных. |
Так, при М0 = |
2,5 величина |
|
|
|
|
|
|||||||
1гвх |
вместо |
17 получается |
|
равной |
12 |
|
|
|
|
|
||||
(фиг. 1). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Потери, возникающие при сжатии |
|
|
|
|
|
|||||||||
воздуха во входном устройстве, принято |
|
|
|
|
|
|||||||||
оценивать величиной коэффициента со |
|
|
|
|
|
|||||||||
хранения полного давления |
авх, пред |
|
|
|
|
|
||||||||
ставляющего собой отношение полного |
|
|
|
|
|
|||||||||
давления за входным |
устройством |
(на |
|
|
|
|
|
|||||||
входе в компрессор) |
к полному давле |
|
|
|
|
|
||||||||
нию |
набегающего |
потока, |
т. е. к тому |
|
|
|
|
|
||||||
давлению, которое было бы |
на входе в |
|
|
|
|
|
||||||||
двигатель, если бы потери отсутствова |
|
|
|
|
|
|||||||||
ли. Следовательно, |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
. |
С,* |
|
|
|
( 6 ) |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
1*„ |
■ |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
Отсюда |
вытекает, |
что |
|
|
|
1,о |
р |
гл |
2$ |
3,0 л. |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
□X |
_ Р_а_ _ |
Р^Н_ |
®вх “ |
|
|
( 7) |
Фиг. 1. |
Зависимость степени |
||||||
|
~ а вх „ |
|
|
|
повышения давления |
входного |
||||||||
|
Рн |
|
Рн |
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
устройства от |
числа М полета |
||||||
где ■Кцхид — степень |
повышения давле |
|||||||||||||
|
|
|
при |
отсутст |
||||||||||
|
|
ния в идеальном входном устройстве, т. е. |
||||||||||||
|
|
вии потерь. |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
Как видно, коэффициент сохранения полного давления |
показы |
|||||||||||||
вает, |
во' сколько раз действительная степень |
повышения давления |
воздуха во входном устройстве меньше идеальной, соответствующей отсутствию потерь.
Рассмотрим, как влияют на основные параметры двигателя по тери полного давления во входном устройстве.
Снижение авх приводит к уменьшению давления воздуха на входе в двигатель. По этой причине уменьшается степень расшире ния газа в выходном сопле и, как следствие, падает скорость истече ния из сопли. Это вызывает снижение удельной тяги и увеличение удельного расхода топлива. С другой стороны, уменьшение давления на входе в двигатель приводит к пропорциональному снижению плот ности и расхода воздуха.
В результате уменьшения G и Р уя значительно снижается тяга, а в связи с этим увеличивается удельный вес двигателя и всей сило вой установки. В качестве примера можно указать на то, что сниже ние тс„х при М0 = 2,5 от 17 до 12, т. е. на 30%, приводит к умень
7
шению тяги ТРД примерно на 45 %) и к увеличению удельного расхо да топлива на 15%'.
Следовательно, одним из основных требований, предъявляемых к входным устройствам, является обеспечение возможно более высо ких значений коэффициента авх.
Наряду с высокими значениями авх, входное устройство долж но обеспечивать также желаемое распределение давлений и скоро стей на входе в двигатель. Это особенно существенно для турбореак тивных двигателей с осевыми компрессорами, у которых характер распределения скоростей воздуха на входе в компреосор влияет на границу его устойчивой работы: надлежащим выбором распределе ния скоростей можно повысить запас устойчивой работы компрес сора.
Установка воздушно-реактивных двигателей на летательном ап парате обычно связана с дополнительным приростом внешнего (ло бового) сопротивления. Оно создается входными устройствами, двигательными гондолами, заборниками охлаждающего воздуха и другими элементами силовой установки. На преодоление этих сопротивлений затрачивается часть развиваемой двигателями тяги. Это снижает полезную или так называемую эффективную тягу силовой установки, т. е. силу, которая непосредственно исполь зуется на продвижение летательного аппарата в воздухе.
Эффективную тягу можно выразить следующим образом:
|
Р Эфф — Р — X внешн» |
|
(8) |
|||
где |
' Л^нешн — суммарное внешнее сопротивление, |
вызванное |
ус |
|||
|
тановкой двигателя на летательном аппарате. |
|
||||
|
Обычно суммарное внешнее сопротивление при |
сверхзвуковых |
||||
скоростях полета считают состоящей |
из четырех слагаемых: |
|
||||
|
'Увнешн |
Х вх4- |
в г |
[- Х Тр Hi Д'Уинт» |
(^) |
|
где |
ЛТВХ — волновое сопротивление входного устройства; |
|
||||
|
Х вг — волновое сопротивление |
гондолы двигателя; |
гон |
|||
|
Х ур — сопротивление |
трения при наружном |
обтекании |
|||
|
долы двигателя; |
|
|
|
|
|
|
Д А'инт — возрастание или снижение внешнего |
сопротивления, |
||||
|
обусловленное интерференцией (взаимным влиянием) |
|||||
|
гондолы двигателя |
и летательного аппарата. |
|
|||
|
При дозвуковых скоростях полета волновое сопротивление |
си |
ловой установки отсутствует, а сопротивление трения незначительно, поэтому величины Р и Р эфф практически совпадают. При сверхзву
ковых скоростях полета различие в величинах Р и |
Р Эфф может быть |
|||||
весьма значительным. |
|
|
|
|
|
|
Снижение тяги двигателя, вызванное указанными внешними со |
||||||
противлениями, |
приводит к тому, |
что |
удельный |
расход топлива, |
||
приходящийся |
на каждый |
килограмм |
эффективной тяги, также |
|||
возрастает и тем сильнее, чем ниже Р Эфф |
по сравнению с Р: |
|||||
|
|
G |
|
|
Р |
|
|
U УД »ФФ |
w t час __г* |
|
|
|
|
|
р |
~~ Ь Уд |
р |
|
||
|
|
' эфф |
|
'эфф |
|
8