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

приближения к поверхности конуса скорость уменьшается, давление несколько возрастает, а угол поворота потока увеличивается, дости­ гая у поверхности конуса наибольшего значения, равного полууглу конуса рк. Следовательно, после конического скачка еще имеется небольшое торможение потока. Но это торможение происходит без скачков и, следовательно, без потерь (оно осуществляется в волнах сжатия). Такое постепенное (непрерывное) торможение сверхзвуко­ вого потока принято называть и з э и т р о п и ч е с к и м. *

Угол наклона скачка к направлению набегающего потока при заданном числе М полета зависит от угла конуса (или клина). За­ метим, что половину угла раствора клина обозначают р, а конуса — $к (фиг. 13 и 14). Чем больше угол раствора, тем косой скачок по­ лучается интенсивнее. Следует иметь в виду, что при одинаковых углах конуса и клина углы скачков в плоском и коническом течениях являются различными: для конуса угол скачка меньше, чем для клина. Следовательно, для получения скачка заданной интенсивности требуется иметь угол раствора конуса большим, чем клина.

Угол наклона скачка, возникающего при обтекании конуса или клина с заданным углом раствора, зависит от числа М 'набегающего потока. Чем больше число М потока, тем этот угол получается мень­ шим. Это обстоятельство играет важное значение для понимания ра­ боты входных сверхзвуковых диффузоров на нерасчетных режимах. Если при каком-то заданном расчетном числе М полета скачок про­ ходит через точку А (фиг. 15), то при больших числах М угол накло­ на скачка уменьшится и он пройдет правее точки А, а при меньших числах М он увеличится, — скачок уже будет проходить левее точки А. Наконец, при достаточно малом значении числа М набегающего потока перед конусом (клином) вместо косого скачка возникает го­

* В термодинамике доказывается, что наличие потерь характеризуется спе­ циальной функцией, называемой энтропией. Изэнтропическими называются про­ цессы, происходящие без потерь и без подвода тепла извне.

20

ловная волна. Это число М снижается при уменьшении угла заостре­ ния тела. На фиг. 16 приведены зависимости указанных предельных углов раствора конуса и клина от числа М набегающего потока по данным теоретических расчетов.

§ 4 ДИФФУЗОРЫ С ПРЯМЫМ СКАЧКОМ НА ВХОДЕ

При относительно небольших сверхзвуковых скоростях полета могут быть использованы диффузоры, у которых процесс преобразо­ вания сверхзвукового потока в дозвуковой происходит в прямом скачке уплотнения. Это возможно по той причине, что в диапазоне чисел Л4 набегающего потока от 1,0 до 1,5— 1,7 потери в прямом скачке уплотнения вследствие небольшой его интенсивности еще не­ велики.

фиг. 17. Прямой скачок, как видно, располагается в плоскости входа. Скорость за прямым скачком становится дозвуковой, но она еще до­ статочно велика. Дальнейшее снижение скорости до требуемых зна­ чений осуществляется во внутреннем канале, который для этой цели должен быть выполнен расширяющимся.

На фиг. 18 дана зависимость коэффициента сохранения полного давления от числа М полета в прямом скачке уплотнения оп . Как видно, потери полного давления в прямом скачке получаются тем большими, чем выше число М полета. При М0<О,5— 1,7 величина оп оказывается достаточно высокой — не менее 0,9—0,93, а-потери соот­ ветственно малыми.

Хотя потери в прямом скачке при небольших значениях чисел М сравнительно невелики, однако возмущения, вносимые в поток скач­

21

Общие потери давления в рассмотренном диффузоре слагаются из потерь в прямом скачке, оцениваемых коэффициентом ап, и потерь вследствие трения и 'вихреобразования в дозвуковом канале. Сниже­ ние полного давления при течении воздуха в канале составляет около 5— 10%’, поэтому коэффициент сохранения давления для всего диф­ фузора может быть определен из следующего соотношения:

Звх = (0,9 — 0,95) зп .

Экспериментальные исследования осесимметричных входных диффузоров с прямым скачком уплотнения на входе показали, что при отклонении набегающего потока от осевого направления вследст-

фициента авх. Характеристики таких входных диффузоров оказалось возможным улучшить за счет наклонного расположения плоскости входа к направлению набегающего потока. Схема диффузора с та­

скачком на входе (фиг. 17) соответствует расчетному режиму его ра­ боты. В этом случае струйка тока, входящая в диффузор, имеет ци­ линдрическую форму, а ее площадь равна площади входа. Этот ре­ жим соответствует максимально возможному расходу воздуха через

22

чем диффузора, что возможно, например, в случае снижения скоро­ сти воздуха на входе в двигатель (объемного расхода воздуха) при переходе его на меньшие числа оборотов, то в этом случае количест­ во поступающего воздуха будет превосходить количество воздуха, потребляемое двигателем. Следовательно, диффузор начнет пере­ полняться. Равновесие наступит тогда, когда прямой скачок уплотне­ ния отойдет от входного отверстия и вместо прямого скачка на входе возникнет головная волна. При этом количество втекающего воздуха уменьшится настолько, что расход втекающего и вытекающего воз­ духа станет одинаковым.

Величина коэффициента свх в таком случае практически не из­ менится, так как скачок в той части головной волны, где она пересе­ кает струйку тока, входящую в двигатель, останется близким к пря­ мому. Струйка тока в сверхзвуковом потоке останется цилиндриче­ ской, но ее площадь уменьшится. Пропорционально уменьшению пло­ щади струйки тока в невозмущенном потоке снизится расход воздуха через диффузор и двигатель. Такое снижение расхода воздуха при сверхзвуковой скорости полета оказывается возможным за счет того, что за головной волной поток становится дозвуковым, а в дозвуковом потоке, возможно искривление линий тока и постепенное расширение струйки тока от площади F'0 в невозмущенном потоке до площади FBX на входе в диффузор.

Положение головной волны зависит от степени дросселирования диффузора (двигателя). Чем оно значительнее, тем дальше от пло­ скости входа располагается головная волна и тем меньше оказыва­ ется площадь Fо по сравнению с площадью FBX, а следовательно, и расход воздуха через диффузор.

2. Если пропускная способность двигателя по какой-либо при­ чине окажется большей пропускной способности диффузора, что, на­ пример, возможно при увеличении числа оборотов двигателя по срав­ нению с расчетным, то характер течения в этом случае будет таким, как показано на фиг. 20,6. Количество воздуха, выходящее из диф­ фузора, будет большим количества воздуха, входящего в него. Коли­ чество воздуха в диффузоре начнет уменьшаться. В этом случае рав­ новесие станет возможным тогда, когда давление за диффузором (на входе в двигатель) упадет настолько, что расход вытекающего возду­ ха станет равным расходу втекающего воздуха.

При неизменной скорости полета весовой расход воздуха через диффузор измениться не может. Он останется таким же, как на рас­ четном режиме (равным G ~ ~iHcoF0), так как в сверхзвуковом пото­

ке струйка тока не может иметь площадь, большую, чем площадь

23

входа. Следовательно, и расход воздуха через двигатель, несмотря на увеличение его пропускной способности, должен остаться неизмен­ ным. Это обеспечивается благодаря тому, что скачок входит внутрь диффузора, его интенсивность увеличивается, а давление за скачком падает.

В таком случае скорость на входе в диффузор становится сверх­ звуковой, равной скорости набегающего потока. Войдя в расширяю­ щийся канал, сверхзвуковой поток начинает в нем разгоняться — его скорость несколько увеличивается. Число М перед скачком, располо­ женном внутри канала, становится большим, чем число М полета, — интенсивность скачка также увеличивается. Следовательно, снижает­ ся величина коэффициента чах и уменьшается давление и плотность на входе в двигатель. Именно за счет этого весовой расход воздуха через двигатель остается неизменным, несмотря на то, что скорость и объемный расход воздуха на входе в двигатель увеличиваются.

Скачок уплотнения будет располагаться тем дальше от плоско­ сти входа, а потери в нем будут тем большими, чем сильнее будет увеличиваться пропускная способность двигателя. По. форме этот скачок остается близким к прямому, хотя может несколько искажать­ ся у стенок канала, вследствие образования I - скачков и местных зон отрыва, обусловленных влиянием пограничного слоя.

Наиболее характерным для силовых установок с турбореактив­ ными двигателями является режим, соответствующий первому слу­ чаю (фиг. 20,а). Такой режим появляется как при снижении числа оборотов двигателя, т.ак и при уменьшении числа М полета по срав­ нению с расчетным. В этом случае у диффузора возникает особый

ловной волны происходит последовательно на трех участках: в скач­ ке, близком к прямому, на участке струйки тока между скачком и плоскостью входа и в самом канале. Для получения оптимальных ус­ ловий работы диффузора на этом режиме нужно было бы фактиче­ ски иметь новый диффузор с меньшей площадью входа и с большей степенью расширения канала. Но в действительности вследствие от­ сутствия воспринимающих усилия стенок на участке между скачком и входом тяга двигателя уменьшится. В дозвуковых диффузорах это уменьшение тяги компенсируется подсасывающей силой. У сверхзву­ ковых диффузоров, имеющих острые передние кромки, подсасываю­ щая сила практически отсутствует. Следовательно, тяга уменьшится по сравнению с тем ее значением, которое имел бы двигатель с вооб­ ражаемым расчетным диффузором. Но формула тяги ВРД выводит­ ся в предположении, что диффузор каждый раз является «расчет­ ным», т. е. процесс сжатия в диффузоре начинается от сечения 0—0.

24

Если принимать, что подсасывающая сила равна нулю, то до­ полнительное сопротивление будет равно равнодействующей силе избыточных давлений, действующих на струйку тока, расположенную

диффузоров появляется только на докритических режимах. На крити­ ческом и сверхкритическом режимах f = 1,0 и А'доп = 0.

§ 5. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ СИСТЕМЫ СКАЧКОВ УПЛОТНЕНИЯ ВО ВХОДНЫХ СВЕРХЗВУКОВЫХ ДИФФУЗОРАХ

При числах М полета, больших 1,5— 1,7, потери в прямом скач­ ке уплотнения быстро возрастают и диффузоры с прямым скачком на входе становятся малоэффективными. Из фиг. 18 видно, что уже при Мо — 2,5 величина ап = 0,5. Следовательно, вследствие боль­ ших потерь, полное давление в прямом скачке падает в два раза. Та­ кое значительное снижение полного давления приводит к недопусти­ мо большому падению тяги двигателя и ухудшению экономичности силовой установки.

При заданном числе М набегающего потока, как указывалось, косой скачок уплотнения слабее прямого: скорость снижается в нем не так резко* поэтому и потери полного давления получаются мень­ шими. Однако поток за косым скачком остается сверхзвуковым. В том случае, когда число М за косым скачком оказывается не более 1,5— 1,7, дальнейшее торможение потока можно осуществить в пря­ мом скачке: потери в нем при этом условии будут небольшими, а ско­ рость за ним станет дозвуковой. Этот прямой скачок принято назы­ вать замыкающим.

В этом случае диффузор получается двухскачковым: с одним косым и одним прямым скачком. Потери в такой системе скачков при заданной скорости полета будут меньшими, чем при одном пря­ мом скачке, так как один прямой скачок значительной интенсивности

25

заменен здесь двумя последовательно расположенными скачками- - косым и прямым — меньшей интенсивности. Такие двухскачковые диффузоры могут применяться до чисел М полета, равных 2,2—2,3.

С дальнейшим ростом числа М полета увеличивается и число М за косым скачком. Если число М после первого косого скачка полу­ чается слишком высоким, целесообразно последующее сжатие пото­ ка осуществить еще в одном косом скачке с тем, чтобы снизить ско­ рость перед замыкающим прямым скачком до приемлемых значений. В этом случае диффузор получается трехскачковым, имеющим два косых скачка и один прямой. Такая система скачков целесообразна в диапазоне чисел М полета примерно от 2,3 до 3,0 и т. д.

Величину коэффициента сохранения давления в системе скачков обозначают от . Она определяется как произведение коэффициентов в/ всех скачков уплотнения. Например, при наличии двух косых и одного замыкающего прямого скачка

°т — °1 °2 ап ■

Интенсивность отдельных косых скачков и соответствующие им значения коэффициентов а,- зависят от выбора углов излома ^ той поверхности, при обтекании которой образуются косые скачки уп­ лотнения. При заданном числе М полета и при заданном числе скач­ ков уплотнения эти углы могут быть подобраны таким образом, что­ бы коэффициент от достигал наибольшей возможной величины. Си­ стема скачков, удовлетворяющая этому условию, получила название оптимальной.

26

Зависимость значений коэффициентов (ат )та)С от числа М поле­ та для оптимальных систем с различным числом косых скачков уп­ лотнения и с замыкающим прямым скачком приведена на фиг. 21. Самая нижняя кривая соответствует здесь одному прямому скачку. Из этого графика видно, что чем выше число М полета и чем больше число косых скачков, тем значительнее оказывается выигрыш от при­ менения многоскачковых диффузоров.

случае канал диффузора, образованный центральным, телом и внеш­ ним кожухом (обечайкой), получается кольцевым (фиг. 22,а). Обра­ зование второго и последующих косых скачков может быть получено за счет отражения косого скачка от внутренних стенок канала (фиг. 22,6). Скачки могут быть созданы также внутри канала, не имеющего центрального тела, за счет специального профилирования его стенок (фиг. 22,в).

Рассмотренные способы образования скачков уплотнения разли­

(изэнтропическому) торможению сверхзвукового потока. На фиг. 23 показаны схемы диффузоров с внешним и с внутренним изэнтропиче-

27"

ГЛАВА II

ДИФФУЗОРЫ С ВНУТРЕННИМ СЖАТИЕМ

§ 1. ПРИНЦИП РАБОТЫ ДИФФУЗОРА С ВНУТРЕННИМ СЖАТИЕМ

Диффузоры с внутренним сжатием пока еще не нашли широкого практического применения в воздушно-реактивных двигателях. Од­ нако их рассмотрение полезно для выяснения некоторых физических процессов, свойственных диффузорам других типов. Такие диффузо­ ры представляют интерес и потому, что они могут найти применение в перспективных летательных аппаратах.

Фиг. 24. Схема диффузора с бесскачковым внутренним сжатием. Изменение скорости, давления и температуры по длине диффузора

Диффузор с внутренним сжатием простейшей схемы представ­ ляет собой профилированный канал вначале сужающийся, а затем расширяющийся (фиг. 24). Наименьшее сечение этого канала приня-

29