Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 [ 71 ] 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 Особое внимание следует обратить на угол наклона первой поверхности сжатия щ, так как он фактически определяет вынос конуса (клина) - расстояние от вершины клина до плоскости входа. Для современных сверхзвуковых воздухозаборников (в зависимости от расчетного числа М полета) угол а° принимает следующие значения: М ............. <2,5 2,5 ... 3,5 Клин............ -9° 7° Конус ........... ~15° -11° Длина ступеней конуса (клина) легко определяется, если известны углы сх и р и размер h. Расстояние по оси от плоскости входа до вершины конуса (клина): 1г = h/tg Pi. (16.17) Расстояние от плоскости входа до начала второй ступени (на рис. 16.6 - размер t) найдем, проведя из точки фокусирования второго скачка луч под углом (а + р) к набегающему потоку. Аналогично определяются размеры 1, 1 и т. д. Площадь горла воздухозаборника (в сеч. г-г) должна уменьшаться при увеличении скорости полета. Физически это вполне очевидно: с увеличением числа М полета возрастает степень повышения давления воздуха в системе скачков, а следовательно, повышаются давление и плотность воздуха в горле, что и приводит к необходимости уменьщения его площади (в противном случае воздух в горле расширится и ях снизится). Обычно рассчитывается необходимая относительная площадь горла Значение величины F в зависимости от числа М полета в первом приближении можно принимать: М......... 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 Fr......... 0,5 0,42 0,35 0,32 0,3 Найденные в результате эскизного проектирования параметры сверхзвукового воздухозаборника обязательно проверяются и корректируются в процессе экспериментальных испытаний. 16.2.4. Совместимость воздзосозаборника и двигателя Важной задачей в согласовании характеристик планера и силовой установки является обеспечение совместимости воздухозаборника и двигателя. Совместимость в данном случае означает устойчивую работу двигателя с заданными характеристиками на установившихся и переходных режимах при наличии всевозможных дестабилизирующих факторов. Изменения частоты вращения двигатели, уг.ов атаки и скольжения, включение (выключение) форсажной камеры и т. д. вызывают изменение пропускной способности воздухозаборника и двигателя, а также приводят к нарушению равномерности поля скоростей потока на входе в двигатель, что, естественно, нарушает его устойчивую работу. Существенная неравномерность поля скоростей потока, например, может вызвать вибрацию лопаток компрессора и их поломку. При нарущении согласованности пропускной способности воздухозаборника и двигателя возникает неустойчивая пульсирующая работа силовой установки (помпаж, зуд воздухозаборника). При этом значительно уменьшается коэффициент восстановления полного давления ох, т. е. снижается тяга двигателя и увеличивается удельный расход топлива. Характерной особенностью в работе дозвуковых воздухозаборников является автоматическое согласование расхода воздуха, проходящего через двигатель и входное устройство. Поэтому дозвуковые воздухозаборники не нуждаются в системе регулирования расхода воздуха. Иногда, для лучшей равномерности поля скоростей на режимах максимальной тяги, по периферийной окружности обечайки заборника устанавливаются дополнительные впускные створки (самолеты Боинг 747, Ту-154 и др.). Схема работы впускных створок показана ниже (см. рис. 16.23). Воздухозаборники самолетов, рассчитанных на большие сверхзвуковые скорости полета, чтобы избежать вредного влияния указанных выше дестабилизирующих факторов на работу силовой установки и сохранить высокое значение а в большом диапазоне скоростей, должны иметь специальную систему регулирования (невзирая на увеличение сложности, массы и стоимости воздухозаборника). Задача системы регулирования по обеспечению согласованной работы воздухозаборника и двигателя сводится к тому, чтобы на сверхзвуковых скоростях удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок за горлом) в заданном положении. Это можно сделать изменением площади горла и перепуском лишнего воздуха в окружающую атмосферу. Перепуск воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных на поверхности канала (за горлом) воздухозаборника. Эти створки получили название противопомпажных или перепускных. При сверхзвуковом крейсерском полете створки перепуска воздуха непрерывно приоткрыты и часть воздуха стравливается в атмосферу, предотвращая тем самым возникновение помпажа воздухозаборника. При взлете и небольщих дозвуковых скоростях полета потребная площадь горла оказывается больше величины Fpmax. определяемой конструктивными возможностями (это объясняется относительно малой плотностью воздуха в горле). Поэтому, несмотря на полностью раскрытое горло, двигателю для нормальной работы не хватает воздуха. Чтобы не нарушать режим работы дви- гателя, при взлете и при малых дозвуковых скоростях полета открываются дополнительно вспомогательные (взлетные) створки и дополнительный воздух поступает к двигателю, минуя горло. Для изменения площади горла конструкцией может быть предусмотрено перемещение конуса вперед - назад (круглые воздухозаборники) или перемещение подвижных рамп (плоские воздухозаборники). Для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия в канале за горлом (вспомогательные и перепускные створки на сверхзвуковых воздухозаборниках). .Регулирование работы воздухозаборника осуществляется автоматической системой. На сверхзвуковых высокоманевренных самолетах (для которых характерно значительное изменение углов атаки) передняя часть воздухозаборника может поворачиваться на 13 ... 15° как единое целое (рис. 16.8). Такой воздухозаборник позволяет эффективно изменять площадь сечения захватываемого потока. Рис. 16.8. Схема регулирования воздухозаборника истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15: / - отверстия для отвода пограничного слоя; 2 - силовой цилиндр отклонения передней части воздухозаборника; 3 - шариирно-связанные рампы, регулируемые с помощью одного гидропривода; 4 ~ створки перепуска воздуха;- 5 - ось поворота передней части воздухозаборника; 6 - отверстия отсоса воздуха с боковых поверхностей канала воздухозаборника 16.2.5. Компоновка воздухозаборников на самолете Выбор места установки воздухозаборника на самолете играет важную роль в решении вопросов совместимости воздухозаборника и двигателя (в конечном счете в согласовании характеристик планера и силовой установки), так как характеристики изолированного входного устройства могут существенно измениться при установке его на самолете. Компоновка воздухозаборника в значительной степени определяется общей аэродинамической схемой самолета и требованиями к его летным характеристикам (маневренный или неманевренный самолет, рабочий диапазон высот и скоростей полета, предельные углы атаки и скольжения, грунтовая ВО или бетонированная и т. д.). При неудачной компоновке воздухозаборника взаимовлияние крыла и фюзеляжа может стать одной из главных причин искажения поля течения, особенно при изменении углов атаки и скольжения. Другим источником неравномерности поля скоростей в воздухозаборнике является трение (обусловленное вязкостью воз-434 Рис. 16.9. Схема отвода пограничного слоя духа). Наличие трения, как известно, вызывает появление пограничного слоя на обтекаемой поверхности, скорость в котором резко падает от скорости невозмущенного потока до нуля. При сверхзвуковом обтекании пограничный слой, взаимодействуя со скачками уплотнения, нарушает их четкость: появляются местные отрывы потока от стенок; пограничный слой, проходя через скачки, еще больше увеличивает свою толщину; в местах вздутия пограничного слоя образуются новые слабые косые скачки (Я-скачки) и т. д. Отклонение от расчетной схемы течения, вызванное вязкостью воздуха, в конечном счете и приводит к неравномерности поля скоростей и снижению ох- Поэтому воздухозаборники всех современных самолетов должны иметь систему отвода (слива) пограничного слоя. Удаляется как пограничный слой, образовавшийся на поверхности фюзеляжа (или крыла), так и пограничный слой, воз -никший на поверхностях сжатия - конусе (клине) и внутренней поверхности обечайки (рис. 16.9). Толщина пограничного слоя зависитот скорости потока, от коэффициента вязкости воздуха и длинызоны контакта потока с омываемой поверхностью. При компоновке воздухозаборника для удаления пограничного слоя высоту сливных щелей (fti, /I2, ...) в первом приближении можно принимать по соотношению h та 0,01 /, где / - длина поверхности, на которой образуется пограничный слой. Если воздухозаборник будет вплотную прилегать к поверхности фюзеляжа (т. е. = 0), то, например, при М = 2 коэффициент восстановления полного давления уменьшится на 25 ... 30 %, что приведет в конечном счете к снижению тяги двигателя примерно на 45 % и к увеличению удельного расхода топлива на 15 %. При выборе места для установки воздухозаборника на самолете необходимо учитывать и положительное влияние поверхностей самолета на работу входного устройства. Крыло и фюзеляж на некоторых режимах полета могут быть использованы для существенного сглаживания течения и уменьшения неоднородности поля скоростей потока перед воздухозаборником. Воздухозаборник на достаточном удалении от передней кромки находится / 2 S
20 30 Рис. 16.10. Зависимость угла атаки нижней губы воздухозаборника ан. г от угла атаки самолета а (М = 0,8) Рис. 16.11. Основные особенности компоновки нерегулируемого воздухозаборника истребителя F-16 (воздухозаборник выполнен в виде отдельного модуля и может быть заменен другим воздухозаборником): / - зазор между фюзеляжем и воздухозаборником для слива пограничного слоя; 2 - дульный срез пушки, удаленный от входного сечения воздухозаборника; 3 - плавное увеличение площадей воздушного канала (обеспечивает почти линейное изменение числа М); 4 - выступающая вперед пластина для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник; 5 - тупая губа обечайки (выполнена в виде отдельного компонента и может быть заменена, если потребуется улучшить характеристики воздухозаборника); 6 - положение прямого скачка уплотнения; 7 - нижняя поверхность фюзе. ляжа, выполняющая роль поверхности предварительного сжатия В потоке, угол скоса которого из-за влияния крыла (фюзеляжа) значительно меньше угла атаки самолета, что и приводит к сглаживанию потока перед воздухозаборником. Этот эффект имеет большое значение для высокоманевренных самолетов, углы атаки которых могут превышать 40°. На рис. 16.10 для подобной компоновки воздухозаборника показано влияние крыла на уменьшение скоса потока при дозвуковых скоростях (аналогичный эффект имеет место и при сверхзвуковых скоростях). При сверхзвуковых скоростях крыло (фюзеляж) затормаживает поток, работая фактически как первая ступень сжатия сверхзвукового потока. В результате такого предварительного сжатия коэффициент восстановления полного давления а в воздухозаборнике повышается. Этот эффект особенно значителен при числах М > 1,2, что и позволяет с успехом использовать нерегулируемый воздухозаборник с дозвуковой геометрией до чисел Л1 = = 1,5 ... 1,7 (рис. 16.11). В зависимости от места их размещения на самолете воздухозаборники можно разделить на следующие основные типы: лобовые (главным образом, круглые), боковые и подкрыльные (или подфюзеляжные). Лобовые воздухозаборники размещаются либо в носовой части фюзеляжа на легких самолетах, либо в носовой части гондолы двигателей, установленной на крыле тяжелых самолетов. Основное преимущество лобовых воздухозаборников состоит в том, что они, встречаясь с невозмущенным потоком, обеспечивают высокую равномерность поля скоростей, а при сверхзвуковом крейсерском полете на расчетном режиме, кроме того, позволяют строго выдерживать заданное положение системы скачков уплотнения. Однако лобовые воздухозаборники имеют и ряд недостатков. Если на %к тяжелых неманевренных самолетах в течение всего крейсерского полета угол атаки практически не меняется, а следовательно, система [скачков на входе . в воздухозаборник сохраняет заданное положение, то на легких са- о молетах при выполнении маневра с большой перегрузкой, когда угол атаки Р - ff У , атаки на коэффициент вое- значительно увеличивается, фокуси- а овления полного давле-ровка скачков нарушается, что приво- ния в лобовом осесиммет-дит к неравномерности поля скоростей ричном воздухозаборнике и к снижению коэффициента восстановления полного давления. Вследствие этого лобовые воздухозаборники на больших углах атаки работают недостаточно эффективно (рис. 16.12). Второй недостаток: размещая воздухозаборник в носовой части фюзеляжа, приходится занимать большие внутренние объемы в фюзеляже под воздушный канал (фактически весь фюзеляж от носа до хвоста прорезан воздушным и двигательным трактом), что, естественно, усложняет компоновку самолета. Кроме того, лобовой воздухозаборник не позволяет размещать в носу фюзеляжа антенну радиолокатора большого диаметра (антенна ограничивается размерами конуса воздухозаборника). Боковые воздухозаборники по форме входа отличаются большим разнообразием - круглые, полукруглые, прямоугольные и др. На дозвуковых самолетах в основном применяются круглые воздухозаборники. Рис. 16.13. Гондола двигателя самолета Ту-134 Рис. 16.14. Воздухозаборник истребителя-бомбардировщика Фантом II . |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |