АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция

ТЕМА № 14. «ПУСКОВЫЕ СИСТЕМЫ ГТД. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ГТД. ПРОВЕРКА ПАРАМЕТРОВ ГТД, И РАБОТЫ СИСТЕМ САМОЛЕТА»

Читайте также:
  1. A) к любой экономической системе
  2. A) прогрессивная система налогообложения.
  3. C) Систематическими
  4. CASE-технология создания информационных систем
  5. I СИСТЕМА, ИСТОЧНИКИ, ИСТОРИЧЕСКАЯ ТРАДИЦИЯ РИМСКОГО ПРАВА
  6. I. КУРСОВЫЕ РАБОТЫ
  7. I. ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ К ВЫПОЛНЕНИЮ КУРСОВОЙ РАБОТЫ
  8. I. Основні риси політичної системи України
  9. I. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ (ТЕРМИНЫ) ЭКОЛОГИИ. ЕЕ СИСТЕМНОСТЬ
  10. I. Суспільство як соціальна система.
  11. I. Формирование системы военной психологии в России.
  12. I.2. Система римского права

 

Чрезмерная температура газов за турбиной или «Горячее зависание» могут быть вызваны завышенной подачей топлива в камеру сгорания или возникновением неустойчивой работы компрессора.

Чрезмерная подача топлива может быть вызвана нарушением регулировки механической части системы управления двигателя заеданием золотника ТАЗ в закрытом положении и засорением стравливающего жиклера.

Повышенная подача топлива и рост температуры газа уменьшает ΔКу квд и может вызвать появление неустойчивой работы компрессора. В этом случаи значительно уменьшается расход воздуха, падает мощность турбины и может происходить зависание частоты вращения при продолжающемся росте температуры.

Еще одной причиной «горячего зависания» может служить не правильная регулировка системы управления направляющими аппаратами КВД или отказ системы управления ими, что приводит к значительному уменьшению расхода воздуха, падению мощности турбины и может происходить зависание частоты вращения при продолжающемся росте температуры.

 

ТЕМА № 14. «ПУСКОВЫЕ СИСТЕМЫ ГТД. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ГТД. ПРОВЕРКА ПАРАМЕТРОВ ГТД, И РАБОТЫ СИСТЕМ САМОЛЕТА».

 

ЗАНЯТИЕ №3. «Сверхзвуковой воздухозаборник (СВЗ)».

 

Время: 2 часа (групповое занятие)

Цель занятия: Изучить общие сведения и необходимость регулирования СВЗ.

Изучаемые вопросы:

 

1.Общие сведения о воздухозаборниках.

2.Необходимость регулирования СВЗ.

3.Общая характеристика системы управления СВЗ самолета МиГ-29.

 

 

1.Общие сведения о воздухозаборниках.

 

Входное устройство - это часть газотурбинной силовой установки, включающая в себя воздухозаборник, средства его регулирования и защитные устройства.

Основным элементом входного устройства является воздухозаборник, за которым расположен канал подвода воздуха к двигателю.

Воздухозаборник предназначен для преобразования скоростного напора воздуха в полете в давление на входе в компрессор ТРД с минимальными потерями и устойчиво на всех режимах.

 

К входным устройствам со сверхзвуковыми ВЗ предъявляются следующие требования:

– малые потери полного давления в процессе торможения воздуха, поступающего в двигатель;



– минимальное внешнее сопротивление;

– устойчивая работа при всех условиях полета и режимах работы двигателя;

– равномерность полей скоростей и давления, а также отсутствие пульсации потока на входе в компрессор;

– расход воздуха через входное устройство на всех режимах должен соответствовать потребному расходу воздуха для двигателя;

– надежность работы, простота эксплуатации;

– хорошая защищенность от попадания в двигатель грунта и посторонних предметов на земле.

 

В зависимости от скорости полета, размещения входного устройства на летательном аппарате и формы воздухозаборника они могут быть дозвуковые или сверхзвуковые, лобовые, боковые, подфюзеляжные или подкрыльевые, осесимметричные, плоские, овальные и др.

По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока воздухозаборники подразделяются на воздухозаборники с внешним сжатием (рис. 1.a), со смешанным сжатием (рис. 1.б) и с внутренним сжатием (рис. 1.в).

На дозвуковых и околозвуковых скоростях полета потери полного давления связаны в основном с гидравлическими потерями при течении потока в канале воздухозаборника. На сверхзвуковых скоростях полёта основную долю составляют потери, связанные с торможением потока в скачках уплотнения.

Как известно, торможение сверхзвукового потока до дозвуковой скорости происходит на прямом скачке уплотнения. А потери полного давления при этом в основном зависят от интенсивности этого скачка, т.е. от числа Маха потока перед ним, (М). При числах Мн полёта больше 1.4-1.5 потери полного давления при торможении потока в прямом скачке начинают сильно возрастать. Для уменьшения потерь при больших сверхзвуковых скоростях полёта необходимо тормозить поток в системе скачков, которая организуется на специально спрофилированных поверхностях торможения. Число скачков выбирают тем больше, чем больше расчётное число Мн полёта самолёта.

Воздухозаборники смешанного и внутреннего сжатия не нашли пока широкого применения, вследствие трудностей вывода их на расчетный режим работы в полете.

‡агрузка...

В воздухозаборниках с внешним сжатием торможение потока осуществляется последовательно в скачках уплотнения, расположенных до входа в канал воздухозаборника (рис.2). Скачки уплотнения (два косых и один прямой) индуцируются поверхностью торможения (конусом и клином). На расчетном режиме работы воздухозаборника все скачки фокусируются на переднюю кромку обечайки для обеспечения максимального расхода воздуха через воздухозаборник. Наибольшая площадь потока, который может поступить в канал воздухозаборника Fbx равна площади, ограниченной кромкой обечайки.

 

 

где Fвх = Fн.

При торможении потока в первом и втором косых скачках давление его повышается (рис. 2), а скорость остается сверхзвуковой. Переход к дозвуковому течению происходит на прямом скачке уплотнения (М3<1). Если течение за прямым скачком уплотнения до двигателя оставить дозвуковым, то относительно небольшие возмущения от двигателя (компрессора) будут передаваться на вход воздухозаборника и могут привести к появлению выбитой головной волны и возникновению неустойчивой работы воздухозаборника. Для исключения этого обычно за прямим скачком уплотнения канал воздухозаборника выполняют в форме сопла Лаваля, самое узкое место которого называют горлом воздухозаборника (сечение Г-Г). За горлом образуется сверхзвуковая зона течения. Переход к дозвуковому течению перед компрессором происходит в сложной системе скачков, которые условно заменяют одним эквивалентным замыкающим прямым S-скачком.

В зависимости от положения замыкающего S - скачка различают три режима работы сверхзвукового воздухозаборника. При наличии сверхзвуковой зоны течения за горлом (S-скачок располагается за горлом) режимы работы воздухозаборника называют сверхкритическими.При размещении S-скачка в плоскости горла воздухозаборника режим работы называют критическим,и при перемещении S-скачка на вход воздухозаборника и появлении выбитой головной волны режимы работы называют докритическими.

Нормальная работа воздухозаборника на всех режимах полета и работа двигателя возможна при условии согласования расходов воздуха через систему скачков, горло и двигатель (компрессор).

Эффективность сверхзвукового ВЗ оценивается следующими параметрами:

коэффициент расхода представляет собой отношение действительного расхода воздуха через ВУ к максимально возможному при данном числе Μ полёта:

 

 

коэффициент расхода характеризует пропускную способность системы скачков уплотнения и зависит при L = const только от Мн. На расчётном

режиме работы воздухозаборника φ=1.

коэффициент внешнего (лобового) сопротивления ВЗ:

где Хвх—полное сопротивление воздухозаборника, включая и волновое сопротивление;

ρн - массовая плотность невозмущенного воздуха;

Fbx -его входное сечение;

C1= M - скорость полёта.

 

коэффициент сохранения полного давления:

Где: Рн* и Рв* - давления заторможенного потока воздуха соответственно перед воздухозаборником (в набегающем потоке) и перед входом в двигатель. Чем выше σвх, тем больше при заданном числе Μ полёта степень повышения давления воздуха во входном устройстве πВХ.

степень повышения давления во входном устройстве:

 

 

Хотя величина σΒХ с ростом числа Μ полёта уменьшается, но πВХ увеличивается и при М=2.0-2.5 обычно πВХ =8-12, т.е. на сверхзвуковых скоростях полёта воздух перед поступлением в двигатель претерпевает существенное сжатие от скоростного напора.

Для снижения потерь полного давления воздуха в воздухозаборнике и повышения устойчивости течения газового потока в нём осуществляется управление пограничным слоем. Для этого между боковой поверхностью летательного аппарата и воздухозаборником выполняются щели для слива пограничного слоя, накопившегося на прилегающих поверхностях перед воздухозаборником, а на панелях клина выполняют перфорацию для удаления пограничного слоя, образующегося при обтекании поверхности торможения.

На маневренных самолётах воздухозаборники работают в широком диапазоне нерасчетных режимов. Изменяются число Μ полёта, режим двигателя и направление набегающего потока. Это приводит к изменению газодинамической картины течения воздуха в воздухозаборнике, что влияет на параметры и запас устойчивости воздухозаборника. Последний оценивают коэффициентом ΔКу вх, характеризующим удаление рабочего режима воздухозаборника от границы его устойчивой работы (помпажа).

 


1 | 2 | 3 |


При использовании материала, поставите ссылку на Студалл.Орг (0.014 сек.)