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

М в горле и возрастает интенсивность

скачка,

образующегося

за

горлом. Величина звх

при этом снижается приблизительно

пропор­

ционально перерасширению горла.

Следовательно, выбор величины

площади

горла

существенно

ачияет на протекание

характеристик

нерегулируемого

диффузора.

Чем значительнее перерасширено горло на расчетном режиме,

тем

на этом режиме ниже

овх, но вместе с тем и шире диапазон

работы

диффузора

без

головной

волны

при числах

М

полета,

меньших

расчетного.

Мы рассмотрели работу не­

регулируемого входного

диффузо­

ра при

постоянном

приведенном

расходе воздуха через двигатель.

В

действительности

приведенный

расход может изменяться.

Его из­

менение будет влиять

на

интен­

сивность скачка,

расположенного

за горлом. Например, при сохра­

нении постоянного числа оборотов

приведенный расход при уменьше­

нии числа

М

полета

возрастет,

так как

увеличится

приведенное

число оборотов

двигателя.

Рабо­

чая точка на

характеристике ком­

прессора

(фиг.

50)

переместится

вверх:

из В в 'А.

б?,тр

физически

Увеличение

означает

возрастание

скорости

компрессора; при уменьшении числа

на входе в компрессор

(его

объ­

М полета рабочая точка переходит из

емного

расхода

воздуха),

т.

е.

В в А

повышение

пропускной

способно­

сти двигателя, а

это

сопряжено,

жет привести к срыву потока в канале и

к

неустойчивой работе

(зуду)-

<р и Сх от числа М

Зависимости величин коэффициентов

звх,

ри отсутствовали, то овх = 1,0.

Потери в скачках при

уменьшении

числа М полета снижаются. Уменьшаются также потери за счет

пе­

рерасширения горла. Потери за счет трения сравнительно

малы

и

изменяются не очень значительно. Наконец,

потери,

обусловленные

снижением противодавления, из-за

возрастания

приведенного

расхода

воздуха при уменьшении числа М по­

лета значительно возрастают.

Потери в скачках и

потери, тре­

ния являются неизбежными

и опре­

деляются типом

диффузора.

Потери

же за счет перерасширения

горла и

за счет

снижения

противодавления

почти полностью

могут быть

устра­

нены регулированием диффузора.

П ри ч и с л а х М п о л е т а ,

б о л ь ш и х р а с ч е т н о г о ,

углы

наклона косых скачков уменьшаются

(фиг. 52) и они попадают

не

на пе­

реднюю кромку обечайки,

а

на

ее

внутреннюю

поверхность.

Течение

в этом

случае

оказывается

очень

сложным.

течения

Основной особенностью

на входе на сверхкритических

режи­

мах в этом случае является

то,

что

невозмущенный

сверхзвуковой

по­

ток, попадая в переднюю часть коль­

Ф и г. 52. Режимы течения в диф­

цевого канала,

свободную

от

косых

скачков, начинает в ней разгоняться.

фузоре при числах М полета,

больших расчетного:

Этот поток, пройдя затем

косые

а — сверхкритический, б —■крити­

скачки,

затормаживается

в

них

ческий; в — докритический

на периферии

в

меньшей

степени,

чем у поверхности центрального

те­

ла. Поля давлений и скоростей в горле становятся

резко

неравно­

мерными. Потери полного давления в

системе

скачков

возрастают

Ф н г. 53. Изменения

параметров нерегулируемого входного диффузора по

числу М

полета при постоянном числе оборотов ТРД

УИр д. Диапазон чисел М полета от Л4ш!п до Л4тах, в котором может

работать нерегулируемый диффузор в

системе ТРД, оказывается

очень небольшим.

при заданном числе Ма не

И з м е н е н и е в ы с о т ы п о л е т а

зором повышается,

скачок перемещается по направлению к горлу,

запас устойчивости

диффузора становится меньшим.

И з м е н е н и е

у г л а а т а к и вызывает, как указывалось,

го давления и увеличение

коэффициента

лобового сопротивления.

Явление неустойчивой работы наступает в этом случае раньше,

чем

при нулевом угле атаки.

При эксплуатации ТРД в реальных условиях происходит

одно­

временное изменение числа М полета, угла атаки и числа

оборотов

двигателя. В этом случае обеспечить работу турбореактивного

дви­

гателя с нерегулируемым

диффузором

практически

невозможно.

§ 2 ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕРЕГУЛИРУЕМЫХ ДИФФУЗОРОВ

Для того чтобы судить о параметрах диффузора

и

делать за ­

тально,

так как теоретические методы их расчета пока еще не обес­

печивают требуемой точности.

Одна из возможных схем испытания диффузора

приведена

на

фиг. 54.

Диффузор или его

уменьшенную

модель

испытывают

в сверхзвуковой аэродинамической трубе. На входе

в

ее

рабочую

часть устанавливается сопло Лаваля, обеспечивающее

равномерный

сверхзвуковой поток перед диффузором. На входе в

установку

по­

дается сжатый воздух от компрессора. На выходе

осуществляется

отсос воздуха эксгаустером. Этим обеспечиваются большие

перепа­

ды давлений в сопле Лаваля,

необходимые для

имитации

высоких

чисел М полета.

Типичные характеристики нерегулируемого диффузора

приведе­

ны на фиг. 56.

Они представляют собой зависимости коэффициентов

°вх и Сх от приведенного расхода воздуха

Опр

для различных чи­

сел М полета.

Штрихпунктиром здесь показана

линия

критических

режимов. Вправо от этой линии

лежит

область

сверхкритиче­

ских

режимов, влево— докри-

тических.

Особенности

работы

диф­

фузора на различных режимах,

рассмотренные

в

предыдущем

параграфе, позволяют объяс­

нить протекание этих характе­

ристик.

Влияние

дросселирования

можно проследить

здесь

пере­

мещением вдоль линий, соответ­

ствующих

постоянному

числу

М полета.

Изменение

числа М

полета

соответствует

переходу

от одной линии к другой.

На сверхкритических режи­

мах при заданном числе

М по­

лета коэффициент

расхода по­

стоянен, поэтому и коэффици­

ент лобового сопротивления ос-

60

80

100

120 М

(ВО

200

тается неизменным.

Коэффици­

ет и г.

56.

Характеристики

нерегулируе-

ент

овх

с ростом

Gnp

снижа­

ется

т а ,к

к а к

открытие дросселя

мого

входного

сверхзвукового

диффу>-

приводит к снижению

г

____ _

30ра

противо­

давления

и к

увеличению ин­

тенсивности скачка,

образующегося за горлом.

В докритической области повышение коэффициента Сх при сни­

жении

Gnp вызвано уменьшением коэффициента расхода и появле­

нием головной волны.

Падение коэффициента

овч

объясняется раз­