1.3. Особенности дозвуковых входных устройств

 

Дозвуковые входные устройства большинства двигателей, устанавливаемых на воздушных судах гражданской авиации, имеют сужающийся профиль проточной части (отношение площадей, примерно, равно 0,75-0,85), что обеспечивает равномерное поле скоростей на входе в компрессор и снижает вероятность образования вихрей и отрыва потока от стенок.

Параметры рабочего процесса во входном устройстве определяются состоянием окружающего воздуха (температура и давление), скоростью полета воздушного судна, режимом работы двигателя и геометрическими характеристиками проточной части.

Дозвуковое входное имеет входную часть - обечайку с плавными очертаниями входных кромок. К ней примыкает канал требуемой длины, который в своей начальной части обычно делается расширяющимся, но непосредственно перед входом в компрессор имеет сужающийся участок. Плавное очертание входных кромок дозвукового воздухозаборника необходимо для предотвращения срыва потока, обеспечения требуемой подсасывающей силы и создания равномерного поля скоростей на входе во внутренний канал и перед компрессором. При дальнейшем движении дозвукового потока воздуха по расширяющемуся каналу (диффузору) происходит уменьшение его скорости и увеличение давления. Во избежание отрыва потока от стенок канала площадь его поперечного сечения должна увеличиваться плавно и не должны допускаться резкие повороты потока.

Основная задача профилирования каналов дозвуковых входных устройств - не допускать отрыва потока от стенок. Именно для этого нужно иметь равномерный поток воздуха на входе в канал, а также плавное изменение площади поперечных сечений канала, в особенности в местах поворота потока.

При больших дозвуковых скоростях полета (М > 0,8), и особенно при переходе к сверхзвуковым скоростям полета, характеристики дозвуковых воздухозаборников резко ухудшаются. На их внешней поверхности образуется течение с местными сверхзвуковыми зонами, что приводит к заметному росту внешнего сопротивления. При М > 1 перед плоскостью входа появляется головная волна.

Особенно высокие требования предъявляются к дозвуковым воздухозаборникам ДТРД с высокой степенью двухконтурности, которые при очень больших расходах воздуха должны обладать малой массой и, что особенно важно, малыми потерями. Это требование обусловлено тем, что при небольшой степени повышения давления во втором контуре даже незначительное увеличение потерь в воздухозаборнике существенно снижает тягу и ухудшает экономичность ДТРД.

 

 

1.4. Типы сверхзвуковых входных устройств

 

На современных сверхзвуковых самолетах применяются входные устройства, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением относительно плоскости входа), формой поперечного сечения воздухозаборников, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.

Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательно расположенных друг за другом или пересекающихся скачков уплотнения (волн сжатия), заканчивающихся обычно прямым скачком. Такие поверхности называются поверхностями торможения.

По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока входные устройства подразделяются на три типа:

а) входные устройства внешнего сжатия;

б) входные устройства смешанного сжатия;

в) входные устройства внутреннего сжатия.

 

Они различаются местом расположения скачков уплотнения относительно плоскости входа. В первом случае косые скачки уплотнения (волны сжатия) располагаются перед плоскостью входа. Во втором случае часть скачков уплотнения располагается вне и часть внутри канала. В третьем - все скачки находятся внутри канала.

В настоящее время наибольшее практическое применение в авиации нашли многоскачковые сверхзвуковые воздухозаборники с внешним сжатием как осесимметричные, так и плоские.

Значительное удаление головной волны от плоскости входа вызывает помпаж. При сверхкритических режимах работы воздухозаборника появляются высокочастотные пульсации потока, получившие название "зуда".

Изменение углов атаки и скольжения оказывает значительное влияние на характеристики и запас устойчивости сверхзвуковых воздухозаборников. В значительной степени характер этого влияния зависит от схемы воздухозаборника и его компоновки.

Наиболее сильное влияние изменения углов атаки на данные сверхзвуковых входных устройств наблюдаются у осесимметричных воздухозаборников.

В результате возникновения окружной неравномерности потока происходит уменьшение коэффициента расхода, коэффициента сохранения полного давления и уменьшается запас устойчивости воздухозаборника. При этом значительно снижаются расход воздуха через двигатель и его тяга.

Следует заметить, что изменение направления потока, обтекающего воздухозаборник, в точности соответствует изменению угла атаки только у лобовых воздухозаборников. У боковых воздухозабониковобычно такого соответствия не наблюдается. При подкрыльевом расположении входных устройств, как, например, на самолетах Ту-144, изменение угла атаки приводит к весьма малому именению угла набегающего потока на воздухозаборник.

При расположении входных устройств у боковых поверхностей фюзеляжа изменение фактических углов набегания потока на воздухозаборник в ряде случаев оказывается большим, чем изменение улов атаки самолета из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем (на фюзеляже поток перетекает снизу вверх).

Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости воздухозаборника при полете самолета с большими углами атаки применяют специальное их регулирование, обеспечивающее дополнительное выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника. Часто такое регулирование осуществляется путем взаимосвязи указанных регулируемых элементов с положением стабилизатора, поскольку между углами атаки самолета и углами отклонения стабилизатора имеется прямая зависимость.