Необходимость регулирования СВЗ

При уменьшении числа Мн полета по сравнению с расчетным углы наклона косых скачков увеличиваются (рис. 3) и они отходят от обечайки, вследствие чего происходит уменьшение расхода воздуха (пропускной способности), поступающего через скачки уплотнения в воздухозаборник (Fh < Fbx). Вследствие уменьшения скоростного напора понижается расход через горло, причем в большей степени, чем снижается расход через систему скачков, что может привести к появлению перед плоскостью входа головной волны. Одновременно с уменьшением Мн полета (при постоянной высоте полета) снижается температура Т_н^* что при заданной постоянной частоте вращения n приводит к увеличению приведенной частоты вращения и повышению приведенного расхода воздуха через компрессор.

Таким образом, при уменьшении числа Мн полета меньше расчетного для согласования расходов через воздухозаборник и двигатель необходимо увеличивать площадь горла и повышать пропускную способность системы скачков на входе в воздухозаборник. Это обеспечивают в регулируемом воздухозаборнике за счет уборки конуса (или панели клина в плоском воздухозаборнике) внутрь воздухозаборника (рис. 3 - пунктирные линии). При этом увеличивается площадь струйки воздуха, поступающего в воздухозаборник (F_h' > F_h, φ' >φ) и одновременно увеличивается площадь горла (Fг'>Fг).

При увеличении числа Мн полета картина течения получается обратной и для согласования расходов воздуха через воздухозаборник и двигатель конус (или панель клина) необходимо выпускать (увеличивается l_k, рис. 2).

Входное устройство необходимо регулировать и при изменении режима работы двигателя. Уменьшение частоты вращениядвигателя (дросселирование двигателя) приводит куменьшению приведенного расхода воздуха (G_пр) через компрессор. Противодавление за S-скачком повышается (рис. 2) и он перемещается к входу воздухозаборника.

При значительном дросселировании двигателя появляется головная волна на входе в воздухозаборник, которая, удаляясь от плоскости входа, разрушает косые скачки, причем в различной степени. Это приводит к неравномерности полного давления по высоте канала воздухозаборника и выбросу воздуха на вход через области пониженного давления в районе обечайки. После этого давление в канале падает, затем происходит наполнение воздухозаборника сжатым воздухом и повторный его выброс. В результате возникают колебания давлений малой частоты (6-12 Гц) и большой амплитуды называемые помпажом воздухозаборника. Внешними признаками помпажа воздухозаборника на самолёте являются хлопки, «бубнение» в канале и воспринимаемые в виде толчков или ударов, т.е. периодические продольные перегрузки, появляющиеся из-за колебания тяги двигателя.

Помпаж воздухозаборника недопустим, так как он обычно вызывает помпаж компрессора и, как следствие, недопустимое повышение Т_г^* или самовыключение двигателя. Возникновению помпажа воздухозаборника способствуют все факторы, приводящие к переполнению воздухом входного канала двигателя.

Этими факторами могут быть:

– прекращение выдвижения клина при разгоне самолёта из-за отказов системы управления воздухозаборником двигателя;

– недозволенно глубокое дросселирование двигателя при больших числах Μ полёта;

– резкое маневрирование самолёта при Μ > 1.5-1.6, приводящее к недопустимому увеличению углов атаки (скольжения).

Предотвращение помпажа воздухозаборника при дросселировании двигателя возможно за счет уменьшения расхода воздуха через воздухозаборник. Для этого необходимо выдвинуть конус (увеличить l_k).Если выдвижения конуса недостаточно для обеспечения необходимого запаса устойчивости по помпажу, то можно перепустить часть воздуха из канала воздухозаборника мимо компрессора, открыв противопомпажные створки (рис. 2а).

Увеличение частоты вращениядвигателя снижает противодавление за S-скачком. Он перемещается в сторону компрессора, скорость сверхзвукового потока перед ним увеличивается (т.к. за горлом расширяющийся канал) и интенсивность S-скачка растет. Взаимодействие скачка с пристеночным пограничным слоем приводит к отрыву пограничного слоя и появлению высокочастотных пульсаций. Этот вид неустойчивой работы называется зудом воздухозаборника. Зуд оказывает неприятное воздействие на лётчика (зудящее ощущение в теле). Пульсация потока при зуде снижает запас устойчивости компрессора. Работа воздухозаборника на этих режимах в эксплуатации не допускается, но зуд менее опасен, чем помпаж.

Для устранения неустойчивой работы в форме зуда необходимо увеличить расход воздуха через воздухозаборник, т.е. убрать конус (уменьшить l_k).

Чтобы не допускать снижения ΔК_{у вх} при полёте с большими углами атаки, применяются специальные конструктивные меры (например, установка горизонтальных перегородок в канале воздухозаборника с вертикальным расположением клина), а также специальное регулирование (например, дополнительное выдвижение клина).

При работе двигателя на земле (на взлете), когда отсутствует скоростной напор, потребный расход воздуха через двигатель больше, чем может обеспечить воздухозаборник. В канале воздухозаборника создается разрежение, а с передней кромки обечайки начинается срыв потока, что приводит к дополнительным потерям и снижению расхода воздуха. Устраняют эти нежелательные явления установкой взлётных (впускных) створок (рис. З.б), которые открываются внутрь канала воздухозаборника под разностью давлений и обеспечивают дополнительный подвод воздуха к компрессору, минуя входной канал воздухозаборника.

Управление воздухозаборником осуществляется автоматической системой УВД. Перемещение клина (конуса) производится автоматически в зависимости от n_пр (или степени повышения давления в компрессоре π_к^*). Это объясняется тем, что влияние параметров М, n, V, Η и Т_н на потребную подачу воздуха в двигатель наиболее полно учитывается величиной Gв.пр, но последняя обычно связана однозначно с n_пр, а также с π_к^*.

Поиск по сайту: