2.2. Воздухозаборники для дозвуковых и небольших – сверхзвуковых скоростей полета

Воздухозаборник представляет собой профилированный канал (рис. 2.1) со скругленными входными кромками для предотвращения срыва потока при изменении угла атаки в полете.

На участке от сечения н-н до вх-вх процесс торможения зависит от отношения скорости полета V_п к скорости воздуха во входном отверстии с_вх. Желательную величину с_вх при неизменных V_п и расходе воздуха G_в получают выбором соответствующей площади F_вх. Наивыгоднейшим является режим сжатия воздуха в атмосфере, до воздухозаборника, происходящий без потерь и для дозвуковых В Р Д обеспечиваемый при с_вх = 0,5 V_п . При этом примерно 75% сжатия воздуха за счет использования скоростного напора происходит вне воздухозаборника.

Д алее воздух движется по каналу, образованному стенками воздухозаборника. Форма его зависит от типа силовой установки

Рис. 2.1. Дозвуковой борник

воздухоза-

и условий ее компоновки на летательном аппарате. Он имеет расширяющуюся часть, где скорость снижается для уменьшения потерь полного давления , и суживающуюся, где воздух разгоняется, что способствует получению более равномерного поля скоростей и давлений на входе в компрессор и предотвращает его неустойчивую работу.

При работе двигателя на месте (V_п=0) воздух засасывается компрессором и скорость его увеличивается от нуля на сечении н-н до с_вх , а давление снижается и на входе в компрессор оно ниже давления в окружающей атмосфере (2.2).

* - э*1 'жнкши> за ааоа втэи

Рис. 2.3. Изменение параметров воздуха в дозвуковом воздухозаборнике

при сверхзвуковой скорости полета

Если V_п превышает скорость звука (рис. 2.3) , то перед вход­ным отверстием образуется прямой скачок уплотнения (ударная волна), что приводит к дополнительным потерям полного давления и росту внешнего сопротивления воздухозаборника (уменьшение сопротивления достигается заострением входной кромки). Начиная с М_п=1,5 ... 1,6 применяют сверхзвуковые воздухозаборники.

2.3. Сверхзвуковые воздухозаборники

В отличие от дозвукового в сверхзвуковом воздуковаборнике (рис. 2.4) торможение потока происходит не в прямом скачке уплотнения, а в системе скачков, образованной выдвинутым вперед центральным телом — конусом или клином. Соостно расположенная обечайка, имеющая

заостренную переднюю кромку, ограничивает снаружи внутренний канал

Внутренний конус имеет изломы наружной поверхности. От каждого из них при обтекании конуса сверхзвуковым потоком отходит косой скачок уплотнения. Первый скачок отходит от вершины клина с углом установки панели β₁ под углом α₁ к направлению потока воздуха. После скачка скорость уменьшается, но остается сверхзвуковой, а давление воздуха скачкообразно возрастает. Поворачиваясь, поток движется параллельно второй панели до встречи с вторым клином, имеющим угол установки панели β₂ От вершины клина отходит второй косой скачок, направленный под

Рис. 2.4. Сверхзвуковой воздухозаборник

углом α₂ к направлению потока воздуха. В скачке скорость потока уменьшается (оставаясь сверхзвуковой), что сопровождается увеличением давления. Повернувшись, поток продолжает двигаться вдоль второй панели. Переход сверхзвукового потока в дозвуковой происходит в замыкающем прямом скачке уплотнения, после чего поток становится дозвуковым.

Дальнейшее движение потока происходит во внутреннем канале, образованным центральным телом и внутренней поверхностью обечайки и имеющем форму сопла Лаваля. Канал имеет суживающийся и расширяющийся участки. В суживающемся участке поток разгоняется до местной скорости звука, достигаемой в горле – участке с минимальным поперечным сечением. В расширяющейся части между горлом и входом в компрессоров прямом скачке скорость уменьшается до дозвуковой.

Сверхзвуковая зона внутреннего канала воздухозаборника, несмотря на появление в нем прямого скачка уплотнения и связанные с этим потери давления, предотвращает разрушение системы скачков при случайных пульсациях давления на входе в компрессор. Так, при внезапном повышении давления перед компрессором, прямой скачок перемещается по горлу, где скорости меньше, интенсивность скачка уменьшается и уменьшаются связанные со скачком потери давления. Понижение давления перед компрессором вызывает перемещение скачка ко входу в компрессор и увеличение потерь давления.

Суммарный угол поворота потока от осевого направления ра­вен сумме углов образующей конуса или клина. Получение минимальных потерь в воздухозаборнике обеспечивается для каждого М_п, при определенном суммарном угле. При этом все косые скач­ки фокусируются около передней кромки обечайки, входящий поток воздуха имеет цилиндрическую форму, площадь его поперечного сечения получается максимальной, равной площади F_вх поперечно­го сечения воздухозаборника на входе. Но при больших М_п суммарный угол велик, что приводит к необходимости большого угла передней кромки обечайки, к увеличению размеров и аэродинами­ческого сопротивления воздухозаборника.

Рис. 2.5. Схема течения воздуха в воздухозаборнике с внешним сжатием

Передняя кромка обечайки устанавливается под таким углом, чтобы замыкающий прямой скачок уплотнения не отделялся от нее . Если этот угол меньше некоторого предельного угла, то перед обечайкой появляется отделившаяся головная волна и часть воздуха будет проходить поверх обечайки, что уменьшит расход воздуха через воздухозаборник. Наоборот, увеличение угла наряду с некоторым уменьшением потерь давления вызывает сильное увеличение лобового сопротивления обечайки.

При движении воздуха по внутреннему каналу на стенках воздхозаборника увеличивается толщина пограничного слоя, способствующего отрыву потока с центрального тела и увеличивающего потери полного давления, вызывающего неравномерность и нестационарность потока за воздухозаборником. Поэтому все воздухозаборники сверхзвуковых самолетов снабжаются системой отсоса пограничного слоя. Для этого используются отверстия 1 (перфорация) и щели 2 на поверхности ступенчатого конуса (клина) и стабилизаторы 3 за горлом (короткие лопатки), генерирующие вихри дя перемешивания пограничного слоя с основным потоком воздуха что способствует выравниванию потока перед компрессором (рис. 2.5).

Производительность воздухозаборника или его пропускная способность оцениваются коэффицентом расхода, под которым понимают отношение расхода воздуха через воздухозаборник при данной скорости полета к его максимальному значению

φ _вх = G/G_max. (2.4)

Если подставить в уравнение (2.4) значения

G_max = ρ_нV_пF_вх и G_max = ρ_нV_пF_н , (2.5)

получим φ _вх = F_н/F_вх.

Таким образом коэффицент φ _вх можно определить как отношение площади F_н поперечного сечения струи, попадающей в воздухозаборник, к площади F_вх его входа.

Максимальная производительность (φ_вх=1) достигается на расчетном режиме, когда все скачки (косые и прямой) замыкаются на передней кромке обечайки. С уменьшением V_п угол наклона косых скачков увеличивается, поэтому все большая часть воздуха проходит поверх обечайки и не попадает в воздухозаборник, вследствие чего φ_вх уменьшается .

Рис.2.6 Схемы воздухозаборников с

внутренним и смешанным сжатием

Рис. 2.7. Изменение потребного рас­хода воздуха через двигатель (1) в располагаемого расхода через воз­духозаборник (2)

Воздухозаборник с внутренним сжатием представляет собой ка­нал, по форме напоминающий сопло Лаваля. В сверхзвуковой ча­сти поток тормозится и скорость его достигает звуковой в горле (наименьшем сечении канала), в расширяющейся части продолжа­ется торможение потока. Такой воздухозаборник имеет малое внешнее сопротивление и хорошие характеристики на расчетном режиме работы:; Но при отклонении от расчетного режима и при выводе на этот режим требуется регулирование площади горла, что связано с усложнением конструкции воздухозаборника.

В воздухозаборнике со смешанным сжатием воздух сжимается как до, так и после входа воздухозаборника. До воздухозаборни­ка поток тормозится в косых скачках вне канала (как в воздухо­заборнике с внешним сжатием) и окончательно — внутри него, в системе отраженных скачков. При этом внутренний канал работа­ет как воздухозаборник с внутренним сжатием.

Воздухозаборник имеет малое лобовое сопротивление, но он очень чувствителен к изменению режима работы и нуждается в сложной системе регулирования.

При изменении режима полета самолета или режима работы пропускная способность воздухозаборника и двигателя в изменяются в разной степени. На рис. 2.7 показано, как изменяются по числу М полета потребный расход воздуха через двигатель и располагаемый расход воздуха через воздухозаборник. Поэтому, если на расчетном режиме площадь F_вх поперечного сечения воз­духозаборника на входе равна потребной площади F входящей

струи, а конус (клин) выдвинуть навстречу потоку так, чтобы скачки уплотнения фокусировались у передней кромки, то при уменьшении V_п расход через воздухозаборник станет меньше потребного двигателю. В случае равенства расходов при малом М_п увели­чение его приведет к росту расхода воздухозаборника по сравнению с потребным расходом через двигатель. Согласование расходов требует регулирования воздухозаборника. Таким образом, на малых М_п воздухозаборник пропускает меньше воздуха,а на больших М_п — больше воздуха, чем требуется двигателю. При недостатке воздуха возникает помпаж — неустановившиеся работы, сопровождающийся сильными низкочастотными (от 2 до 20 Гц) колебаниями давления и расхода воздуха, недопустимый в эксплуатации. Избыток воздуха приводит к так называемому «зу­ду», проявляющемуся в виде высокочастотных (50…100 Гц) ко­лебаний давления.