Файл: Нечаев Ю.Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов.pdf

и Сг о6 не зависят. Два геометрически подобных диффузора при оди­

ентов. Именно в этом состоит удобство использования таких относи­ тельных величин.

Общее сопротивление входного диффузора на нерасчетных ре­

Иногда, для удобства оценки общего лобового сопротивления диффузора, его выражают через суммарный коэффициент лобового

сопротивления. В этом случае

у

£__ ^ вх

<7Л.об

Как следует из формул (14), (15) и (16), этот коэффициент вы­ ражается через С, доп и Сх0б следующим образом:

С = С . •об, лI.. СX доп F*

F',

Для определения суммарного лобового сопротивления диффузо­ ра по известному значению Сх нужно знать лобовую площадь диф­ фузора. Тогда, вычислив для данногозначения числа М полета ско­ ростной напор и умножив его на F„ о6, находят Х вх.

Основная задача создания входных сверхзвуковых диффузоров состоит в обеспечении высоких значений величин авх при возможно более низких значениях коэффициента Сх . В частности, из сравне­ ния диффузоров с внешним и внутренним сжатием можно сделать следующий вывод. Диффузоры с внешним сжатием обладают срав­ нительно высокими значениями коэффициента авх и не вызывают особых затруднений при запуске. Но они обладают весьма значи­ тельным внешним сопротивлением. Диффузоры с внутренним сжати­ ем, обладая малым внешним сопротивлением, нуждаются в специ­ альном регулировании при запуске, конструктивное осуществление которого очень сложно.

§ 4. ЛОБОВЫЕ И БОКОВЫЕ ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

На конструктивное оформление входного устройства значитель­ ное влияние оказывает его форма и расположение на летательном аппарате. В зависимости от этого входные устройства подразделяют­ ся обычно на лобовые и боковые.

57

Лобовыми принято называть такие входные устройства, которые размещаются в головной части фюзеляжа или двигательной гондолы. Вследствие обтекания невозмущенным потоком и возможности ис­ пользования каналов симметричных форм в этом случае обеспечи- ■ваются более равномерные параметры на входе в двигатель.

При размещении двигателя внутри фюзеляжа более выгодными могут быть боковые заборники воздуха, применение которых позво­ ляет уменьшить длину воздухоподводящих каналов. Кроме того, ме­ сто в носовой части самолета бывает необходимо для размещения другого оборудования. Несколько типов боковых входных устройств показано на фиг. 43.

При боковом расположении входной сверхзвуковой диффузор попадает в зону возмущенного потока. Это обстоятельство отчасти является благоприятным, так как скачки уплотнения от расположен­ ных впереди частей летательного аппарата уменьшают число М на­ бегающего потока. Однако возмущенный поток обычно является не­ равномерным, что создает трудности при профилировании диффу­ зора.

Другой вид неравномерности поля скоростей возникает при из­ менении углов атаки и углов рысканья. Влияние этой неравномерно­ сти на работу боковых входных устройств в ряде случаев меньше, чем лобовых. Это объясняется тем, что тело, сбоку которого установлен входной диффузор, спрямляет поток относительно его оси и маневри­ рование летательного аппарата отражается на работе диффузора ме­ нее значительно. Если, например, диффузор установлен над фюзеля­

58

жем, то увеличение угла атаки самолета мало изменяет направление потока на входе в него.

Наиболее важной проблемой, связанной с боковым расположе­ нием входных диффузоров, является устранение вредного влияния пограничного слоя, образующегося на расположенной впереди диф­ фузора боковой поверхности. При применении боковых входных уст­ ройств используются различные способы управления пограничным слоем. Некоторые из «их показаны на фиг. 43. У диффузора с .полу-

в системе скачков уплотнения, так и внутри, канала. При увеличении высоты канала для отсасывания пограничного слоя величина авх бы­ стро возрастает и отри hiо = 1,0 оказывается близкой к единице. При этом, однако, возникают потери, связанные с эвакуацией погранич­ ного слоя, которые также должны учитываться при оценке эффектив­ ности системы отсасывания или слива пограничного слоя.

Преимущество совкозого входа (фиг. 43.г) состоит в том, что торможение воздуха в нем происходит при обтекании сверхзвуковым потоком поверхности, свободной от начального пограничного слоя. Его недостаток заключается в существенном сужении внутреннего канала из-за влияния боковой стенки (поверхности планера), что за­ трудняет вывод диффузора на расчетный режим (его запуск).

Входные устройства могут различаться также формой попереч­ ного сечения. Они могут быть круглыми, полукруглыми, прямоуголь­ ными (плоскими) и др. Лобовые диффузоры обычно делают круглы­

ми, а боковые— полукруглыми или плоскими.

Существенных различий в работе круглых и полукруглых диф­ фузоров не наблюдается. Характер течения воздуха в них одинаков.

59

ГЛАВА IV

ХАРАКТЕРИСТИКИ ВХОДНЫХ СВЕРХЗВУКОВЫХ ДИФФУЗОРОВ И ИХ РЕГУЛИРОВАНИЕ

§ 1. РАБОТА МНОГОСКАЧКОВОГО НЕРЕГУЛИРУЕМОГО ДИФФУЗОРА НА НЕРАСЧЕТНЫХ РЕЖИМАХ

Режим работы входного диффузора может изменяться в зависи­ мости от скорости (числа М) полета, высоты полета и режима рабо­ ты двигателя. На работу диффузора, кроме того, оказывает влияние изменение угла атаки летательного аппарата, так как при этом изме­ няется направление набегающего на него потока воздуха. В условиях эксплуатации все эти факторы могут изменяться одновременно. Для простоты рассмотрим вначале влияние каждого из них в отдельности. Будем предполагать, кроме того, что диффузор является нерегули­ руемым. Рассмотрение работы нерегулируемых диффузоров на нера­ счетных режимах позволит лучше понять, чем вызвана необходи­ мость их регулирования и какие возможны явления в случае отказов системы регулирования.

Влияние изменения режима работы двигателя. Остановимся вна­

тела, фокусируются на передней кромке обечайки. Течение в канале между входом и горлом в зависимости от схемы диффузора может соответствовать фиг. 32 или 33. При оптимальном горле скорость в нем равна скорости звука. Если горло перерасширено, то скорость ■вгорле является сверхзвуковой. За горлом образуется сверхзвуковая зона, заканчивающаяся скачком уплотнения. Изменение числа обо­ ротов двигателя оказывает влияние прежде всего на размеры этой сверхзвуковой зоны, образующейся за горлом, и на интенсивность ограничивающего ее скачка уплотнения.

При дозвуковых скоростях полета и при обычных входных уст­ ройствах уменьшение числа оборотов и расхода воздуха через двига­ тель приводит к уменьшению расхода воздуха через входное устрой­ ство за счет уменьшения площади струйки тока, входящей в диффу-

•зор. Этим и обеспечивается согласование работы входного устройст­ ва и двигателя.

61