Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. (1014191), страница 49
Текст из файла (страница 49)
СЬашЬге Р. апд 1>п С., Оп $йе 3>езду Р1о>ч о1 а Оаз 6>гопКЬ а Тцье чп!Ь Неа! Ехсьапяе ог СЬеписа1 йеас1юп. д. о1 Аег. Зс>епс., ч. 13, ОЫ. 1946, 537 — 542. 9. Н ! сй з В. 1. апд Моп $дош егу О. 1., ТЬе Опе — Эипепыопа1 ТЬеогу о1 5!езду Сошргезз!Ые Р!отч !п Ешс1з ч«НЬ Рпс$юп апд Неа1 Адди!оп.
Ь>АСАТ№ 1336, 1946. 10. йидп! с Р., Мошеп1шп йе1аиопз >и Ргорц!з!че 1>пс>з. д. о1 Аег.8с>епс. ч 14, Зер$., 1947. 11, Я ап дега Ь>. О., Рег1огшапсе Рагаше1егз о1 де1 Ргорц!иоп Епя1пез. >ЧАСА ТМ, 1106, 1946. 12. М а г Ч и а г д $ й., Агпег!с. Ач!а>!оп, ч. 17, № 18, ! — П, 1954, 24 — 28. !3. Ра упе Р.
й., ЗцЬзоп!с йаш!е$ о1 Неисор1егз. Р!1КЫ, ч, 66, Ъич. !954, 14. Ое Ч а ц11 и. Т., Ацкшеп>!пк Не!!сор1егз Таке-ой Ротчег Ьу йапце$. А!г. сгарк Епя., ч. 27, № 312, РеЬ. 1955, ' Р. й. Ра у ив, ЗиЬзошс йапце1 о1 Не!!сор1егз. Р!!КЫ, чо>. 66, Ыоч. 1954. й. Т. Ое Ч а ц11, Ацяшепппн Не!!сор1егз Таке-ои Ро>чег Ьу йаш1е1.
А>гсгай Епя., и, 27, № 312, РеЬ, 1955. 20 316 ГЛАВА Х СВЕРХЗВУКОВЫЕ ~РЯМОТОЧНЫЕ ВОЗДУШНО- РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (СПВРД) предназначаются для полетов со скоростями, ббльшими скорости распространения звука, т. е. с числом М)1. Верхний предел скоростей, до которых могут применяться СПВРД, определяется темпеРатУРой газов пеРеД истечением Таз.
чем выше поДогРев Тм— Там тем больше предельная скорость полета. При работе на высококалорийных горючих или на атомной энергии скорость длительного полета лимити~руется жаростойкостью материалов, так как температура торможения при М.>б становится выше температуры плавления сталей.
Геометрия сверхзвуковых ВРД определяется расчетной скоростью полета и назначением двигателя. Удельный расход горючего у сверхзвукового ВРД при М=4— меньше, а полный к. п. д. больше, чем у любого другого вида двигателей ( ~,а )40'/о). Сверхзвуковые ПВРД, так же как и дозвуковые прямоточные двигатели, неспособны к самостоятельному старту. Сверхзвуковые ПВРД должны быть разогнаны до начальной скорости при помощи специального ускорителя.
Наиболее эффективным средством разгона СПВРД является ракетный ускоритель. Снаряды типа воздух — воздух и ~воздух — земля, запускаемые со скоростных самолетов, не нуждаются в ускорителях. Теория сверхзвуковых ПВРД разрабатывалась Стечкиным, Зуевым, Абрамовичем, Крокко, Зенгером, Виллеем, Тромсдорфом и многими другимн советскими и зарубежными авторами. Ниже изложено современное состояние теории СПВРД.
$ Ь ПРИИПИПИАЛЬИАЯ СХЕМА СПВРД Сверхзвуковые ПВРД (фиг. 178) имеют те же основные части, что и дозвуковые двигатели: диффузор, камеру сгорания и выходное сопло. Форма сверхзвукового диффузора определяется расчетной скоростью полета и назначением двигателя. При расчетных скоростях от М„=1 до Ми=2 двигатель снабжаетсЯ диффУзоРом с пРЯмым скач. ком на входе (фиг. 178,а). Коэффициент восстановления давления в прямом скачке с ростом скорости от Ма=1 до М =2 убывает от =1,0 до а,„=-0,70.
Организация косых скачков на входе при М<2 может увеличить давление не более чем на 10 — 204/я. Если давление а) Прямой скачок Прямсо Скачек «сс ока у ру>г 5у 54 54кр 5, Рееупируюпуая 5г 5у 5 акр 55к зскрк 5ч Фвг. Г78. Схемы сверхзвуковых ПВРд, а — СПВРД с прямым скачком яа около, б — ПВРД с мяогоскачкоаым лиффугооом и с соплом посгояпяого гочсяия, я — СПВРД с мяогоскачкояым лиффуаором я с рсгулируомым соплом, а — СПВРД с полным раскрыупсм. в камере роа выше критического, на выходе из двигателя можно уста- ~4 повить сверхзвуковое сопло, степень расширения которого в=в оакр должна быть тем больше, чем больше относительное давление в камере перед истечением Ров )~роя (см.
фиг. 77). Ри Р4 При больших расчетных скоростях полета (М>2) на входе в дви- гатель устанавливается многоскачковый диффузор, в котором давле- ние повышается значительно эффективнее, чем при одном прямом скачке. Так, при М„=З Ра —" =37. В диффузоре с прямым скачком давРн ление повышается примерно в 12 раз, так что а,=О,З, а при многоскачковом диффузоре давление повышается более чем в 20 раз. так что ч,=0,68: организация косых скачков на входе при МэЗ увеличивает давление торможения на выходе из диффузора более чем в 2 раза. С дальнейшим ростом расчетной скорости полета многоскачковые диффузоры по сравнению с диффузорами с прямым скачком дают еще больший эффект.
Наивыгоднейшая конфигурация отклоняющей иглы и величина проходного сечения горловины диффузора — "~ зависят от расчетной 8„ скорости: с увеличением М. наивыгоднейшее число скачков возрастает, оптимальные углы скоса потока вь м„а2 уменьшаются, поджатие воздуха растет и критическое сечение горла 5„, убывает. Расчетное критическое сечение выходного сопла — с ростом М, также ~4кР 8н уменьшается. Двигатель с постоянными сечениями может работать в расчетных условиях только при какой-то одной скорости полета.
Однорежимный двигатель с жесткой геометрией, рассчитанный для полета с одной определенной скоростью, показан на фиг. 178,б. Многорежимный двигатель, предназначенный для полета на различных скоростях и при различных подогревах, должен быть снабжен регулируемым диффузором и соплом (см. фиг.
178,в). Двигатель максимальной тяги, рассчитанный на высокие температуры горения, иногда устраивается без сужения на выходе: 52=54„=54 (см. фиг. 178,г). Проточную часть СПВРД можно разделить на сверхзвуковые и дозвуковые участки (фиг. 179,б). Течение перед завершающим скачком диффузора является сверхзвуковым. Течение по расширяющемуся участку диффузора, по камере сгорания и по соплу вплоть до его критического сечения является дозвуковым; течение от критического сечения сопла до выходного среза и за ним является сверхзвуковым. Чем больше расчетная начальная скорость потока М„тем меньше относительное критическое сечение входа —, тем больше рас- З!к9 Я2 ширение дозвукового участка диффузора, тем меньше при заданном относительном входе — приведенная скорость на входе в камеру 54 52 сгорания Х2.
Абсолютные значения скорости в выходном сечении 52 диффузора сверхзвукового ВРД, т. е. на входе в камеру сгорания, составляют около 100 и/сек. Скорость на выходе из камеры, не имеющей сужения (52=-5, =54), может достигать местной скорости звука (см. фиг. 178кз). Течение по дозвуковому участку диффузора в значительной степени зависит от угла раскрытия равновеликого конуса а.
Если этот угол а, превосходит 10', коэффициент восстановления давления в дозвуковом участке а,п убывает (см. фиг. 61,в). Это обусловливается отрывом от стенок и турбулизацией потока, сопровождающейся диссипацией энергии, При углах, меньших 5', восстановление давления падает вследствие потерь на поверхностное трение, возрастающее с увеличением длины диффузора 1= й ' .
Оптимальный угол 2в!и " 2 раскрытия равновеликого конуса лежит в области 5'(ап(10'. Йиффуэор Камера ссораннн гоплисныи насос форсунки Стабилиэатор Сопла а) Суерхэдукодое СВертэдуко Зтаоега Воз Рн Юд тд Ууарные полны Вхоуной диффуэор Камера сеоранио д') Фнг. !79. Внутреннее устройство СПВРД. а †перспективн разрез, о-схема. Вексодное сипло Камеры сгорания СПВРД (фиг, 179) в принципе устраиваются так же, как камеры дозвуковых двигателей Отметим, что с увеличением скорости полета М„температура и давление торможения на входе в камеру возрастают, приведенная скорость убывает и работа камеры улучшается.
й 2. ГАЗОВАЯ ДИНАМИКА СПВРД Схема течения газа по сверхзвуковому ПВРД с многоскачковым диффузором представлена на фиг. 180. При набегании сверхзвукового потока на многоступенчатую иглу диффузора возникают косые скачки уплотнения (см. гл. П, $11), Изменения температуры, давления и плотности воздуха в косых скачках уплотнения, выражаемые урав- 309 нениями (2. 118, 2. 119, 2.
122, 2. 123), представлены на фиг. 39, 40, 41 и 42. Скорость потока при прохождении через скачки уплотнения убывает, а давление и плотность увеличиваются. Направление потока в косых скачках меняется. Вблизи поверхности иглы линии тока воздуха параллельны ее образующей, Посоадкий осой скачок х аметквоитий чок мн т1 ~, Промой скачок '1 с ° крс ( Зеар) расч В Вр„„ х„>о Фвг. 180. Схема скачков на вхоае в днффувор, а-расчесана снучна; 6-Мн КМ сч, е — Мн>ирасч' ™н Мрнсч 4нр (акр)ресч. (10.1) ~в = йо штат — т Тт-т где й — коэффициент, определяемый толщиной пограничного слоя 310 Замыкающий скачок обычно образуется внутри канала диффузора.
Расход воздуха через сверхзвуковой двигатель 6, ограничивается сечением входной щели диффузора Яш, измеряемой по нормали к линиям тока на входе в диффузор, скоростью и плотностью потока за последним косым скачком гас т и ус, (1 — число скачков в диффузоре): на входе в диффузор. Чем больше толщина пограничного слоя по отношению к высоте входной щели, тем меньше й. Расход воздуха можно выразить через параметры набегающего потока и сечение входа 5, (см. фиг. 180); ыа= срг51шаум, (10.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
