Характеристики регулируемых сверхзвуковых входных устройств. Программы регулирования

Характеристики регулируемого ВЗ при Mн=const и различных значениях

Характеристика регулируемого СВУ должна показывать изменение положения кривых и не только в зависимости от условий сверхзвукового полёта, но и от положения регулируемых элементов.

В качестве примера на рис. 10.15 приведены характеристики плоского СВУ, регулируемого перемещением клина, для одного числа M полета при a=b=0. Они построены при различных значениях относительного выдвижения ступенчатого клина =L_кл/L_{кл 0} и охватывают всю совокупность возможных режимов работы СВУ по и кинематически связанной с ним величиной угла b_S при заданном M_н. Как видно, выдвижение клина смещает дроссельную характеристику влево и вверх. Объясняется это тем, что увеличиваются углы наклона косых скачков на тех панелях, на которых возрастают углы их установки. Это вызывает уменьшение коэффициента расхода. Повышение s_вх объясняется увеличением угла b_S и приближением его к b_S.опт (На наклонные прямые линии не обращайте внимания).

Управление органами механизации осуществляется автоматически системой регулирования СВУ. На современных самолётах обычно используются программные системы регулирования СВУ. В таких системах управление регулируемыми элементами производится по заранее подобранной жесткой программе, которая должна по возможности наиболее полно учитывать влияние на работу СВУ основных внешних факторов – числа M полета и . При этом вместо обычно используется однозначно связанная с ней приведенная частота компрессора или его каскада, расположенного непосредственно за СВУ (например, n _пр.нд ) или . Типовая подобная программа представлена на рис. 10.16. Здесь показана зависимость от . Система регулирования СВУ включается обычно при M_н>1,3…1,35. При этом клин, который при меньших М_н находился в убранном положении ( =0), занимает положение, соответствующее имеющемуся значению на этом режиме. Далее значения отслеживают изменение . Уменьшение происходит при увеличении M_н, (из за уменьшения n_НД.пр ). При этом уменьшается, потребная площадь горла, соответственно, должна уменьшиться, для чего клин выдвигается.

Программа регулирования должна выбираться с таким расчетом, чтобы во всем эксплуатационном диапазоне изменения G_в.пр (или ) обеспечивались необходимые запасы устойчивости СВУ по помпажу при достаточном удалении режимов работы от области интенсивного «зуда». На рис. 10.16 нанесены границы помпажа и «зуда» СВУ, причем границы помпажа показаны для трех значений М_н – 1,8; 2,0; 2,3. Граница «зуда» практически не зависит от М_н. Здесь –DL_кл – запас по помпажу, а +DL_кл – по началу «зуда». В области интенсивного «зуда», как видно, возникает помпаж двигателя.

В условиях эксплуатации программа выдерживается неточно. Возможные отклонения связаны с погрешностями системы регулирования. Эта область на рис. 10.16 заштрихована.

Стартовая механизация СВУ применяется для предотвращения срыва потока с острых передних кромок обечайки и повышения s_вх на взлете и при малых дозвуковых скоростях полета. В этих целях система регулирования должна обеспечивать максимально возможное раскрытие горла за счет установки подвижных панелей СВУ в полностью убранное положение. Дополнительным мероприятием, позволяющим снизить потери полного давления на взлете, является применение створок подпитки (впускных створок), которые устанавливаются за горлом и открываются внутрь под действием разрежения в канале, возникающего при работе двигателя на старте и в полете с малыми скоростями.

11. Влияние на характеристики СВУ места размещения на планере и изменения углов атаки и скольжения самолета

Влияние углов атаки и скольжения на работу СВУ

Место размещения ВУ на ЛА существенно влияет на поля скоростей и давлений на входе в ВУ, а, следовательно, на его внешнее обтекание, внутреннее течение воздуха и интерференцию между элементами ВУ и планера. Соответственно, степень влияния изменения углов a и b на характеристики ВУ зависит от его компоновки на ЛА.

Рис.10.19. Схемы течения на входе в плоский СВУ с горизонтальным расположением клина при различных a

Рис.10.18. компоновки СВУ на ЛА

Лобовые осесимметричные СВУ, применявшиеся на реактивных самолетах второго поколения, одинаково чувствительны как к положительным, так и к отрицательным углам атаки и скольжения. Нарушение симметрии обтекания ступенчатого конуса приводит к изменению характера течения воздуха во внутреннем канале. С наветренной стороны углы b_i увеличиваются, и поэтому возрастает интенсивность косых скачков уплотнения и степень повышения давления воздуха в них. На подветренной стороне наблюдается противоположная картина (рис. 10.17, а). Различная степень повышения давления воздуха на наветренной (снизу) и подветренной (сверху) сторонах поверхности торможения вызывает поперечное перетекание потока, которое приводит к стеканию пограничного слоя в зону пониженного давления и его отрыву, как показано на рис. 10.17,а. Это создает значительную нестационарность и окружную неравномерность потока и вызывает снижение коэффициентов s_вх и DК_у.вх .

Плоские СВУ, как правило, обтекаются потоком воздуха, возмущенным ЛА. Наиболее типичными являются две компоновки СВУ: под фюзеляжем или крылом или сбоку от фюзеляжа. При этом поверхность торможения может быть расположена горизонтально или вертикально. На рис. 10.18 приведены некоторые наиболее характерные из числа указанных компоновок. Компоновка а имеет вертикальное. расположение клина, а компоновки б, в и г – горизонтальное.

Компоновка влияет на параметры потока перед входом в СВУ. При боковом расположении (рис.10.18, а и б) вследствие скоса потока перед плоскостью входа из-за поперечных перетеканий воздуха на боковой поверхности фюзеляжа (см. рис. 10.17, б и в) местные углы атаки оказываются значительно большими углов атаки носовой части фюзеляжа. Влияние изменения a на характеристики СВУ в этом случае существенно зависит от расположения ступенчатого клина.

При верхнем горизонтальном расположении клина (рис.10.18, б) в некотором диапазоне увеличения угла атаки характеристики СВУ улучшаются: наблюдается повышение коэффициентов s_вх и j. Рост коэффициента s_вх объясняется повышением интенсивности косых скачков уплотнения в связи с увеличением углов наклона панелей клина по отношению к направлению набегающего потока и приближением суммарного угла поверхности торможения b_S к b_S.опт. Коэффициент j повышается в результате увеличения площади поперечного сечения захватываемой струи F_Н при неизменной площади входа F_вх.

На рис. 10. 19 показаны схемы течения на входе в плоское СВУ с верхним горизонтальным клина при различных a, а на рис.10.20 – его характеристики по a. Как видно из рис.10.19, а, площадь F_Н при увеличении a возрастает. Она может стать даже больше, чем F_вх. Но при очень значительном увеличении a (рис. 10.19, б) угол b_S оказывается больше b_S.опт и коэффициент s_вх начинает уменьшаться. Снижается также коэффициент j за счет удаления головной волны от плоскости входа.

На отрицательных углах атаки (рис. 10.19, в) углы наклона и интенсивность косых скачков уменьшаются, а число M перед головной волной и потери в ней резко возрастают, что вызывает снижение s_вх. Уменьшение площади захвата струи приводит к снижению j. Частичное разрушение косых скачков головной волной при больших положительных и отрицательных a вызывает снижение запаса устойчивости. Это видно из рис. 10.20, где на дроссельные характеристики СВУ при различных a нанесена расходная характеристика двигателя. При больших положительных и особенно при отрицательных a происходит уменьшение s_вх и снижение DК_у.вх.

При вертикальном расположении клина (рис. 10.18, а) местные углы скоса потока у поверхности торможения, как указывалось, получаются более высокими, чем углы атаки ЛА. Этим усугубляется вредное влияние изменения a на характеристики ВУ. При косом обдуве обтекание ступенчатого клина становится пространственным (см. рис. 10.17,в), причем на наветренной стороне образуются скачки уплотнения и возможен отрыв потока с передней кромки нижней боковой щеки, а на подветренной – волны разрежения. Это приводит к снижению коэффициентов j и s_вх и к росту неравномерности полей скоростей и давлений в канале СВУ и на входе в двигатель. Для выравнивания потока применяют специальные перегородки, устанавливаемые на начальном участке внутреннего канала. СВУ этой схемы применялись на самолетах МиГ-23 и F-4 «Фантом».

Подкрыльевые СВУ (рис. 10.18, в) имеют наиболее благоприятные характеристики при больших положительных углах атаки. Под крылом поле скоростей по направлению является более стабильным, чем у боковой поверхности фюзеляжа. Помимо этого, крыло может быть использовано в качестве первой ступени торможения потока. Как было показано на одной из предыдущих лекций, от передней кромки крыла при сверхзвуковых скоростях полета отходит косой скачок уплотнения, в котором происходит поворот и торможение сверхзвукового потока. При полете с a>0 местное число M становится меньшим M_н, а местный угол атаки практически не изменяется, так как направление скорости на входе в СВУ сохраняется параллельным нижней поверхности крыла. Это улучшает характеристики ВУ на положительных углах атаки. Коэффициент s_вх у этих СВУ увеличивается или практически не снижается до углов атаки 15…20°.

Но при отрицательных углах атаки с передних кромок крыла сбегают вихри, которые, попадая в ВУ, приводят к резкому ухудшению его характеристик на сверхзвуке. При дозвуковых скоростях полета ухудшение характеристик при a<0 сравнительно мало значительным и даже удается обеспечить работоспособность СУ при круговом обдуве (a=0…360°). Такие СВУ применены на самолетах-истребителях четвертого поколения Су‑27 и МиГ-29.