книги из ГПНТБ / Нечаев Ю.Н. Входные устройства сверхзвуковых самолетов

ПРЕДИСЛОВИЕ

Развитие современных летательных аппаратов с турбореактив­ ными и прямоточными двигателями в направлении непрерывного возрастания чисел М полета привело к существенному повышению роли входных устройств.

При малых скоростях самолетов сжатие воздуха перед поступле­ нием его в камеру сгорания двигателя осуществлялось в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора было невелико. В связи с этим функции входных устройств ограничива­ лись подводом воздуха к двигателю с малыми потерями и обеспече­ нием на входе в двигатель требуемой степени равномерности воз­ душного потока.

При достигнутых в настоящее время скоростях полета, более чем вдвое превосходящих скорость звука, стало возможно значитель­ ное повышение давления воздуха, поступающего в двигатель, за счет использования скоростного напора. Задачи входных устройств существенно расширились. Они должны обеспечивать эффективное использование кинетической энергии набегающего воздушного пото­ ка для сжатия воздуха, поступающего в двигатель, обладать малым внешним сопротивлением, надежно и устойчиво работать в условиях эксплуатации и отвечать ряду других требований.

Для получения оптимальных характеристик самолета в широком диапазоне скоростей и высот полета возникла необходимость специ­ ального регулирования входных устройств, что значительно услож­ нило устройство систем подачи воздуха летательных аппаратов и их обслуживание в условиях эксплуатации.

Входное устройство современного сверхзвукового самолета представляет собой сложную систему, от параметров и характеристик которой в очень большой степени зависит эффективность и надеж­ ность работы силовой установки в целом. Грамотная эксплуатация такой системы, своевременное предупреждение неисправностей и устранение возможных отказов требует глубокого понимания слож­

3

ГЛАВА I

ТИПЫ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ

§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ВХОДНЫХ УСТРОЙСТВ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ ТРЕБОВАНИЯ

Воздушно-реактивные двигатели должны развивать большие тяги и обладать высокой экономичностью при малых габаритах и весе.

Тяга ВРД, как известно из теории двигателей, определяется по формуле

том полезного действия. На практике для оценки экономичности

Параметры и характеристики входного устройства в значитель­ ной степени влияют на все указанные величины, оценивающие эф­ фективность двигателя. Рассмотрим характер этого влияния.

Эффективность входного устройства влияет на степень повыше­ ния давления воздуха в двигателе и на потери в процессе сжатия, от которых существенно зависят удельная тяга и удельный расход то­ плива.

5

Степенью повышения давления воздуха в ТРД принято назы­ вать отношение давления воздуха в конце процесса сжатия, т. е. за компрессором, к атмосферному давлению:

Повышение давления воздуха в ТРД частично осуществляется во входном устройстве и частично в компрессоре. Если давление на входе в компрессор обозначить ра, то можно представить величину - следующим образом:

давлений р к и рп ввести в рассмотрение полные давления р а* и р * (давления полностью заторможенного воздушного потока), то в этом случае

двигателя равна произведению степеней повышения давления возду­ ха во входном устройстве и в компрессоре.

Повышение давления воздуха во входном устройстве осущест­ вляется за счет использования скоростного напора. Поэтому оно су­ щественно зависит от скорости полета летательного аппарата.

При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха от скоростно­ го напора невелико. Повышение давления, требуемое для работы двигателя, з этом случае обеспечивается в основном за счет ком­ прессора.

При больших сверхзвуковых скоростях полета повышение дав­ ления воздуха во входном устройстве оказывается уже весьма зна­ чительным. В связи с этим уменьшается потребная степень повыше­ ния давления воздуха в компрессоре, а роль входного устройства в общем процессе сжатия возрастает.

На фиг. 1 приведен график, показывающий величины значений тсв!£ при отсутствии потерь и примерные значения этих величин с учетом потерь. Как видно, степени повышения давления во входном устройстве значительно возрастают с ростом числа М полета. Напри­ мер, при числе М полета, равном 2,5, в случае отсутствия потерь сте­ пень повышения давления за счет скоростного напора теоретически

6

можно было бы получить равной 17, что выше значений, обеспечива­ емых современными компрессорами. Однако при торможении1сверх­ звукового потока возникают скачки уплотнения, являющиеся источни­ ком потерь, которые увеличиваются с ростом числа М полета. Весь­

воздуха во входном устройстве меньше идеальной, соответствующей отсутствию потерь.

Рассмотрим, как влияют на основные параметры двигателя по­ тери полного давления во входном устройстве.

Снижение авх приводит к уменьшению давления воздуха на входе в двигатель. По этой причине уменьшается степень расшире­ ния газа в выходном сопле и, как следствие, падает скорость истече­ ния из сопли. Это вызывает снижение удельной тяги и увеличение удельного расхода топлива. С другой стороны, уменьшение давления на входе в двигатель приводит к пропорциональному снижению плот­ ности и расхода воздуха.

В результате уменьшения G и Р уя значительно снижается тяга, а в связи с этим увеличивается удельный вес двигателя и всей сило­ вой установки. В качестве примера можно указать на то, что сниже­ ние тс„х при М0 = 2,5 от 17 до 12, т. е. на 30%, приводит к умень­

7

шению тяги ТРД примерно на 45 %) и к увеличению удельного расхо­ да топлива на 15%'.

Следовательно, одним из основных требований, предъявляемых к входным устройствам, является обеспечение возможно более высо­ ких значений коэффициента авх.

Наряду с высокими значениями авх, входное устройство долж­ но обеспечивать также желаемое распределение давлений и скоро­ стей на входе в двигатель. Это особенно существенно для турбореак­ тивных двигателей с осевыми компрессорами, у которых характер распределения скоростей воздуха на входе в компреосор влияет на границу его устойчивой работы: надлежащим выбором распределе­ ния скоростей можно повысить запас устойчивой работы компрес­ сора.

Установка воздушно-реактивных двигателей на летательном ап­ парате обычно связана с дополнительным приростом внешнего (ло­ бового) сопротивления. Оно создается входными устройствами, двигательными гондолами, заборниками охлаждающего воздуха и другими элементами силовой установки. На преодоление этих сопротивлений затрачивается часть развиваемой двигателями тяги. Это снижает полезную или так называемую эффективную тягу силовой установки, т. е. силу, которая непосредственно исполь­ зуется на продвижение летательного аппарата в воздухе.

Эффективную тягу можно выразить следующим образом:

ловой установки отсутствует, а сопротивление трения незначительно, поэтому величины Р и Р эфф практически совпадают. При сверхзву­

8

последующего изложения, противоречивыми. Поэтому выбор типа входного устройства и его основных параметров в целом должен быть подчинен требованию обеспечения максимально возможной для заданных условий величины эффективной тяги или минимального удельного веса силовой установки.

К входным устройствам многорежимных летательных аппара­ тов может быть предъявлено еще одно весьма важное требование: возможность эффективной и устойчивой работы в заданном диапа­ зоне изменения режимов полета и режимов работы двигателя. Из­ менение режима работы двигателя и летательного аппарата связано не только с изменением расхода воздуха, скорости и высоты полета, но и с изменением угла набегания потока, т. е. угла атаки. Расшире­ ние диапазона режимов входного устройства по скорости полета, высоте полета, расходу воздуха и углу атаки связано неизбежно

суменьшением эффективной тяги в расчетных условиях полета, либо

снеобходимостью его специального весьма сложного регулирования.

1)обеспечение высоких значений коэффициента сохранения полного давления;

*2) создание равномерного потока на входе в двигатель или желаемой (допустимой) неравномерности;

3)снижение внешних сопротивлений;

4)обеспечение устойчивой и эффективной работы во всем тре­

В зависимости от расчетной скорости полета входные устройст­ ва можно разделить на два типа:

1)для дозвуковых летательных аппаратов (дозвуковые);

2)для сверхзвуковых летательных аппаратов (сверхзвуковые).

9