Занятие №5. "Системы управления входными устройствами."

Содержание:

1. Общие сведения о входных устройствах.

2. Назначение, комплект и блок-схема УВД-2М.

Литература:

1. А. А. Лебедев "Автоматическое и электрическое оборудование ЛА", стр. 334-337, 343-346.

1 . Общие сведения о входных устройствах.

Основной функцией, выполняемой входным устройством воздухозаборников, является торможение потока воздуха перед поступлением его в компрессор авиадвигателя и превращение кинетической энергии потока в давление. Входное устройство, кроме того, обеспечивает соответствие пропускной способности воздухозаборника расходу воздуха в двигателе на всех режимах полета и работы авиадвигателя.

При преобразовании кинетической энергии набегающего потока воздуха в потенциальную энергию давления на входе в компрессор, уменьшение потерь достигается путем снижения скорости потока в системе скачков уплотнения (1-2 косых, 3 - прямых), которые создаются профилированием центрального тела. Дозвуковой скачок в сечении Г-Г приобретает скорость звука, далее разгоняется, затем переходит в дозвуковой через замыкающий прямой скачок 4. Сверхзвуковая зона во внутреннем канале входного устройства нужна для того, чтобы колебания давления и расхода воздуха в двигателе не могли передаваться вперед и расстраивать основную систему скачков. При полетах на М>1. 35 входные устройства должны обеспечить:

- равномерный поток воздуха на входе в компрессор (V=const);

- малое аэродинамическое сопротивление силовой установки (СУ);

- минимизацию потерь при преобразовании кинетической энергии набегающего потока воздуха в потенциальную энергию давления на входе в компрессор;

- соответствие пропускной способности входного устройства потребному количеству воздуха в двигателе;

- устойчивую работу двигателя на всех режимах и во всем диапазоне скоростей и высот полета.

Если расход воздуха через двигатель меньше того, который может пропустить входное устройство, то скачек уплотнения 4 переместится влево, при этом замыкающий скачек 3 тоже переместится влево. При выходе его за пределы передней кромки обечайки входного устройства образуется выбитая ударная волна, что приводит к срыву потока перед входом в канал входного устройства и возникновению низкочастотных колебаний в потоке воздуха, т. е. к "помпажу".

При этом из-за резких колебаний давления на входе в компрессор процессы, протекающие в нем могут стать неустойчивыми. Колебания давления за компрессором при постоянной подаче топлива приводит к повышению температуры газов перед турбиной. Ее лопатки перегреваются.

Если требуемый расход воздуха через двигатель больше того, что может пропустить входное устройство, то давление перед компрессором упадет и скачки 3 и 4 переместятся вправо. При этом возможно образование периодических срывов потока внутри канала и возникновение высокочастотных колебаний, т. е. "зуда". Тяга и экономичность двигателя снижаются.

Входное устройство представляет собой систему автоматического управления, которая регулирует проходное сечение диффузора при изменении режима полета или работы авиадвигателя.

На современных ЛА широкое применение нашли специальные конструкции диффузоров с использованием профилированного по определенному закону центрального тела-конуса или панелей клина.

Требуемый закон изменения проходного сечения (горла) в этом случае достигается перемещением конуса вдоль оси воздухозаборника. Однако на некоторых самолетах (Миг-21бСУ-7 и др. ) применение управляемого конуса оказывается недостаточным для регулирования входного устройства. В этом случае используется дополнительный способ регулирования проходного сечения перепуском части воздуха, поступающего к компрессору, в окружающую среду через противопомпажные створки, расположенные в задней

части диффузора.

В качестве входного параметра, определяющего заданную программу регулирования положения конуса и угла поворота створок, используется какая-либо из следующих величин:

- скорость полета, выраженная через число "М" (например 3-х ступенчатое регулирование на самолете МИГ-21Ф-13);

- приведенная к стандартным условиям скорость вращения турбокомпрессора авиадвигателя (СУ-7, СУ-76 и др.);

- степень повышения давления воздуха в компрессоре:

где Р2 - давление воздуха за компрессором;

Р1 - давление воздуха перед компрессором.

Тяга двигателя и его КПД зависят от степени повышения давления  воздуха перед поступлением в камеру сгорания:

или , т. е.где Р₁*-давление воздуха перед компрессором;

P₂*- давление воздуха за компрессором;

Рн*- атмосферное давление;

_вх^* - степень повышения давления во входном устройстве;

_к^* - степень повышения давления на компрессоре.

Режим работы двигателя характеризуется рядом параметров (тяга, температура, обороты). Температура ограничивается теплостойкостью материала лопаток турбины, тяга определяется количеством сжигаемого топлива и соответственно оборотами турбины. Частота вращения ротора двигателя при постоянной тяге зависит от внешних условий. В авиации используют понятие приведенной частоты вращения (приведена к стандартным условиям):

где n - физическая частота ротора двигателя;

T_н^* - значение температуры заторможенного потока на входе в компрессор,

т. е. n_пр=f(T_н^*, M).

В то же время существует определенная зависимость между _k и n_пр.

Т. е. значения _k и n_пр можно использовать для управления геометрией проточной части входных устройств.

Влияние угла атаки  и угла скольжения  необходимо учитывать отдельно, т. к. они связаны с положением органов управления.

В зависимости от параметра, по которому построена программа управления, различают:

- системы управления входными устройствами по n_пр;

- системы управления входными устройствами по _k.