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

Надо иметь в виду, что такое разделение до некоторой степени яв­ ляется условным потому, что летательные аппараты могут быть рас­ считаны на использование как при дозвуковых, так и при сверхзву­ ковых скоростях и, кроме того, при расчетных числах М полета, близких к единице, оба типа входных устройств могут мало отли­ чаться друг от друга.

Во входных устройствах осуществляется торможение воздуха перед поступлением его в двигатель. Устройства, в которых происхо­ дит торможение потока, в аэродинамике принято называть диффу­ зорами. По аналогии входные устройства ВРД также называют диф­ фузорами.

Ф и г. 2. Схемы диффузорных и конфузорных каналов:

а — дозвуковое сопло; б — дозвуковой диффузор; в — сверхзвуковое сопло (сопло Лаваля); г — сверхзвуковой диффузор (обращенное сопло Лаваля\

Следует напомнить, что в аэродинамике различают два типа каналов. Каналы, при движении по которым скорость газового пото­ ка уменьшается, называют диффузорами. Каналы, в которых осуще­ ствляется увеличение скорости движения газа, называют конфузорами или соплами.

При дозвуковых скоростях движения газа для ускорения потока требуется иметь уменьшение площади проходного сечения по длине канала. Для торможения потока газа площадь по длине канала должна увеличиваться. Схемы сопла, и диффузора при дозвуковых скоростях движения газа показаны на фиг: 2,а и б.

Однако ускорение потока в сужающемся канале возможно толь­ ко до скорости, равной скорости звука. Для ускорения дозвукового потока до скоростей, больших скорости звука, сопло должно быть вначале сужающимся, а затем — расширяющимся (фиг. 2,в). Такие сужающе-расширяющиеся сопла называют соплами Лаваля. В сужа­ ющейся части сопла Лаваля происходит ускорение дозвукового пото­ ка. В узком сечении сопла, которое называют критическим сечением

10

или горлом, скорость потока достигает скорости звука. В расширяю­ щейся части осуществляется дальнейшее ускорение газа до сверх­ звуковых скоростей. Скорость на выходе из сопла Лаваля тем выше, чем больше отношение выходной площади к площади горла.

Торможение сверхзвукового потока должно производиться в об­ ратном порядке. Поэтому сверхзвуковой диффузор можно представ­ лять себе как обращенное сопло Лаваля. Теоретически работу такого идеального диффузора можно мыслить происходящей следующим об­ разом. В сужающейся части канала сверхзвуковой поток затормажи­ вается без скачков и без образования пограничного слоя до скорости точно равной скорости звука. Дальнейшее торможение потока, уже ставшего дозвуковым, осуществляется в расширяющейся части ка­ нала (фиг. 2,з).

Указанные идеальные схемы дозвукового (фиг. 2,6) и сверхзву­ кового (фиг. 2,г) диффузоров Не учитывают ряда особенностей, свя­ занных с наличием сжимаемости и вязкости и с возможностями обес­ печения устойчивой работы. Это приводит к необходимости более тщательного изучения физических процессов, происходящих при торможении как дозвукового, так в особенности сверхзвукового по­ токов.

§ 2. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ДОЗВУКОВЫХ ВХОДНЫХ ДИФФУЗОРОВ

Рассмотрим особенности организации процесса торможения воз­ духа в дозвуковых входных диффузорах.

К дозвуковому диффузору ТРД относится не только сам внут­ ренний канал, по которому воздух подается к двигателю, 'но и при­ мыкающая к «ему входная часть — заборник воздуха. Заборник дол-

Ф и г. 3. Схема входного дозвукового диффузора турбореак­ тивного двигателя

жен иметь плавное очертание входных кромок, что необходимо для предотвращения срыва потока на входе. Общий вид входного дозву­ кового диффузора ТРД представлен на фиг. 3.

Внутренний канал у таких диффузоров является расширяющим­ ся. При движении дозвукового потока воздуха по расширяющемуся каналу происходит уменьшение его скорости и увеличение давления. Интенсивность процесса торможения определяется степенью измене­

11

ния площади канала. Чем значительнее увеличивается площадь ка­ нала, тем интенсивнее должен быть процесс торможения. Однако на практике приходится ограничивать целесообразную степень торможе­ ния потока в целях осуществления процесса с высоким к.п.д.

Если расширение канала слишком велико или канал имеет рез­ кие повороты и изгибы, поток может оторваться от стенок. Отрыв обусловлен в основном влиянием вязкости, которая уменьшает ско-

Ф и г. 4. Влияние угла раствора на течение в дозвуко­ вом диффузоре:

а — течение с отрывом; б — течение без отрыва

рость потока в пограничном слое, образующемся около стенок кана­ ла. В результате этого пограничный слой не обладает достаточной

зываются сравнительно небольшими. Поэтому основной задачей при профилировании дозвуковых диффузоров является предотвращение отрыва потока от стенок. Для этого необходимо добиваться равно­ мерности потока на входе в канал, а также плавного изменения пло­ щади проходных сечений по длине, в особенности в местах поворота.

Существуют теоретические приемы оценки отрыва пограничного слоя от стенок канала. Однако они не учитывают всех реальных осо­ бенностей течения. Поэтому рекомендации по профилированию диф­ фузоров устанавливаются в основном экспериментально. Они сво­ дятся обычно либо к выбору такого профиля канала, при котором степень повышения (градиент) давления по его длине имеет постоян­

12

ное (допустимое) значение, тогда стенки канала получаются криво­ линейными, либо диффузор делается с прямолинейными стенками, а рекомендации относятся к выбору угла его раствора. Для обеспечения безотрывного течения в канале дозвукового диффузора угол его раствора а должен быть не более 8 ч- 12° (фиг. 4,6).

Фиг. 5. Возможные формы поверхности тока на входе в дозвуковой диффузор

Изменение скорости набегающего потока во входном дозвуко­ вом диффузоре начинается обычно еще до входа его в канал.

Форма поверхности тока перед входом воздуха в канал зависит от соотношения скорости полета с0 и скорости во входном отверстии ст. Здесь возможны три характерные режима течения, соответст­

13

внутри диффузора. Наконец, при с0<С свк струйка тока имеет сужаю­ щуюся форму (фиг. 5,в). Ско­

потери при течении и в самом внутреннем канале диффузора из-за

заменена диффузором, который не имеет твердых стенок, а обра­ зован поверхностью тока ОА' (фиг. 6). Поскольку в этом диффузо­ ре нет стенок, то и потери на трение о стенки также отсутствуют.

Может возникнуть сомнение, не уменьшится ли при этом тяга двигателя? Ведь отрезанная часть диффузора не может восприми-

14

мать силовых воздействий. Оказывается при дозвуковых скоростях полета потеря тяги, получающаяся вследствие применения укорочен­ ного диффузора, почти полностью компенсируется так называемой подсасывающей силой, возникающей при обтекании закругленных передних кромок заборника воздуха.

При безотрывном обтекании передних кромок диффузора на ■его внешней поверхности в рассматриваемом случае появляется раз­ режение, так как скорость здесь получается большей, чем у внутрен­

постоянного сечения и даже сужающимся. Последний случай особен­

вует выравниванию поля скоростей и улучшает условия работы ком­ прессора. Если двигатель расположен на большом расстоянии от за­

15

Потери в дозвуковых диффузорах ВРД зависят от формы кана­ ла (угла раствора), плавности очертания входных кромок и числа М

с плавным входом от угла раствора и числа М во входном отверстии, полученные К. С. Сциллардом. Как видж>, с увеличением угла рас­ твора а и числа М на входе коэффициент сохранения давления уменьшается. При приближении числа М к единице’ в узком сечении канала образуется местная сверхзвуковая зона, что приводит к рез­ кому снижению овх. При углаха<Д0° и при числе М<Д),5 величина овх лежит, как видно, в пределах 0,96—0,98.

§ 3. СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ

При торможении сверхзвукового потока трудно избежать появ­ ления скачков уплотнения, а они являются источником значительных потерь. Поэтому, прежде чем переходить к изложению принципов торможения потока воздуха во входных сверхзвуковых диффузо­ рах, напомним некоторые вопросы, связанные с образованием скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке.

При обтекании какого-либо тела потоком сжимаемого газа каж­ дая точка его поверхности создает возмущения, которые распростра­ няются в виде волн давления во все стороны со скоростью, равной скорости звука. При дозвуковых скоростях течения газа эти возму­ щения успевают уходить от тела не только назад (по потоку), но и вперед. Распространяясь навстречу набегающему потоку, они как бы предупреждают вновь подходящие частицы воздуха о приближении к препятствию. Струйки тока начинают деформироваться задолго до приближения к обтекаемому телу, чем и обеспечивается достаточная плавность обтекания.

При сверхзвуковых скоростях указанные малые возмущения имеют скорость распространения, меньшую скорости движения тела. Поэтому, не успевая отойти от теша, они накладываются друг на дру­ га. В результате их суммирования впереди тела образуется скачок уплотнения.

На скачке уплотнения происходит внезапное уменьшение скоро­ сти и внезапное увеличение давления. В результате этого осуществ­ ляется сжатие частиц газа, проходящих через поверхность скачка,— увеличение их плотности.

Различают скачки уплотнения прямые и косые. Прямым назы­ вают такой скачок, поверхность которого перпендикулярна направле­

16

Интенсивность скачка уплотнения принято оценивать по степени понижения скорости в скачке и степени повышения в нем давления.

Наибольшей интенсивностью при заданном числе М набегающе­ го потока обладает прямой скачок уплотнения. Торможение сверх­ звукового потока в этом случае получается столь значительным, что за прямым скачком скорость воздуха с2 обязательно становится меньше скорости звука а2 (фиг. 9).

Если угол а близок к 90°, скорость потока за косым скачком остает­ ся еще дозвуковой, хотя и несколько большей, чем та, которая полу­ чалась бы, если бы скачок был прямым. Начиная с некоторого утла а

и потери в скачке, которые принято характеризовать снижением пол­ ного давления. При некотором наименьшем значении угла а скачок становится предельно слабым. В этом случае уменьшение скорости и повышение давления на скачке уже бесконечно мало, а потери в нем почти отсутствуют. Такой бесконечно слабый косой скачок получил

ред ними образуется криволинейный скачок уплотнения, называемый головной волной. В передней части скачок является прямым — он здесь перпендикулярен к наирацдению, набегающего потока (образу-

2 . Ю. Н. Нечаев * 2 *

о О Я Ъ °

ет с ним прямой угол). По мере удаления от тела скачок становится косым, причем угол его наклона и интенсивность постепенно умень­ шаются. На значительном расстоянии от тела косой скачок переходит

ловлено тем, что на образование скачков уплотнения затрачивается определенная энергия. Эта энергия идет .на нагревание газа, прохо­ дящего через скачок.

Передача энергии для создания скачков уплотнения осуществ­ ляется за счет повышения давления на передней части обтекаемого тела. Поэтому волновое сопротивление принято определять путем суммирования сил избыточного давления, возникающих на поверх­ ности тела при образовании скачков уплотнения. Чем интенсивнее, скачок, тем значительнее повышается давление проходящего через него воздуха и тем больше оказывается волновое сопротивление.

Торможение сверхзвукового потока желательно осуществлять в косых скачках, так как в этом случае как потери полного давления, так и внешние сопротивления оказываются меньшими.

Для образования косых скачков могут быть использованы плос­ кие тела, имеющие форму клина, или тела осесимметричной формы—

18

конусы. Рассмотрим особенности их обтекания сверхзвуковым по­ током.

При обтекании клина поверхность скачка является плоской (фиг. 13). До скачка поток является невозмущенным: струйки тока не искривляются. На поверхности скачка происходит излом линий тока. За плоскостью скачка линии тока имеют направление, парал­

Фиг. 12. Обтекание клина:

а — при малых углах ? или больших числах М; б — при больших углах р или малых числах М

лельное поверхности клина, а скорости и давления всюду одинаковы. По этой причине картина обтекания клина и расчет всех параметров потока при этом обтекании очень просты.

течения является более сложной. Скачок уплотнения, возникающий в этом случае, является коническим (имеет также форму конуса, но с большим углом раствора). За этим коническим скачком уплотнения линии тока не параллельны поверхности конуса и поэтому поток за ним является неравномерным

Схема обтекания конуса показана на фиг. 14. Вдоль каждой линии тока за скачком скорости и давления изменяются. По мере