Кравченко И. В. Христофоров И. Л. Силовые установки летательных аппаратов (554342), страница 7
Текст из файла (страница 7)
Форма канала зависит от типа силовой установки и условий ее компоновки на летательном аппарате. Канал имеет расширяющуюся часть, где происходит снижение скорости воздуха и увеличение его статического давления, и суживающуюся, где воздух разгоняется, что способствует получению более равномерного поля скоростей и давлений на входе в компрессор.
Цля обеспечения безотрывного течения в таком диффузорном канале полуугол его раскрытия не должен превышать 4 — 6'. Цля дозвуковых входных устройств коэффициент расхода <р „ изменяется в широких пределах и может принимать значения меньше и больше единицы. Значение коэффициента внешнего сопротивления С„дозвуковых входных устройств при М„с 0,8 составляет 0,05...0,1. При скоростях полета М„> 0,8 на внешней поверхности входного устройства образуется течение с местными сверхзвуковыми зонами, что приводит к заметному росту С„. Если скорость полета превышает скорость звука, то перед входным устройством возникает головная ударная волна, за когорой скорость потока становится дозвуковой (рис. 3.3). Площадь, в занятая прямым скачком ударной волны, зависит от коэффициента расхода (р,„и Формы входных кромок: чем меньше <рвх, тем меньше и участок с прямым скачком.
Головная волна перед входным устройством определяет потери полного давления. В реальных входных устройствах они слагаются из потерь в прямом прямой скачок ВХ удорнойволны Рис. 3.3. Схема обтекания дозвукового воздухозаборника при М„ > 1 скачке уплотнения а„и потерь в 45 канале на участке от плоскости входа до компрессора о . Величина этих потерь определяется экспериментально. При М„= 1,5 потери полного давления в прямом скачке (1 — и„) не превышают 0,07, а при М„= 1,8 они составляют уже 0,2.
Дальнейший рост числа М„приводит к резкому увеличению потерь полного давления в прямом скачке уплотнения. Наличие головной волны перед входным устройством приводит к возрастанию С„. Сопротивление входного устройства на М„> 0,8 и сверхзвуковых скоростях полета зависит от формы обечайки: чем острее обечайка, тем меньше сопротивление. При небольших сверхзвуковых скоростях (1,0 < М„< 1,7) применяются дозвуковые диффузоры, но с острыми кромками и меньшим углом раскрытия а (рис.
3.4). При работе таких входных устройств на углах Рис. 3.4. Схема втекания воздуха во входной диффузор с острыми кромками: а — безотрывное течение; б — отрывное течение при работе с углами атаки атаки при М„< 1,0 возможен отрыв потока как внутри канала, так и на внешней поверхности, что существенно ухудшает значения у и С„, а также неравномерность поля параметров в выходном сечении. Типы сверхзвуковых входных устройств Улучшение характеристик входных устройств при М„> 1,6 возможно при использовании сверхзвуковых входных устройств. В таких устройствах для уменьшения потерь полного давления мощный прямой скачок на входе заменяется системой косых скачков, завершающихся слабым прямым скачком.
Суммарные потери механической энергии в такой системе получаются меньше, чем в одном прямом скачке. На рис. З.б приведена зависимость максимального значения О ск мах от М для оптимальных П вариантов нескольких систем косых скачков. Характерной особенностью прямого скачка уплотнения яв- Ф' ляется то, что Фронт прямого скачка располагается перпендикулярно к направлению потока и скорость за ним становится до- 0,8 Рис.
3.5. Зависимость и „ от скорости полета М для различных систем скачков: 1 — прямой скачок; 2 — КОСОЙ и ПРЯмОЙт 3 — два косых и прямой; 4 — три косых и прямой О,б 0,4 0.2 4 В1н оси на угол а, при этом скорость потока уменьшается, но остается сверхзвуковой. На рис. 3.7 пред- у„ ставлены зависимости а = Ди) при различных числах Маха набегающего потока. Каждому значению М соответствует предельное отклонение потока (О = О) ). Опыты показывают, что из двух Рис. 3.6.
Образование возможных положений скачка при обтекании клина более устойчивым является то, при котором угол между направлением потока и фронтом скачка меньше. По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока входные устройства делятся на три типа (рис. 3.8): а — внешнего сжатия; б — смешанного сжатия; в — внутреннего сжатия. Увеличивая число скачков, в пределе можно придти к изоэнтропическому сжатию.
Это может быть сделано по всей поверхности торможения или на некоторой ее части. На рис. 3.8 внизу показаны схемы входных устройств с частичным изоэнтропическим сжатием. звуковой. Косой скачок уплотнения образуется при обтекании клина или конуса с углом к ~рис. 3.6). Вектор скорости после косого скачка отклоняется от 60 40 го 40' И Рис. 3.7. Зависимость направления косого скачка от угла отклонения потока а) 6) н) Рис. 3.8.
Схема воздухозаборников с внешним (а), смешанным (б) и внутренним (в) сжатием Входные устройства различаются и по Форме поверхностей торможения на плоские (рис. 3.9,а) и осесимметричные (рис. 3.9,б). Рис. 3.9. Схема плоского (а) и осесимметричного (б) воздухозаборников В зависимости от места расположения на летательных аппарагах входные устройства могут подразделяться на лобовые, боковые и расположенные у корня крыла. Сверхзвуковые входные устройства внешнего сжатия Во входном устройстве внешнего сжатия (рис. 3.10) торможение сверхзвукового потока осуществляется в системе, состоящей из одного или нескольких косых скачков уплотнения и прямого скачка. От каждого излома центрального тела отходит косой скачок.
На расчетном режиме все скачки сходятся на передней кромке обечайки входного устройства. За косыми скачками уплотнения скорость потока остается сверхзвуковой. За прямым скачком скорость потока становится дозвуковой. Если канал входного устройства спрофилировать так, что по всей его длине до входа в двигатель скорость воздуха остается дозвуко- Рис, 3.10. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия на расчетном режиме работы Характеристики сверхзвукового входного устройства В условиях эксплуатации воздухозаборники работают в широком диапазоне нерасчетных режимов. Рассмотрим влияние изменения скорости полета и режи- СУ„„ ма работы двигателя на работу 1 сверхзвукового воздухозаборника. о Изменение коэффициента сопротив! вх ления С„рассматривать не будем. 1 Скоростная характеристика ! <р (рис. 3.11) определяется при повх стоянной высоте полета и фиксим м „рованном положении регулируюпп щих органов в соответствии с заданным режимом работы двигателя.
При увеличении скорости полета больше расчетной (М„> М„) углы наклона скачков уменьшаются (см. рис. 3.7) и скачки попадают не на переднюю кромку, а внутрь горловины входного устройства (рис. 3.12,6). Внутри возцухозаборника возникает течение со сложной системой скачков уплотнения. Коэффициент расхода входного устройства при этом останется равным единице (д = 1,0), а коэффициент восстановления полного давления о „уменьшается. При уменьшении скорости полета меньше расчетной (М < М ) углы наклона и пр Рис.
3.11. Скоростная характеристика сверхзвукового входного устройства 50 вой, то колебания давления и расхода воздуха, которые имеют место при работе двигателя, будут передаваться по дозвуковому потоку к системе скачков и разрушать ее. Чтобы не допустить этого, канал воздухозаборника обычно выполняют вначале сужающимся, а потом расширяющимся.
В сужающейся части скорость потока увеличивается, достигая скорости звука в горле входного устройства (сечение Ркр), а в расширяющейся части становится сверхзвуковой. Внутри расширяющегося канала возникает Х-образный прямой скачок, за которым поток становится дозвуковым. Сверхзвуковая зона, находящаяся между горлом и этим скачком, задерживает возмущения, идущие со стороны двигателя, и обеспечивает стабилизацию входной системы скачков. скачков возрастут (см. рис.
3.7) и скачки отойдут от входной кромки (рис. 3.12,в). Одновременно с изменением геометрии скачков действительное значение горла входного устройства Г становится меньше расчетного, что приводит к образованию выбитой ударной волны перед входным сечением. а) в) М„<М „ Рис. 3,12. Схема течения во входном устройстве внешнего сжатия при различных числах М„: а — М„= М„; б — М„> М„; в — М„< М„ пр В результате д становится меньше единицы (двх < 1).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
