ТЕПЛОВЫЕ ВОЗМУЩЕНИЯ ПОТОКА НА ВХОДЕ В ДВИГАТЕЛЬ И ИХ ВЛИЯНИЕ НА ЕГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ

Тепловые (температурные) возмущения потока воздуха на входе в двигатель в условиях эксплуатации и боевого применения могут быть вызваны в основном попаданием на вход в двигатель реактивной струи двигателей авиационных ракет или пороховых газов при применении бортового оружия. Так, например, при пуске даже небольшой ракеты, кроме непосредственно видимого факела пламени за ней, наличие реактивной струи привадит к повышению температуры более чем на 50 ^оС на расстоянии порядка нескольких метров по нормали к оси ракеты и порядка нескольких десятков метров за ней. Возможно также попадание горячих газов двигателя при реверсе тяги или в процессе взлета или посадки СВВП.

Тепловые возмущения принято характеризовать интенсивностью, темпом нарастания температуры на входе в двигатель по времени, окружной и радиальной неравномерностью и длительностью действия. По характеру проявления их подразделяют на две основные группы: температурную неравномерность и температурную нестационарность.

Температурная неравномерность потока перед двигателем проявляется в том, что при попадании на вход в двигатель горячих газов повышение температуры потока ( по сравнению с ) оказывается различным в разных секторах поперечного сечения канала на входе в компрессор. Например, в некотором секторе повышение температуры входящего в компрессор потока оказывается существенно выше, чем в среднем по сечению.

Рис. 49.1

Температурная нестационарность потокана входе в двигательпроявляется в том, что, например, при стрельбе из ботового оружия температура перед компрессором изменяется во времени t примерно так, как показано на рис. 49.1, где по вертикали отложено превышение температуры = – в той точке i «горячей» зоны, где оно является максимальным.

Основными количественными показателями теплового воздействия на двигатель являются:

– интенсивность подогрева ,

– время достижения максимума воздействия t_m ,

–темп нарастания температуры (где = ≈ ) и

–протяженность «горячей» зоны .

При пусках авиационных ракет заброс температуры на входе в двигатель может достигать ^оСс темпом нарастания 300...2000 К/с , временем нарастания температуры t_m = 0,01...0,2 с и общей длительностью до 1,0 … 2,0 секунд при относительных размерах горячей зоны 30 … 60 % общей площади входа в компрессор.

Практика применения бортового оружия показывает, что такие тепловые возмущения часто приводят к потере устойчивости работы компрессора (к вращающемуся срыву или помпажу). Интенсивность температурного воздействия на двигатель со стороны бортового оружия зависит от многих факторов:

– размещения узлов подвески ракет относительно воздухозаборников;

– мощности одиночных ракет и количества ракет в залпе;

– химического состава применяемых топливных зарядов;

– траектории полета ракеты на начальном участке;

– скорости и высоты полета самолета при пуске ракет и режима работы двигателя.

В связи с этим обеспечение газодинамической устойчивости силовых установок при пусках ракет следует рассматривать как комплексную проблему, касающуюся разработчиков самолета, вооружения и силовой установки.

Согласно требованиям безопасности нормируются три допустимых уровня возмущений. Первый уровеньдолжен выдерживаться двигателем без потери ГДУ за счет соответствующих запасов устойчивости по компрессору и воздухозаборнику. Второй уровеньне должен приводить к потере ГДУ при включении системы кратко­временного повышения запасов устойчивости (о чем мы сегодня поговорим в дальнейшем). Третий уровень таков, что при нем ГДУ двигателя заведомо не обеспечивается, но неустойчивость должна устраняться системой ликвидации неустойчивой работы, устанавливаемой на самолете (и об этом поговорим тоже). При проведении приемочных испытаний двигателя проверка ГДУ производится на специальных стендах, обеспечивающих имитацию внешних возмущений различных уровней.