ФГБОУ ВПО «Воронежский государственный
технический университет»
В.В. Самохвалов В.А. Сатин
Аэродинамика входных устройств
Утверждено Редакционно-издательским советом
университета в качестве учебного пособия
Воронеж 2013
УДК 629.78
Самохвалов В.В. Аэродинамика входных устройств: учеб. пособие [Электронный ресурс]. – Электрон. текстовые, граф. данные (4,35 Мб) / В.В. Самохвалов В.А.Сатин. - Воронеж: ФГБОУ ВПО «Воронежский государственный технический университет», 2014. – 1 электрон. опт. диск (CD-R). – Систем. требования: ПК 500 и выше; 256 Мб ОЗУ; WindowsXP; MS Word 2007 или более поздняя версия; 1024х768; CD-R; мышь. – Загл. с экрана.- Диск и сопровод. материалы помещены в контейнер 12х14 см.
В учебном пособии рассматриваются вопросы назначения, применения конструкции воздухозаборника для различных типов летательных аппаратов, как дозвуковых, так и сверхзвуковых. Включены вопросы оценки оптимальных аэродинамических форм внутреннего и внешнего обводов.
Издание соответствует требованиям Федерального государственного образовательного стандарта высшего профессионального образования по специальности 160100.65 "Самолёто - и вертолётостроение", дисциплине «Аэродинамика».
Табл. 3. Ил. 48. Библиогр: 3 назв.
Научный редактор д-р техн. наук, проф. В.И. Корольков
Рецензенты: филиал в г. Воронеже ОАО «НПК «Иркут»
(канд. техн. наук, ст. науч. сотрудник
В.А. Шалиткин);
канд. техн. наук, доц. А.П. Будник
© Самохвалов В.В., Сатин В.А., 2013
© Оформление. ФГБОУ ВПО
«Воронежский государственный технический университет», 2013
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение……………………………………………………….…………4
1. Общие сведения о движении газовых потоков……………..……...10
1.1. Движения газа без скачков уплотнения………….................10
1.2. Движения газа со скачками уплотнения……………………15
1.2.1. Прямой скачок уплотнения…………………..……………16
1.2.2. Косой скачок уплотнения………………………………….22
1.2.3. Уравнение ударной поляры………………………………..27
2. Дозвуковые входные воздухозаборники………………………........28
2.1. Параметры воздухозаборника……………………………….28
2.2. Работа воздухозаборника при дозвуковой скорости
полета………………………………………………………………33
2.3. Дозвуковой оптимальный воздухозаборник………………..35
3. Сверхзвуковые входные воздухозаборники ….…………………...40
3.1. Воздухозаборники с прямым скачком уплотнения на
входе……………………………………………………………….40
3.2. Воздухозаборники с системой скачков……………………..44
3.2.1. Воздухозаборники с внутренним сжатием……………….47
3.2.2. Воздухозаборники с внешним сжатием…………………..53
3.2.3. Воздухозаборники со смешанным сжатием……………...59
3.2.4. Воздухозаборники с изоэнтропическим сжатием………..61
4. Неголовные воздухозаборники……………………………………...68
5. Особенности аэродинамики несимметричных воздухозабор-ников…......................................................................................................76
Заключение.……………………………….…………………………….82
Библиографический список……………………………………….........83
ВВЕДЕНИЕ
Воздухозаборники самолетов предназначены для забора и передачи необходимого количества воздуха потребителям – двигателю, нагнетателю для поршневых двигателей, охлаждающим устройствам и другим устройствам, использующим забортный воздух.
На атмосферных летательных аппаратах с воздушно-реактивными двигателями применяются воздухозаборники различных типов. Входное устройство воздухозаборника - диффузор служит для подвода к двигателю потребного количества воздуха и частичного преобразования кинетической энергии воздушного потока, поступающего в двигатель при движении летательного аппарата, в потенциальную энергию сжатого воздуха и для подвода его к компрессору.
Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока со скоростью V, значит и поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Если поток тормозить, кинетическая энергия его будет уменьшаться, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха. Повышение давления происходит частично во входном устройстве и далее в компрессоре.
Входные устройства должны обеспечивать: возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления; малое внешнее сопротивление; обеспечение равномерности потока на входе в компрессор; устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета и режимах работы двигателя.
Основные технические данные и параметры входного устройства зависят от внешних полетных, атмосферных условий и режима работы двигателя.
Повышение скоростей полета самолетов привело к повышению роли входных устройств. При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха в двигателе осуществляется в основном компрессором, и повышение давления от скоростного напора сравнительно невелико. Главными задачами входного устройства в этом случае являются подача воздуха к двигателю с малыми потерями и получение на входе в компрессор равномерного поля скоростей, необходимого для обеспечения устойчивой работы двигателя.
Входное устройство современного самолета с турбореактивным двигателем представляет собой сложную систему, состоящую из воздухозаборника, каналов, подводящих воздух к двигателю, перепускных и противопомпажных створок, устройств слива пограничного слоя, противообледенительной системы и сложной автоматики.
Входные устройства должны удовлетворять ряду требований. К числу этих требований относятся:
- малые потери полного давления в процессе торможения потока воздуха, поступающего в двигатель;
- минимальное внешнее сопротивление;
- устойчивость процесса течения воздуха при всех условиях полета и режимах работы двигателя;
- равномерность поля скоростей и давлений, а также отсутствие значительных пульсаций потока на входе в компрессор двигателя;
- высокая производительность и возможность регулирования расхода воздуха в соответствии с потребностями двигателя;
- малая масса и габаритные размеры, простота конструкции.
К числу важнейших эксплуатационных требований относятся надежность работы всех систем, простота обслуживания, хорошая защищенность от попадания в двигатель грунта и посторонних предметов при рулении, взлете и др.
Эффективность торможения воздуха во входном устройстве определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными трением воздуха о стенки входного устройства и каналов, подводящих воздух к двигателю.
Из-за гидравлических потерь во входном устройстве давление перед компрессором меньше полного давления в набегающем потоке. Газодинамическое совершенство входного устройства характеризуется не величиной потерь, а коэффициентом сохранения полного давления. Чем больше потери, тем меньше величина этого коэффициента.
Коэффициент сохранения полного давления оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за входным устройством (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке. Чем выше коэффициент сохранения полного давления, тем больше при заданном режиме полета степень повышения давления воздуха во входном устройстве.
Уменьшение коэффициента сохранения полного давления приводит к уменьшению давления на входе в компрессор, снижению тяги, уменьшению расхода воздуха, а также к увеличению удельного расхода топлива и массы силовой установки. Одним из важнейших требований, предъявляемых к входным устройствам, является обеспечение подвода воздуха с возможно большим значением коэффициента сохранения полного давления.
В настоящее время получены весьма высокие коэффициенты сохранения полного давления 0,97-0,98.
Коэффициент расхода характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному при каждом заданном числе Маха полета. Увеличение коэффициента расхода снижает дополнительное сопротивление и в ряде случаев способствует повышению эффективной тяги двигателя. Условием совместной работы воздухозаборника и двигателя является согласование их расходов воздуха.
Обеспечение устойчивой работы входного устройства является важнейшим требованием, так как связано с условиями надежности работы силовой установки и безопасности полетов. Пульсации и неравномерность потока на выходе из воздухозаборника оцениваются по тем же параметрам, что и на входе в компрессор. Источниками пульсации являются турбулентность воздуха, неустойчивость пограничного слоя, особенно в местах его взаимодействия со скачками уплотнения, наличие конструктивных и технологических уступов в проточной части и, наконец, неустойчивость течения в самом воздухозаборнике на некоторых режимах его работы. На равномерность и стационарность течения в воздухозаборнике значительное влияние оказывают возмущения от вблизи расположенных элементов летательного аппарата. Уровень неравномерности поля скоростей и пульсационные характеристики (амплитуда и частота пульсаций) потока на выходе из воздухозаборников специально нормируются и не должны превышать допустимых значений по условиям устойчивой работы двигателя.
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 устройство 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.
Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, камней и других предметов, которые могут вызвать повреждение деталей двигателя или эрозию поверхностей деталей компрессора, камер сгорания, турбины, забивку воздушных жиклеров и т.п., во входном канале двигателя устанавливают защитные приспособления или изменяют классическую круглую геометрию входного устройства воздухозаборника. Изменение конфигурации входного устройства воздухозаборника может быть вызвано конструктивными особенностями планера самолета, положением двигателя на планере. Принято выделять следующие формы обтекателей воздухозаборника (рис.): симметричные (круглые), несимметричные (эллиптические, треугольные).
а) б)
в) г)
Рис. 1. Виды обтекателей: а), г) круглый (Ил-476, Ан-148);
б), в) треугольный (Боинг 737, SSJ-100)
В таблице 1 приведена классификация обтекателей воздухоза-борников по геометрическим и технологическим признакам.
Таблица 1
Форма обтекателя |
Отклонение от круглости, % |
Конструктивно-технологический признак |
Пример применения |
Круглая |
0% |
составной |
АН-148 |
монолитный |
Ил-476, Ил-96 |
||
Эллиптическая |
0,25% по оси Y (для самолета Ан-70) |
составной |
Ан-70 |
монолитный |
|
||
Эллиптическая |
0,25% по оси X (для самолета Ту-154) |
составной |
ТУ-154 |
монолитный |
|
||
Треугольная |
20% по оси Y по нижней кромке (для самолета Боинг 737) |
составной |
Боинг 737, SSJ-100 |
монолитный |
|
Среди современных летательных аппаратов заметна тенденция применения несимметричных обтекателей эллиптической и треугольной формы. Обтекатели несимметричной формы в основном используются на самолетах схемы низкоплан, на которых двигатели располагаются довольно близко к поверхности взлетно-посадочной полосы. Приплюснутая нижняя часть, служит для увеличения расстояния до поверхности земли, что позволяет предотвратить попадание в двигатель пыли, песка, камней и других предметов, которые могут вызвать повреждение деталей двигателя или эрозию поверхностей лопаток компрессора и спрямляющего аппарата.
Существует большое число разнообразных схем диффузоров, различающихся по типу летательного аппарата, по диапазону скоростей, в которых они используются, по конструктивным особенностям, по компоновке на летательном аппарате и другим признакам.
По компоновке на летательном аппарате воздухозаборники делятся на лобовые и боковые. Лобовые воздухозаборники обычно бывают круглого или кольцевого сечения. В них обеспечиваются более равномерные параметры воздушного потока на входе в двигатель, поскольку используются каналы симметричной формы, обтекаемые невозмущенным потоком.
Боковые воздухозаборники обтекаются возмущенным, неравномерным потоком, вследствие возникновения скачков на передних частях самолета.
В зависимости от скорости полета воздухозаборники делятся на дозвуковые и сверхзвуковые. Но такое деление достаточно условно, так как полет сверхзвуковых самолетов проходит и на дозвуковых скоростях. Вместе с тем, эти воздухозаборники существенно отличаются по характеру торможения воздушного потока.
Одними из основных требований к воздухозаборникам являются - необходимость обеспечения малых потерь полного давления на входе и малого внешнего лобового сопротивления.
Для дозвуковых скоростей полета обеспечение малых потерь скоростного напора достигается плавностью обводов и отсутствием срыва потока. Для сверхзвуковых скоростей основными потерями являются волновые, поэтому их снижение осуществляется организацией рациональных скачков уплотнения.
Всё это и определяет различие их внешних форм и конструкций.