Теория Воздушно-Реактивных Двигателей. Курс Киричкова Михаила на Яндекс-Дзен
Входные устройства ГТД предназначаются для забора воздуха из окружающей атмосферы, подвода его к двигателю и осуществления процесса сжатия этого воздуха от скоростного напора с малыми потерями полного давления.
Основным элементом входного устройства (ВУ) является воздухозаборник (ВЗ) - устройство, в котором осуществляется забор воздуха и его сжатие от скоростного напора. Кроме того, к составным элементам ВУ обычно относят: каналы подвода воздуха к двигателю; створки перепуска и подпитки воздуха; системы управления пограничным слоем; средства регулирования; защитные устройства от попадания посторонних предметов (если они имеются) и пр.
В литературе аббревиатуры ВУ и ВЗ часто применяются как равнозначные.
У дозвуковых ЛА сжатие воздуха от скоростного напора является не очень значительным или может совсем отсутствовать и ВУ осушествляет в основном только функции забора и подвода воздуха к двигателю в нужном количестве с малыми потерями,
По мере увеличения скорости полета величина степени повышения давления воздуха в ВУ и интенсивно возрастает, в связи с этим увеличивается доля повышения давления воздуха, создаваемого ВУ П_вх=Рв*/Рн , по сравнению с общей степенью повышения давления воздуха в двигателе П= Пвх*Пк, где Пк= Рк /Рн,
При Мн >3‚О…3,5 значения Пвх становятся уже больше оптимальной степени повышения давления в цикле, это означает, что при больших сверхзвуковых скоростях полета потребное повышение давления в цикле может быть обеспечено только за счет сжатия воздуха от скоростного напора без его сжатия в компрессоре,
ТИПЬі ПРИМЕНЯЕМЫХ ВХОДНЫХ УСТРОИСТВ И ИХ КЛАССИФИКАЦИЯ
Применяемые ВУ отличаются большим разнообразием типов и конструктивных форм. Самолетные ВУ подразделяют на дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые в соответствии со значениями максимальных скоростей полета самолетов, на которых они устанавливаются, диапазоны скоростей полета самолета и требования к его маневренным свойствам, наряду с применяемым типом двигателя, оказывают наибольшее влияние на облик ВУ.
Дозвуковые ВУ применяются на военно-транспортных самолетах и самолетах гражданской авиации, которые имеют числа М крейсерского полета, не превышающие 0,8…0‚9 а также на вертолетах. В силовых установках этих ЛА сжатие воздуха осуществляется в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора невелико. Этим обусловлена относительная простота конструкции таких ВУ, их выполняют нерегулируемыми
Трансзвуковые ВУ используются на боевых самолетах, имеющих большие дозвуковые (крейсерские) и относительно небольшие сверхзвуковые (максимальные) скорости полета, повышение давления от скоростного напора и их ВУ является более значительным, но определяющими становятся требования обеспечения многорежимности и маневренности ЛА, ВУ этих самолетов также обычно выполняются нерегулируемыми
Сверхзвуковые ВУ ( СВУ) устанавливаются на самолетах, имеющих высокие значения максимальных чисел М полета (обычно при М н мах > 2,0). Они отличаются большим разнообразием типов и схем.
Классифицируются СВУ по:
1) количеству скачков уплотнения;
2) расположению скачков уплотнения относительно плоскости входа;
3) форме входного сечения;
4) компоновке на ЛА,
их, как правило, выполняют регулируемыми.
Дозвуковые входные устройства
У дозвуковых самолетов двигатель может размещаться внутри фюзеляжа или в отдельной гондоле. Фюзеляжные компоновки более характерны для самолетов с ТРД И ТРДД с малыми степенями двухконтурности, когда, вследствие высоких удельных тяг, двигатель имеет небольшие лобовые размеры. Отличительной особенностью такой компоновки является наличие между воздухозаборником и входом двигатель длинного соединительного канала (рис. 11.3).
Для снижения потерь на трение скорости воздуха в канале должны быть невысокими, как правило, меньшими, чем скорость на входе в компрессор. Обечайка воздухозаборника (поз.1 на рис. 11.3) выполняется с профилированными относительно толстыми и плавно обтекаемыми входными кромками (наподобие профиля крыла).
Площадь на входе в обечайку выбирается большей площади струи втекающего воздуха РН ‚ а скорость Свх * меньшей скорости полета V. Обычно принимают Свх=0‚5V.
При этом практически все сжатие воздуха от скоростного напора осуществляется перед плоскостью входа, т. е. вне ВУ. Такое внешнее сжатие, вследствие отсутствия ограничивающих поток стенок, осуществляется без потерь на трение о стенки.
Сопротивление обечайки складывается из сопротивлений давления и трения, возникающих на ее внешней поверхности.
Сопротивление давления зависит от формы ее профиля и характера обтекания внешним потоком. Если обечайка имеет плавное очертание передних кромок и форму меридиального сечения, аналогичную профилю крыла, и при этом обтекается внешним потоком безотрывно, то на ее внешней поверхности за счет ускорения потока появляется зона разрежения и возникает аэродинамическая сила Р , имеющая осевую составляющую Р, называемую подсасывающей силой (см. рис.11.3)‚
Эта сила направлена в сторону полета, и она способствует снижению внешнего сопротивления.
Трансзвуковые входные устройства
Сверхзвуковые входные устройства
Рассмотрим схему течения в СВУ внешнего сжатия на расчетном режиме, представленную на рис.11.8. При обтекании сверхзвуковым потоком поверхности торможения, выполненной в виде ступенчатого клина (конуса), образуется система косых скачков уплотнения, которая замыкается прямым скачком (головной волной). При этом обеспечивается дозвуковое втекание воздуха во внутренний канал. Обычно на расчетном режиме осуществляют некоторую расфокусировку косых скачков уплотнения (рис‚11.8, а), чтобы головная волна не разрушала их в непосредственной близости перед обечайкой.
Это приводит к ней большому снижению коэффициента расхода Phi по сравнению Phi = 1 и незначительному увеличению. , но способствует повышению устойчивости СВУ (см. ниже). В расчетах реальную схему течения заменяют упрощенной, в которой косые скачки уплотнения фокусируются у передней кромки обечайки, а замыкающий прямой скачок располагается непосредственно на входе во внутренний канал (рис.11‚8‚ б). В этой схеме на расчетном режиме Phi =1.
************************************************
Теория Воздушно-Реактивных Двигателей. Курс Киричкова Михаила на Яндекс-Дзен
