Выходные устройства. Процесс истечения газа из реактивного сопла

Системы всасывания. Классификация входных устройств

Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.

Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета летательного аппарата и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью. Степень повышения давления в ГТД определяется уравнением: ,где р_К— давление воздуха за компрессором; р_Н — атмосферное давление.

Повышение давления происходит во входном устройстве и в компрессоре, поэтому: , где п_ВХ — степень повышения давления во входном устройстве; п_К — степень повышения давления в компрессоре.

Эффективность торможения воздуха во входном устройстве определяется потерями давления при торможении потока и потерями, обусловленными трением воздуха о стенки входного устройства и каналов, подводящих воздух к двигателю.

Потери, возникающие при сжатии во входном устройстве, оценивают коэффициентом сохранения полного давления , представляющего собой отношение полного давления на входе в компрессор к полному давлению адиабатически заторможенного потока (без потерь) р_Н*: , .

Уменьшение приводит к падению давления на входе в компрессор (), снижению тяги, удельной тяги, увеличению удельного расхода топлива и веса силовой установки. Так, снижение при М = 2,5 от 17 до 12, т. е. на 30%, приводит к уменьшению тяги двигателя на 45% и к росту удельного расхода топлива на 15%. Поэтому одним из важных требований, предъявляемых к входным устройствам, является обеспечение подвода воздуха с возможно большим значением .

Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа и изменением ее геометрии в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета летательного аппарата.

Установка двигателя на летательном аппарате приводит к росту лобового (внешнего) сопротивления . Это сопротивление создается входными устройствами, заборниками воздуха, используемыми для охлаждения агрегатов, гондолами двигателей. Сюда входит и волновое сопротивление гондол и входного устройства, сопротивление трения и интерференции.

Величина внешнего сопротивления зависит от компоновки двигателей, геометрии входных устройств, состояния обтекаемых поверхностей. На преодоление этого сопротивления затрачивается часть тяги, развиваемой силовой установкой. При расположении двигателей в фюзеляже внешнее сопротивление возрастает незначительно, но зато оказываются большими внутренние гидравлические потери длинных каналов. На дозвуковых самолетах это снижает тягу и экономичность двигателя до 15%. Размещение двигателей в гондоле вне фюзеляжа увеличивает внешнее сопротивление, но внутреннее возрастает незначительно, что вызывает потерю тяги и экономичности на дозвуковых скоростях полета не более 2%.

Эффективную тягу Рэф силовой установки, т. е. тягу, используемую для продвижения летательного аппарата, можно выразить формулой: , где Р₀ — тяга двигателя при = 1 (входное устройство без потерь давления); ∆Р_ВХ — потери тяги, вызванные потерей давления.

Входное устройство, обеспечивающее получение максимальной тяги двигателя Р, называется оптимальным, а максимальной эффективной тяги Р_ЭФ — наивыгоднейшим. Для летательного аппарата необходимо иметь наивыгоднейшее входное устройство, при котором ∆Р_ВХ и минимальны.

Входные устройства многорежимных летательных аппаратов должны обеспечивать надежную и эффективную работу двигателей в заданном диапазоне режимов полета и работы двигателей. Расширение режимов работы входного устройства уменьшает эффективную тягу, так как это связано с использованием сложной системы регулирования.

Утечки воздуха во входных устройствах современных летательных аппаратов являются недопустимыми. Под действием повышенного давления воздух протекает через щели и создает дополнительное лобовое сопротивление. Воздухопроводящие каналы герметизируют установкой в местах стыка уплотнительных лент, нанесением специальных замазок, паст, клея, лаков.

Очень важно при работе двигателя на земле защитить входное устройство от попадания в него посторонних предметов, так как это может привести к выходу из строя двигателя.

Классификация.

Выбор входного устройства зависит от расчетной скорости полета летательного аппарата, места расположения силовой установки, типа двигателей и других факторов. В зависимости от скорости полета входные устройства бывают дозвуковые и сверхзвуковые.

В зависимости от компоновки двигателя и конструктивного выполнения входные устройства делятся на лобовые, боковые и крыльевые.

Лобовые входные устройства располагают в носовой части фюзеляжа или в передней части гондол двигателей. Боковые входные устройства размещают на фюзеляже; они могут быть полукруглыми, плоскими, клиновидными и совковыми. Крыльевые воздухозаборники находятся в носовой части крыла вблизи фюзеляжа.

Дозвуковые входные устройства.

Дозвуковые входные устройства выполняют в виде канала с изменяющейся площадью поперечного сечения, в котором происходит торможение воздушного потока. Этот канал должен быть расширяющимся. При движении воздуха по каналу уменьшается его скорость и увеличивается давление. Интенсивность процесса торможения достигается степенью изменения площади входного канала: чем больше степень изменения канала, тем больше торможение. Однако для предотвращения срыва потока при обтекании и уменьшения потерь во входном устройстве степень торможения потока ограничивается.

Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Эти требования являются противоречивыми и выбор оптимальных характеристик требует проведения испытаний в аэродинамических трубах.

Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении и плавное нарастание кривизны по длине. Если диффузор имеет прямолинейные стенки, то полуугол его раствора (угол, образованный осью воздухозаборника и его внутренней стенкой) должен быть не более 4—6°. Входные кромки делают плавно закругленными. Течение воздуха перед входным устройством зависит от соотношения скорости полета V и скорости во входном устройстве .

При работе двигателя на месте, когда скорость полета V=0, скорость потока перед диффузором увеличивается от нулевой на границе невозмущенного потока до на входе в компрессор. Если V = , то струя воздуха входит в диффузор без изменения своей формы, и торможение воздуха происходит внутри диффузора.

При V> (М <1) скоростное сжатие воздуха (торможение) начинается вне диффузора и заканчивается в диффузоре. Обычно воздух до сечения а' — а' тормозится настолько, что его скорость от этого сечения до входа в компрессор увеличивается при соответствующем снижении давления, что приводит к уменьшению гидравлических потерь.

При дозвуковых течениях воздуха во входных устройствах потери давления от скоростного сжатия невелики. Они вызываются в основном гидравлическими сопротивлениями в каналах входного устройства и тогда =0.95-0.98.

При расчетных числах М полета площадь входного отверстия диффузора берут больше площади . При уменьшении скорости площадь увеличивается и при некоторой скорости становится большей . Следовательно, в дозвуковых диффузорах сжатие воздуха на расчетном режиме начинается еще до диффузора. Это снижает гидравлические сопротивления диффузора, что особенно важно при длинных подводящих каналах воздухозаборников.

Большая степень внешнего торможения целесообразна и для боковых воздухозаборников, имеющих обычно искривленные подводящие каналы.

Для дозвуковых диффузоров скорость входа обычно равна половине скорости полета V или даже меньше. В этих условиях удается максимально использовать внешнее торможение набегающего потока. При малой длине воздухозаборника выгодно иметь большое внешнее торможение с последующим разгоном до скорости . В этом случае разгон потока приводит к выравниванию поля скоростей. При длинных воздухозаборниках необходимо производить большую степень торможения для уменьшения гидравлических сопротивлений.

При сверхзвуковых скоростях полета на некотором расстоянии от диффузора образуется криволинейный скачок уплотнения, называемый головной волной. Перед входом воздуха в диффузор образуется прямой скачок уплотнения, поверхность которого перпендикулярна направлению потока. По мере удаления от входного устройства скачок становится косым и на значительном расстоянии от диффузора переходит в волну сжатия. За прямым скачком уплотнения скорость становится дозвуковой и дальнейшее течение потока остается таким же, как было рассмотрено выше. Чем больше число М полета, тем интенсивнее прямой скачок уплотнения, тем больше энергии переходит в тепло. Скачки уплотнения уменьшают полное давление проходящего через них воздуха, и коэффициент падает. Потери давления в прямом скачке оценивают коэффициентом сохранения полного давления , который зависит от числа М полета. При наличии скачка уплотнения потери давления оцениваются величиной .

Коэффициент сохранения давления в системе скачков , представляет собой произведение всех скачков уплотнения. С увеличением числа М коэффициент быстро уменьшается и при М = 2,5 составляет всего 0,5. Это значит, что полное и статическое давление воздуха за прямым скачком будут в 2 раза меньшими, чем могли бы быть при адиабатическом торможении сверхзвукового потока (без потерь).

При относительно небольших скоростях полета (М <1-1,5) потери давления в прямом скачке сравнительно малы ( = 0,92-0,93).

Поэтому для самолетов с этими скоростями применяют такие же входные устройства, как и при дозвуковых скоростях полета.

Режим работы диффузора с прямым скачком на входе может быть докритическим, критическим и сверхкритическим. При докритическом режиме имеется головная волна, при критическом прямой скачок расположен в плоскости входа и при сверхкритическом - внутри диффузора. При этом эффективная тяга: , где -дополнительное сопротивление, возникающее от совершения работы при сжатии воздуха, проходящего через скачок уплотнения, но не попадающего в двигатель.

Очевидно, что для критического и сверхкритического режимов равно нулю.

Хотя потери в прямом скачке уплотнения при небольших значениях М невелики, они вносят возмущения в воздушный поток и вызывают отрыв пограничного слоя от стенок диффузора. Для предотвращения этого входные кромки диффузора делают заостренными, с малым углом раствора, и при этом избегают резких поворотов, а сам скачок на расчетном режиме стараются посадить на переднюю кромку воздухозаборника.

Сверхзвуковые входные устройства

При создании сверхзвуковых воздухозаборников добиваются получения больших значений эффективной тяги на сверхзвуковых скоростях полета.

Косой скачок уплотнения слабее прямого и в нем меньше потери давления. Если за косым скачком число М £ 1,5, то дальнейшее торможение заканчивается прямым скачком, который называется замыкающим. Если имеется один косой скачок и один прямой, то такой диффузор называется двухскачковым. Такие скачки приме­няют при числах М = 1,5–2. С дальнейшим увеличением числа М полета (М > 2) за первым косым скачком необходимо создать еще один косой скачок. Поэтому в зависимости от скорости полета диффузоры могут быть двух-, трех- и четырех скачковыми. Замыкающим всегда является прямой.

Требуемую систему скачков можно образовать при помощи профилированного центрального тела, выдвинутого навстречу потоку и имеющего ступенчатую форму. Скачки уплотнения получаются за счет отражения волн от внутреннего конуса. Если нет центрального тела, то определенное число скачков может быть получено специальным профилированием входного канала. Возможно применение и комбинированного способа создания скачков. В соответствии с этим сверхзвуковые диффузоры подразделяют на три типа: с внешним, внутренним и смешанным сжатием.

В зависимости от расположения двигателя на самолете сверхзвуковые диффузоры с внешним сжатием выполняют в виде осесимметричного канала с острыми входными кромками, внутри которого расположен центральный конус, или в виде плоского канала, образуемого двумя несимметричными клиньями, больший из которых играет ту же роль, что и центральный конус (рисунок 1.4). Линиями О_а' обозначены косые скачки, образуемые остриями конуса или верхнего клина, С_а' — изломом конуса и a'b — острием ниж­него клина. Углы наклона скачков уплотнения к оси диффузора обозначены через a.

За этими косыми скачками скорость воздуха еще сверхзвуковая. Дальнейшее торможение до дозвуковой скорости происходит в сложной системе отраженных скачков, расположенных в канале двигателя, которые заканчиваются одним слабым замыкающим скачком, обозначенным линиями a'd и bd. Расчетным режимом входного диффузора является такой, при котором первый косой скачок уплотнения касается передней кромки обечайки.

Так как входные устройства постоянной геометрии при сверх звуковых скоростях полета работают хорошо только на расчетном режиме, то их применение ограничено. Для расширения расчетных режимов входные диффузоры имеют регулируемую геометрию. В этих устройствах происходит согласование производительности системы скачков уплотнения, горла входного устройства (минимального сечения входного канала) и компрессора. В результате этого обеспечивается получение максимальной эффективной тяги и устойчивой работы двигателя в широком диапазоне скоростей полета самолета и режимов работы двигателя.

Согласование производительности входного устройства с потребным расходом воздуха можно проводить при помощи:

- изменения площади входа отклонением кромки обечайки или других элементов воздухозаборника;

- разделения сверхзвукового потока;

- использования специальной системы перепуска воздуха из воздухозаборника в атмосферу;

- впуска снаружи в канал диффузора дополнительного количества воздуха, минуя горло для увеличения пропускной способности диффузора и снижения в нем потерь при числах М < 1 и при взлете;

- продольного перемещения центрального конуса для предотвращения отхода внешних косых скачков уплотнения от передней кромки обечайки.

Входные устройства имеют самую разнообразную конструкцию, которая зависит от типа двигателя и его компоновки на летательном аппарате, максимальной скорости полета и диапазона скоростей, способа регулирования подачи воздуха, применения защитных устройств и др.

Схема плоского бокового диффузора сверхзвукового самолета показана на рисунке 1.6. Регулирование этого воздухозаборника осуществляется двухступенчатым клином (поверхности 1 и 2). Поверхность 1 является неподвижной и поставлена к набегающему потоку под малым углом (около 9°). К ее концу на шарнирах прикреплена поверхность 2, являющаяся гранью второго клина. Горло диффузора образовано подвижной поверхностью 3 и обечайкой. Элементы 4 и 5 шарнирно соединены между собой и с основанием входного канала. На элементах 2 и 3 есть специальные отверстия, через которые производится отсос пограничного слоя.

Сверхзвуковые входные и выходные устройства должны проектироваться как неотъемлемая часть двигателя (силовой установки). Доводку и испытания двигателя необходимо проводить совместно с системами всасывания и выпуска для определения оптимальных режимов работы двигателей в диапазоне скоростей для данного летательного аппарата.

Выходные устройства должны обеспечивать глушение шума.

Требования: максимальное превращение тепловой (потенциальной энергии) в кинетическую и создание максимального импульса тяги с минимальными потерями на всех режимах; обеспечение эффективного регулирования в соответствии с продолжительными режимами полета; обеспечение регулирование величины и направления вектора тяги в широком диапазоне векторной тяги; эффективное глушение шума.

Системы выпуска предназначены для преобразования потенциальной энергии газового потока в кинетическую, для отвода газов в атмосферу, а также для защиты от нагрева элементов конструкции летательного аппарата, находящихся в зоне расположения двигателя.

Эти системы могут быть дозвуковые или сверхзвуковые, с регулируемым или нерегулируемым реактивным соплом, с форсажной камерой или без нее.

Основной частью системы является выходное устройство, состоящее из выпускной трубы и реактивного насадка. На некоторых типах двигателей имеются системы реверсирования тяги и шумоглушители. Если двигатель размещен в передней части гондолы в передней или средней части фюзеляжа, то между двигателем и реактивным соплом устанавливают удлинительную трубу.

Конструктивно система выпуска состоит из следующих основных элементов (рисунок 2.1): выпускной трубы, внутреннего конуса, стоек, удлинительной трубы, реактивного сопла и тепловой защиты.

Выпускная труба при помощи фланцев крепится к корпусу турбины и выполняется чаще всего в виде усеченного конуса, который в сочетании с внутренним конусом образует слегка расширяющийся канал.

Длина выпускной трубы берется по возможности меньшей: обычно L = (0,9–1,3)D.

Если в системе выпуска имеется удлинительная труба, то диа­метр ее нужно подбирать таким, чтобы скорость газов в ней не превышала 150–200 м/сек.

Внутренний конус служит для предотвращения резкого расшире­ния газа за турбиной (для плавного преобразования кольцевого потока на выходе из турбины в сплошной поток за внутренним конусом). Угол у вершины внутреннего конуса α = 35–50°.

Стойки соединяют внутренний конус с выпускной трубой и спрямляют закрученный в рабочем колесе турбины воздушный поток. Если закрутка потока за турбиной значительна, то и стойки имеют закрутку, а также возрастает их ширина и количество.

Если двигатель не имеет форсажа, а число М полета не превышает 1,5–1,7, то площадь реактивного сопла по длине уменьшается. Диаметр D реактивного сопла определяют на основе газодинамического расчета, а длина сопла L = (0,2–0,4)D. При движении газов по реактивному соплу малые потери получаются при угле конусности β = 10–12°.

Элементы конструкции систем выпуска работают в условиях высоких температур и омываются химически активными газами. Температура вытекающих газов достигает 700°С и выше, а при наличии форсажных камер – 1600–1800° С. Давление при этом равно 0,2–0,25 МН/м². Поэтому элементы систем выпуска изготовляют из жаропрочных сталей ЭИ-402, Я1T, сплавов ЭИ-435 и др. Тепловую изоляцию стенок удлинительной трубы обеспечивают при помощи асбеста или воздушной прослойки, омывающей трубу.

Для уменьшения потерь и получения оптимальных характеристик двигателя необходимо иметь прямые выпускные трубы, так как изогнутые увеличивают потери тяги на выходе. Установка удлинительных труб снижает тягу и повышает вес и расход топлива. Для ТВД считают, что потеря тяги из-за установки удлинительных труб составляет 0,3% на один калибр удлинительной трубы ( = l).

Площадь сечения удлинительной трубы выбирают такой же, как и площадь реактивной трубы двигателя без насадки. Применение удлинительных труб усложняет конструкцию самолета. В этом случае требуется постановка дополнительных узлов крепления и обеспечение сохранения допустимых температур вокруг удлинительной трубы.

Необходимую температуру поддерживают при помощи тепловой изоляции горячих поверхностей и охлаждения. Температура элементов конструкции вокруг удлинительной трубы должна быть меньше 140°С на всех режимах полета и при любых атмосферных условиях. В то же время охлаждение не должно приводить к резкому снижению температуры вытекающих газов вдоль трубы, так как это может привести к значительной потере тяги.

Наибольшие трудности при охлаждении удлинительной трубы встре­чаются при работе двигателя на земле, когда нет обдувки трубы встречным воздухом, и при полете со сверхзвуковыми скоростями, когда возможен нагрев конструкции вследствие торможения воздушного потока. Для снижения температуры удлинительных труб при работе дви­гателя на месте используют эффект эжекции или разрежение. В первом случае кожух удлинительной трубы выходит за реактивный насадок, во втором – реактивный насадок за пределы кожуха удлинительной трубы.

Удлинительные трубы должны быть прямолинейными и малой длины, чтобы иметь малое гидравлическое сопротивление. Исключение составляют удлинительные трубы ТВД. Так как скорость выхода газов из этих двигателей небольшая, то можно иметь кривые выпускные каналы, но обязательно гладкие.

Выпускные каналы могут влиять на характеристики устойчивости и управляемости из-за того, что оси входа воздуха в двигатель и выхода струи не совпадают, или из-за того, что меняется картина обтекания хвостового оперения вследствие воздействия вытекающих газов. Кроме того, система выпуска не должна влиять на характеристики двигателя при запуске.

Более сложные конструкции представляют собой системы выпуска двигателей для сверхзвуковых летательных аппаратов. С увеличением скорости полета возрастает степень сжатия, вследствие чего при прочих неизменных условиях повышается полное давление за турбиной. На больших скоростях полета перепад давлений в реактивном сопле становится сверхкритическим. Потери удельной тяги становятся заметными, начиная со скорости полета, соответствующей числу М = 1,5–1,6, и быстро возрастают с увеличением числа М.

Поэтому для ТРД, предназначенных для сверхзвуковых летательных аппаратов, необходимо применять не простые расширяющиеся сопла, а сверхзвуковые, что при сверхкритических перепадах давлений и заданном значении температуры газов за турбиной увеличивает удельную тягу и уменьшает расход топлива.

При больших сверхзвуковых скоростях полета выгодно применять сверхзвуковое реактивное сопло с малым уширением, не обеспечивающем на расчетных высоте и скорости полета полного расширения. Это при небольшом падении тяги значительно уменьшает длину и вес сопла, а также диаметр, что существенно снижает сопротивление силовой установки.

Нормальная устойчивая работа сопла на всех режимах полета достигается применением регулируемого сопла, обеспечивающего полное или близкое к полному расширение газа с наименьшими потерями. Для этого необходимо регулировать уширение сопла в соответствии с изменением условий эксплуатации двигателя.

Изменение площади выходного и критического сечений сверхзвукового реактивного сопла может быть получено путем перемещения внутренней иглы, поворотом створок, образующих стенки сопла, перемещением внутренней иглы и поворотом створок, поворотом створок и вдуванием воздуха для изменения площади критического сечения и другими способами.

Применение регулируемых сопел увеличивает вес, усложняет конструкцию и требует использования систем управления.

Часто в системе выпуска устанавливают форсажную камеру, в которой за счет сжигания топлива повышается теплосодержание воздуха, увеличиваются скорость истечения и тяга двигателя.

Основными элементами этой камеры являются диффузор, стабилизатор пламени, собственно камера сгорания, устройство для впрыска и воспламенения топлива и реактивное сопло.

Организация устойчивого горения в форсажной камере возможна только в случае уменьшения скорости воздуха на входе в нее до 120–200 м/сек. С этой целью применяют диффузор. В нем размещают стабилизатор пламени, который создает зоны обратных воздушных потоков, обеспечивающих устойчивое горение. Перед стабилизаторами на специальных топливных коллекторах устанавливают форсунки центробежного типа, равномерно расположенные по периметру стабилизатора и обращенные навстречу набегающему потоку. Число форсунок берется большим (до 200 шт).

Уменьшение скорости потока только одним диффузором нецелесообразно, так как увеличиваются габариты самого диффузора. Форсажная камера имеет регулируемое сопло (дозвуковое или сверхзвуковое). Створки сопла раскрываются при включении форсажа и закрываются при включении. Открытие должно быть достаточно быстрым для предотвращения повышения температуры газов за турбиной и перегрева лопаток. Закрытие рекомендуется производить медленнее. Управление створками и подачу топлива необходимо сблокировать для прекращения подачи топлива при отказе системы управления створками.

Все элементы форсажной камеры изготовляют из жаропрочных материалов. Наружные поверхности охлаждают воздухом, а внутренние покрывают специальной эмалью.

Дата добавления: 2014-12-26