Файл: Наумец С.М. Основы теории и устройства авиационных силовых установок конспект лекций.pdf

'S ~ JCV„

3*

Г л а в а II

РАБОТА И УСТРОЙСТВО ОСНОВНЫХ ЧАСТЕЙ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК САМОЛЕТОВ

§ 1. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Входные устройства воздушно-реактивных двигателей слу­ жат для отбора из внешнего потока определенного количества воздуха, необходимого для его работы. Процесс торможения и сжатия потока должен осуществляться с возможно меньшими потерями. По мере развития летательных аппаратов роль вход­ ных устройств (воздухозаборников) ВРД (и, в частности, ТРД) существенно повышалась.

во входном устройстве приводят к снижению тяги на 40% и росту удельного расхода топлива на 15%. Повышение давления воздуха в ТРД осуществляется частично во входном устройстве (в полете) и частично в компрессоре.

Отношение полного давления воздуха за компрессором р\ к

давлению его в невозмущенном потоке рп называется степенью повышения давления воздуха в двигателе «*в (степень сжатия

двигателя):

36

Умножив и разделив правую часть этого выражения на р\ (полное давление на входе в компрессор), получим:

где те*х — степень повышения давления во входном устройстве

(отношение полного давления на выходе из возду­ хозаборника к давлению в невозмущенном потоке); те*— степень повышения давления воздуха в компрессо­

ре (отношение полного давления на выходе из ком­ прессора к полному давлению на входе).

Во входном устройстве повышение давления происходит за счет скоростного напора, поэтому величина ~*х зависит от ско­

рости полета летательного аппарата.

На дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха за счет использования скоростного напора невелико, и повышение дав­ ления, необходимое для работы двигателя, обеспечивается в основном за счет компрессора.

Характер изменения те*х и в зависимости от числа М по­ лета для современных двигателей показан на рис. 17.

Рис. 17. Зависимость те* и те*х от числа М

На больших сверхзвуковых скоростях полета повышение давления воздуха во входном устройстве резко возрастает, что приводит к уменьшению потребной степени повышения

37

/

давления в компрессоре и к возрастанию роли входного устрой­ ства в общем процессе сжатия.

Потерн полного давления воздуха, входящего в двигатель, оцениваются обычно коэффициентом сохранения полного дав­ ления сг„, представляющего собой отношение полного давления на выходе воздухозаборника к полному давлению набегающего потока:

устройства можно разделить на дозвуковые и сверхзвуковые. Дозвуковой воздухозаборник профилируется так, чтобы ско­

раствора канала не более 8—12 °), так как иначе поток оторвет­ ся от стенок. Для выравнивания поля давления перед компрес­ сором вторая часть канала обычно выполняется несколько су­ живающейся, что вызывает ускорение потока и как следствие некоторое уменьшение давления воздуха. Принципиальная схе­ ма дозвукового воздухозаборника показана на рис. 18.

38

Дозвуковой воздухозаборник не обеспечивает сужения струи, а следовательно, в нем принципиально невозможно плав­ ное или многоступенчатое торможение сверхзвукового потока. Кроме того, тупые кромки обечайки сами по себе являются источниками сильных возмущений. Вследствие этого на сверх­ звуковой скорости полета перед входом в воздухозаборник возникает интенсивный головной скачок, характеризующийся наибольшими потерями полного давления (рис. 19). Поэтому

Рис. 19. Работа дозвукового заборника на сверхзвуковой скорости полета

На скоростях полета, соответствующих М > 1,5-г 1,7, приме­ няют специальные сверхзвуковые воздухозаборники, в которых снижение скорости до небольшой сверхзвуковой осуществляет­ ся в системе косых скачков уплотнения, а переход к дозвуко­ вой— в замыкающем прямом скачке меньшей интенсивности

(рис. 2 0 ).

Рис. 20. Схема сверхзвукового трехскачкового воздухозаборника с внешним сжатием

39

На рис. 20, а показан трехскачковый диффузор (воздухоза­ борник) с внешним сжатием и круглым центральным телом.

Требуемая система скачков создается центральным телом, выдвинутым навстречу набегающему потоку и имеющим фор­ му ступенчатого конуса, от каждого -излома которого отходит косой скачок. При работе диффузора на расчетном режиме все косые скачки уплотнения сходятся на передней кромке обечай­

На рис. 20,6 показана зависимость коэффициента сохране­ ния полного давления заторможенного потока от числа М поле­ та и числа скачков перед входом.

Для обеспечения устойчивой работы диффузора канал его делают сначала суживающимся, а затем расширяющимся. В этом случае течение воздуха во внутреннем канале происхо­

ковым. Внутри канала возникает прямой скачок уплотнения,

Рис. 21. Регулируемый сверхзвуковой диффузор со сверх­ звуковой зоной за горлом

Сверхзвуковая зона за горлом и скачком задерживает воз­ мущения, идущие со стороны двигателя, так как возмущения, распространяющиеся со скоростью звука, не могут переме­ щаться против сверхзвукового потока. Величина сверхзвуковой зоны зависит от режима работы двигателя и выбирается из условия обеспечения устойчивой работы диффузора в требу­ емом диапазоне изменения режимов работы двигателя.

40

Режим работы входного устройства может изменяться в зависимости от скорости и высоты полета, температуры возду­ ха и режима работы двигателя, а также при изменении углов атаки, так как при этом меняется направление набегающего потока воздуха. Это обстоятельство вызывает необходимость делать входные устройства регулируемыми.

печения расчетного режима работы воздухозаборника цент­ ральное тело делают управляемым (см рис. 21). При

При полете на скорости, большей расчетной, скачки уплот­ нения смещаются внутрь входного устройства, и это также ведет к росту потерь (рис. 23). В этом случае конус выдвигает­ ся против потока до восстановления расчетного режима ра­ боты.

41