книги из ГПНТБ / Михайлов, В. И. Термодинамика и силовые установки летательных аппаратов учеб. пособие

МИНИСТЕРСТВО ВЫСШЕГО И СРЕДНЕГО СПЕЦИАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ РСФСР

ЛЕНИНГРАДСКИЙ ИНСТИТУТ АВИАЦИОННОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ

В. И. МИХАЙЛОВ

ТЕРМОДИНАМИКА И СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ. АППАРАТОВ

УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ

і.

ЛЕНИНГРАД

1973

М И Н И СТЕРСТВО ВЫ СШ ЕГО И СРЕДНЕГО С П Е Ц И А Л ЬН О ГО О БРАЗО ВАН И Я РСФСР

ЛЕНИНГРАДСКИЙ ИНСТИТУТ АВИАЦИОННОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ

В. И. МИХАИЛОВ

ТЕРМОДИНАМИКА И СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ

ЛЕНИНГРАД

1973

ЭЛЕМЕНТЫ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Глава I

ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

§ 1. Дозвуковые диффузоры

Входные устройства воздушно-реактивных двигателей пред­ назначены для забора воздуха и предварительного сжатия его за счет кинетической энергии набегающего потока. Входные уст­ ройства выполняются в виде диффузоров для дозвуковых или

Рис. 1.1. Дозвуковой диффузор: а) при дозвуковой скорости по­ лета; б) при сверхзвуковой скорости полета.

сверхзвуковых скоростей полета. Внутренний канал диффузора для дозвуковых скоростей полета выполняется расширяющимся, постоянного сечения или вначале — расширяющимся, а затем суживающимся (рис. 1.1, а). В последнем случае воздушный по­ ток на выходе из диффузора ускоряется, а поле скоростей вы­ равнивается. В связи с этим появляется возможность уменьшить вес и размеры компрессора.

Скорость воздуха на выходе из диффузора у двигателей до­ стигает 150—200 м/сек. Диффузоры имеют плавное очертание передней кромки. Угол раствора диффузора — не более 10—12°, что обеспечивает безотрывное течёиие воздуха в диффузоре. Форма тока воздуха на входе в дозвуковой диффузор зависит от соотношения скорости полета со и скорости возДуха свх во входном сечении FBX. При Со>сВх поперечное сечение тока уве­ личивается ко входу в диффузор (F „< FBX), и поток воздуха тор­ мозится до входа в диффузор без потерь. Последующее торможе­ ние, а затем ускорение происходят в канале диффузора (рис. 1.1, а). При со = Спх создается цилиндрическая поверхность тока (Fo— FBX), и торможение воздушного потока происходит лишь в канале диффузора. При со<свх поперечное сечение тока уменьшается ко входу в диффузор, (Fo>FBX), воздушный поток ускоряется перед диффузором, а торможение происходит в ка­ нале диффузора. Обычно площадь FBX диффузора подбирается таким образом, чтобы скорость воздуха на входе свх«0,5со. В та­ ком случае до 75% скоростного напора преобразуется в давление перед диффузором. Площадь Fi выходного сечения диффузора определяется из уравнения неразрывности. Соотношение между

.Fi и FBXсоставляет 0,75—0,85.'

Важнейшим показателем работы диффузора является степень повышения давления, которая может быть представлена как в статических параметрах я вх, так и в параметрах заторможен­

ного потока л*

ВХ

где ро —давление окружающей атмосферы; рі и р* — давление воздуха на выходе из диффузора соответственно статическое и

без потерь по адиабате. Потери имеют место на участке Ьх— 1. Они обусловлены трением воздуха о стенки и образованием вих­ рей. Полное давление воздуха р* в сечении 1—1 в результате

потерь оказывается меньше полного давления р*х = р* . Поэтому

Значение 0 ВХдля числа полета М0<0,5 при растворе диффузора

не более 10° составляет 0,96-^0,98. Таким образом,

*

4

Выражение (1.2) показывает, что степень повышения давле­ ния во входном 'устройстве зависит от величины потерь энергии в диффузоре, оцениваемых'ствх, а также от числа Мо полета, т. е. от скорости и высоты полета.

§ 2. Сверхзвуковые диффузоры

Перед дозвуковым диффузором при сверхзвуковой скорости полета образуется прямой скачок уплотнения (рис. 1.1, б). Поток воздуха претерпевает на скачке уплотнения газовый удар, при котором наблюдается резкое уменьшение кинетической энергии (скорость потока после скачка оказывается дозвуковой). Часть кинетической энергии преобразуется в тепло, которое рассеивается

в окружающей среде. В связи с этим степень повышения давле­ ния при наличии скачка уплотнения оказывается меньшей по сравнению с адиабатным торможением без скачка уплотнения. Величина потерь энергии для различного вида скачков уплотне­ ния зависит от числа М0 полета. На рис. 1.2 показано изменение коэффициента сохранения полного давления ас на скачках уп­ лотнения при наличии прямого скачка 1, одного косого и замы­ кающего прямого 2, двух косых и замыкающего прямого 3, трех косых и замыкающего прямого 4. Коэффициент сохранения дав­ ления ас при прямом скачке уплотнения резко падает, начиная с Мо>1,5. Поэтому дозвуковой диффузор может быть использо­ ван при числе Мо полета не более 1,5. При Мо> 1,5 применяются диффузоры, которые принято называть сверхзвуковыми. В сверх­ звуковых диффузорах создается система косых скачков уплотне­ ния, заканчивающаяся слабым прямым скачком. В этом случае уменьшаются потери по сравнению с одним сильным прямым скачкбм уплотнения и возрастает давление торможения. Система косых скачков может быть создана при помощи специально про­ филированного центрального тела, находящегося в канале с ост­ рыми передними кромками (рис. 1.3, а). Роль центрального тела выполняет и выдвинутый вперед клин в плоском канале (рис. 1.7).

5

скачка в докритнческом режиме.

щению замыкающего скачка во внешний поток с образованием головной волны 2 (рис. 1.3, б) и к неустойчивой работе диффу­ зора. Коэффициент сохранения полного давления сгвх многоскачкового диффузора представляется в виде

где а0 — коэффициент сохранения полного давления в системе скачков уплотнения; ак — коэффициент сохранения полного дав­ ления во внутреннем канале диффузора (0К= О,86—0,88).

Пропускная способность диффузора оценивается коэффициен­ том расхода ср. Расход воздуха через диффузор можно опреде­ лись на границе невозмущеиного потока (сечение О—0), если из­ вестна площадь Fо тока в этом сечении, а также плотность р0 воз­ духа и скорость Со полета,

m = F 0p0c0.

1

Если площадь тока во входном сечении диффузора FBX = Fо, расход воздуха оказывается максимальным

^max F вхр[)С0.

Коэффициент расхода ф выражает отношение действитель-

6

§ 3. Влияние режима работы двигателя и числа М0 полета на работу диффузора

На расчетном режиме в сверхзвуковом диффузо'ре скачки уплотнения сходятся на передней кромке обечайки диффузора, в горле диффузора устанавливается критическая скорость, а за

горлом существует сверхзвуковая зона (рис. 1.3, а). Для данного расчетного режима работы двигателя, определяемого проведен­ ным числом оборотов пар= пі, FBX = Fо (ф= 1,0), коэффициент восстановления полного давления оВх получает определенное значение, а коэффициент лобового сопротивления Хвх оказыва­ ется минимальным (рис. 1.4).

Приведенные обороты двигателя

числа оборотов двигателя приводит к снижению давления перед компрессором (на выходе из диффузора), так как в первый

7

момент расход воздуха через двигатель превышает расход воз­ духа через диффузор. Падение давления обусловливает расши­ рение сверхзвуковой зоны в диффузоре (замыкающий скачок этой зоны перемещается по потоку), рост скорости воздуха пе­ ред компрессором и увеличение объемного расхода (массовый расход остается без изменения), коэффициент авх уменьшается. При некотором значении числа оборотов п4 возникает неустойчи­ вая работа диффузора в связи со срывами потока за горлом, внешне выражающаяся в высокочастотной пульсации воздуш­ ного потока с пониженной амплитудой («зуд»).

При снижении числа оборотов двигателя уменьшается расход воздуха через компрессор при неизменном количестве воздуха, поступающего в диффузор. В связи с этим повышается' противо­ давление за диффузором, и замыкающий скачок уплотнения сверхзвуковой зоны перемещается к горлу (уменьшается сверх­ звуковая зона). Когда число оборотов двигателя достигает зна­ чения п-і, сверхзвуковая зона ликвидируется. Такой режим ра­ боты диффузора называется критическим. Режимы работы диффузора, при которых существует сверхзвуковая зона, назы­

(рис. 1.3, б). Режимы работы диффузора при наличии выбитой головной волны называются докритическими. В области докри: тических режимов возрастает коэффициент лобового сопротив­ ления ЙГВХ, снижается <р и уменьшается авх.

При некотором значении оборотов п3 головная волна значи­ тельно удаляется от входа в диффузор и возникает неустойчивая работа (помпаж) диффузора. Помпаж диффузора можно пред­ ставить в следующем виде. При возникновении выбитой голов­ ной волны возникает внешнее перетекание воздуха и снижается расход воздуха через диффузор (КВХ< К 0). За головной волной наблюдается отрыв потока от центрального тела с возникнове­ нием зон завихрения. Последнее обусловливает уменьшение про-

_ пускной способности горла и дополнительное снижение расхода воздуха. В связи с этим головная волна перемещается к вершине центрального тела, а ее интенсивность возрастает. По мере отда­ ления головной волны от входа в диффузор уменьшается отрыв

'потока от центрального тела. Это приводит к увеличению рас­ хода воздуха через горло диффузора. Головная волна перемеща­

ется к горлу диффузора. Затем процесс повторяется: возникает

I

ское изменение расхода воздуха через диффузор. В результате пульсации воздушного потока возникает тряска двигателя и со­ здается угроза остановки двигателя.

На расчетном значении числа Моі полета (рис. 1.5) при сверх­ критическом режиме общая схема работы диффузора соответст­ вует рис. 1.3, а. При уменьшении числа Мо полета до значения

так как снижается плотность воздуха в связи с падением степени повышения давления. Темп уменьшения пропускной способности

Рис. 1.5. Скоростная харак­ теристика диффузора.

Если число Мо полета увеличивается по сравнению с расчет­ ным Мои угол наклона скачков уменьшается, они входят в канал

(ср = 1,0), а потери давления на скачках уплотнения возрастают (снижается авх)- При неизменном расходе-воздуха через двига­ тель повышение числа Мо обусловливает увеличение противодав­ ления на выходе из диффузора, уменьшение, а затем и ликвида­ цию сверхзвуковой зоны за горлом. При некотором значении М04 в докритическом режиме появившаяся выбитая головная волна удаляется от входа в диффузор и возникает помпаж. На взлете и на дозвуковых скоростях полета (Мо<1) пропускная способ­ ность диффузора становится низкой. Это. объясняется двумя, причинами: во-первых, на взлете, когда степень повышения давления и плотность воздуха незначительны, площадь горла

9