1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое помпаж двигателя газотурбинного двигателя

Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Владельцы патента RU 2387882:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдаются одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета, в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж». Технический результат изобретения — повышение надежности работы двигателя и безопасности ЛА за счет повышения достоверности оценки состояния двигателя и качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Известен способ защиты ГТД от помпажа, реализованный в гидромеханической САУ с электронным сигнализатором помпажа [1]. Способ заключается в том, что по сигналу от сигнализатора помпажа выключают двигатель.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность и невозможность использования на одномоторных летательных аппаратах (ЛА).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ защиты ГТД, реализуемый, например, в электронно-гидромеханических САУ [2].

САУ содержит последовательно соединенные блок датчиков (БД), включающий в себя сигнализатор помпажа, электронный регулятор (ЭР), дозатор топлива (ДТ), клапан останова (КО).

Способ заключается в том, что с помощью сигнализатора помпажа определяют начало помпажа компрессора, включают КО и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД.

Недостатком известного способа является следующее. Сигнализатор помпажа идентифицирует помпаж на основе анализа одного параметра двигателя — давления воздуха за компрессором (Рк). Анализируется относительный уровень пульсации Рк, и, если относительный уровень пульсации превышает наперед заданный порог в течение определенного промежутка времени, формируют сигнал «Помпаж». Вся надежность этого метода «висит» на надежности канала измерения Рк (датчик — линия связи — преобразователь — вычислитель). Известны случаи ложных срабатываний сигнализатора помпажа из-за возникновения в канале измерения Рк отказов типа «переменный контакт» и «параметрический отказ». Такие срабатывания приводят к необоснованным отсечкам подачи топлива в КС ГТД, что снижает надежность работы ГТД и, как следствие, безопасность ЛА.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ в части защиты ГТД от помпажа и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в способе защиты ГТД от помпажа, заключающемся в том, что при возникновении помпажа включают КО и прекращают подачу топлива в КС ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающий максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж».

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные БД 1, ЭР 2, ДТ 3, КО 4, причем ДТ 3 подключен к БД 1, а КО 4 — к ЭР 2.

Устройство работает следующим образом. Электронный регулятор 2 по сигналам датчиков из блока 1 по известным зависимостям (см., например, [2]) формирует управляющее воздействие на ДГ 3, который осуществляет требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя. При нормальной работе ГТД КО 4 выключен.

Одновременно с этим дополнительно электронный регулятор 2 по сигналам датчиков из блока 1 анализирует частоту Nв вращения вентилятора двигателя, температуру Твх и давление Рвх на входе в двигатель. Если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора и давления воздуха на входе в двигатель, а увеличение температуры воздуха на входе в двигатель при этом происходит с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета в 2 — 3 раза, ЭР 2 формирует сигнал «Помпаж».

Это позволяет идентифицировать помпаж компрессора не по одному, а нескольким, в том числе независимым друг от друга, параметрам, что подтверждается фактическими данными из опыта эксплуатации самолета Ту-204 с двигателями ПС-90А. При реальном помпаже двигателя второй силовой установки за 0,5 с до срабатывания сигнализатора помпажа (по провалу Рк) наблюдалось резкое падение Рвх (с 1,01 до 0,96 кгс/см 2 ), раскрутка Nв (с 86 до 93%), рост Твх (с 16 С до 29 С с градиентом 12 С в секунду при норме не более 4 С/с).

По сигналу «Помпаж» ЭР 2 формирует команду на включение КО 4. КО 4 прекращает подачу топлива в КС. Одновременно по команде ЭР 2 ДТ 3 устанавливается в положение, соответствующее расходу топлива на режиме МГ.

После истечении наперед заданного времени, необходимого для ликвидации помпажа (для двигателя ПС-90А это время составляет 0,3 с), ЭР 2 выключает КО 4. Через ДТ 3 в КС начинает поступать расход топлива, соответствующий режиму работы двигателя.

Таким образом, обеспечивается диагностирование помпажа компрессора двигателя по комплексу параметров: температуре и давлению воздуха на входе в двигатель, частоте вращения вентилятора методом анализа динамики изменения параметров, что обеспечивает повышение достоверности оценки состояния двигателя и качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности ГТД и безопасности ЛА.

1. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г.

2. Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1988 г.

Способ защиты газотурбинного двигателя (ГТД) от помпажа, заключающийся в том, что при возникновении помпажа включают клапан останова (КО) и прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) ГТД на наперед заданное время, зависящее от характеристик ГТД, после истечения этого времени выключают КО и возобновляют подачу топлива в КС ГТД, отличающийся тем, что дополнительно для идентификации состояния помпажа компрессора анализируют частоту вращения вентилятора двигателя, температуру и давление на входе в двигатель, если наблюдается одновременный устойчивый рост частоты вращения вентилятора, падение давления воздуха на входе в двигатель и увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с градиентом, превышающим максимально возможный, определяемый тактико-техническими характеристиками самолета, в 2-3 раза, формируют сигнал «Помпаж».

Читать еще:  Аккумулятор запуск двигателя зимой

Известия РАН. Механика жидкости и газа, 2021, № 2, стр. 137-150

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ СКОСА И ЗАКРУТКИ ВХОДНОГО ПОТОКА НА ТЕЧЕНИЕ В РОТОРЕ ТРАНСЗВУКОВОГО КОМПРЕССОРА

М. У. Сохайл a, * , Х. Р. Хамдани b, ** , К. Парвез b, ***

a Dept. Aerospace and Aeronautics, Institute of Space Technology
Islamabad, Pakistan

b Aerospace and Aeronautics, Institute of Space Technology
46000 Islamabad, Pakistan

Поступила в редакцию 17.01.2020
После доработки 17.03.2020
Принята к публикации 21.06.2020

Полные тексты статей выпуска доступны только авторизованным пользователям.

Характеристики и устойчивость работы трансзвукового осевого компрессора с неравномерным потоком на входе представляют собой, особенно в последнее время, важную проблему при проектировании и эксплуатации турбовентиляторных двигателей с малой степенью двухконтурности. Как в военных, так и в гражданских самолетах извилистые каналы создают значительные искажения и закрутку потока на входе в компрессор. Более того, неравномерность входного потока зачастую воздействует на газотурбинные установки самолетов, приводя к возрастным деформациям двигателя. Сильная закрутка и скос входного потока ухудшают аэродинамические характеристики и запас по помпажу и увеличивают нагрузки на лопатки ротора. В настоящей работе исследуется поле течения в зазоре между лопатками и корпусом ротора трансзвукового компрессора турбовентиляторного двигателя с малой степенью двухконтурности при неравномерности потока в окружном направлении. Численное моделирование выполнено при помощи пакета Ansys CFX с использованием одномерной модели средней линии и кода динамического расчета компрессора газотурбинного двигателя Dynamic Turbine Engine Compressor Code (DYNTECC). Для расчета характеристик многоступенчатого компрессора в системе, включающей камеру сгорания турбинного двигателя, применяются различные математические модели. В настоящей работе мы ограничиваемся расчетом течения в одной ступени компрессора с закрученным потоком на входе. Результаты расчетов показывают, что закрутка потока в попутном направлении несколько расширяет диапазон устойчивой работы компрессора, а закрутка во встречном направлении уменьшает его.

Полные тексты статей выпуска доступны только авторизованным пользователям.

Mehdi A. Effect of swirl distortion on gas turbine operability. School of Engineering Power and Propulsion Department, Cranfield Univ., 2014.

Sheoran Y., Bouldin B. Inlet flow angularity descriptors proposed for use with gas turbine engine / Proc. Soc. Automotive Engineer (SAE) Techn. Conf., 2002.

Pazur W., Fottner L. The influence of inlet swirl distortions on the performance of a jet propulsion two-stage axial compressor // J. Turbomachinery. 1991. V. 113. P. 233–240.

Loeper K.M., King P.I. Numerical investigation of geometric effects on performance of S-ducts / IAA 2009-713, 47th AIAA Aerospace Sci. Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, Florida, Januray, 2009.

Davis M., Hale A. A parametric study on the effects of inlet swirl on compression system performance and operability using numerical simulations / GT2007-27033, ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea, and Air, Montreal, Canada, May 2007.

Hale A., O’Brien W. A three-dimensional turbine engine analysis compressor code (TEACC) for steady-state inlet distortion // ASME J. Turbomachinery. 1999. P. 422–430.

Chima R. A three-dimensional unsteady CFD mode of compressor stability // ASME J. Turbomachinery. 2006. P. 1157–1168.

Jin Guo, Jun Hu. A three-dimensional computational model for inlet distortion in fan and compressor // Journal of Power and Energy. 2017.

Strazisar A.J. Laser anemometer measurements in a transonic axial-flow fan rotor // NASA Scientific and Technical Division, Lewis Research Center, Cleveland, Ohio, 1989.

Smith S.L. One-dimensional mean line code technique to calculate stage-by-stage compressor characteristics // University of Tennessee, Knoxville, 1999.

Pinto Nivea R., Afzal A., Vinson L., D’Souza Ansari Z. A review of state of art archives of computational methods in engineering // Computational Fluid Dynamics in Turbomachinery, 2016.

Hu J.F., Zhu X.Ch., OuYang H., Qiang X.Q., Du Zh.H. Performance prediction of transonic axial compressor based on streamline curvature method // J. Mech. Sci. Technology. 2011. V. 12. P. 3037–3045.

Templalexis I., Pilidis P., Pachidis V., Kotsiopoulos P. Development of a 2D compressor streamline curvature code / SME Turbo Expo, Power for Land, Sea and Air, Barcelona, Spain, 2006.

Schwenk C., Lewis G.W., Hartman M.J. A preliminary analysis of the magnitude of shock losses in transonic compressors // NASA Paper, 1957.

Swan W.C. A practical method of predicting transonic compressor performance // J. Eng. Power. 1961. P. 322–330.

Fredrick N.J. Investigation of the effects of inlet swirl on compressor performance and operability using a modified parallel compressor model // The University of Tennessee, Knoxville, 2010.

Aungier R.H. Axial-flow compressor: A strategy for aerodynamic design and analysis / ASME, New York, 2003.

Sohail M.U., Hamdani H.R., Parvez K. CFD analysis of tip clearance effects on the performance of transonic axial compressor // Fluid Dynamics. 2020. V. 55. № 1. P. 133–144.

Sohail M.U., Hassan M., Hamdani H.R., Parvez Kh. Effects of ambient temperature on the performance of turbofan transonic compressor by CFD analysis and artificial neural networks // Engineering, Technology & Applied Science Research. 2019. V. 9. № 5. P. 4640–4648.

Bouldin B., Sheoran Y. Impact of complex swirl patterns on compressoror perforamce and operability using parallel compressor analysis ISABE2007-1140 / 18th International Symposium on Air Breathing Engines, Beijing, China, September 2007.

Davis M., Beale D., Sheoran Y. Integrated test and evaluation techniques as applied to an inlet swirl investigation using the F109 gas turbine engine / GT2008-50074, ASME Turbo Expo 2008: Power for Land, Sea and Air, Berlin, Germany, June 2008.

Помпаж компрессора (compressor surge)

Экологические новости

Мероприятия

Последние сообщения

Контактная информация

РЕДАКЦИЯ
Адрес: 105066, Москва,
Токмаков пер., д. 16, стр. 2
+7 (499) 267-40-10
E-mail: red@ecoindustry.ru

ПРЯМОЙ ТЕЛЕФОН ОТДЕЛА ПОДПИСКИ:
+7 (499) 267-40-10
E-mail: podpiska@vedomost.ru

ОТДЕЛ РЕКЛАМЫ:
+7 (499) 267-40-10
+7 (499) 267-40-15
E-mail: reklama@vedomost.ru

© 2004-2021 Издательский дом «Отраслевые ведомости». Все права защищены
Копирование информации данного сайта допускается только при условии указания ссылки на сайт

Настоящим, в соответствии с Федеральным законом № 152-ФЗ «О персональных данных» от 27.07.2006 года, Вы подтверждаете свое согласие на обработку компанией ООО «Концепция связи XXI век» персональных данных: сбор, систематизацию, накопление, хранение, уточнение (обновление, изменение), использование, передачу в целях продвижения товаров, работ, услуг на рынке путем осуществления прямых контактов с помощью средств связи, продажи продуктов и услуг на Ваше имя, блокирование, обезличивание, уничтожение.

Читать еще:  Гидроцикл своими руками двигатель

Компания ООО «Концепция связи XXI век» гарантирует конфиденциальность получаемой информации. Обработка персональных данных осуществляется в целях эффективного исполнения заказов, договоров и иных обязательств, принятых компанией в качестве обязательных к исполнению.

В случае необходимости предоставления Ваших персональных данных правообладателю, дистрибьютору или реселлеру программного обеспечения в целях регистрации программного обеспечения на Ваше имя, Вы даёте согласие на передачу своих персональных данных.

Компания ООО «Концепция связи XXI век» гарантирует, что правообладатель, дистрибьютор или реселлер программного обеспечения осуществляет защиту персональных данных на условиях, аналогичных изложенным в Политике конфиденциальности персональных данных.

Настоящее согласие распространяется на следующие персональные данные: фамилия, имя и отчество, место работы, должность, адрес электронной почты, почтовый адрес доставки заказов, контактный телефон, платёжные реквизиты. Срок действия согласия является неограниченным. Вы можете в любой момент отозвать настоящее согласие, направив письменное уведомление на адрес: podpiska@vedomost.ru с пометкой «Отзыв согласия на обработку персональных данных».

Обращаем Ваше внимание, что отзыв согласия на обработку персональных данных влечёт за собой удаление Вашей учётной записи с соответствующего Интернет-сайта и/или уничтожение записей, содержащих Ваши персональные данные, в системах обработки персональных данных компании ООО «Концепция связи XXI век», что может сделать невозможным для Вас пользование ее интернет-сервисами.

Давая согласие на обработку персональных данных, Вы гарантируете, что представленная Вами информация является полной, точной и достоверной, а также что при представлении информации не нарушаются действующее законодательство Российской Федерации, законные права и интересы третьих лиц. Вы подтверждаете, что вся предоставленная информация заполнена Вами в отношении себя лично.

Настоящее согласие действует в течение всего периода хранения персональных данных, если иное не предусмотрено законодательством Российской Федерации.

Теория газотурбинных двигателей Текст

Посоветуйте книгу друзьям! Друзьям – скидка 10%, вам – рубли

© В. М. Корнеев, 2019

Создано в интеллектуальной издательской системе Ridero

Входные устройства

Назначение и принцип работы

Входные устройства предназначены для подвода к компрессору двигателя потребного количества воздуха.

Воздухозаборники должны обеспечивать:

а) большие значения коэффициента сохранения полного давления;

б) малое внешнее сопротивление воздухозаборника;

в) равномерность потока на входе в компрессор двигателя;

г) устойчивую работу двигателя на всех режимах полета и работы ГТД.

Повышение давления происходит частично в воздухозаборнике и в компрессоре.

Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока, а поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Поток тормозится, кинетическая энергия его уменьшается, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха.

Увеличение скоростей полета воздушных судов приводит к повышению значения воздухозаборников. При дозвуковых скоростях полета повышение давления от скоростного напора в воздухозаборнике незначительно.

На сверхзвуковых скоростях полета значительно повышается давление воздуха во входном устройстве за счет скоростного напора. Газодинамические процессы в воздухозаборниках стали более значительно влиять на на ее устойчивую работу двигателя.

При увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха значительно возрастает. Так например, при М полета больше 4 степень сжатия воздуха во входном устройстве настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без компрессора.

Воздухозаборники современных самолетов имеют систему регулирования, обеспечивающую согласованную работу воздухозаборника и компрессора двигателя. В результате регулирования воздухозаборников обеспечивается получение максимальной тяги и устойчивая работа в широком диапазоне режимов работы двигателя. На сверхзвуковых скоростях полета задача регулирования состоит в том, чтобы удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок) в оптимальном положении. Это достигается перепуском излишнего воздуха в атмосферу и изменением площади поперечного сечения воздухозаборника. Перепуск лишнего воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных в воздухозаборнике.

При взлете и малых скоростях полета несмотря на полностью раскрытый воздухозаборник воздуха для нормальной работы двигателя не хватает. Чтобы не нарушить нормальной работы двигателя на этих режимах полета дополнительно открываются перепускные створки и воздух, минуя воздухозаборник, напрямую поступает к двигателю. Возможны и другие способы регулирования, например, изменением углов центрального конуса.

Воздухозаборник сверхзвукового воздушного судна состоит из воздухозаборника, перепускных и противопомпажных створок и сложной автоматики.

Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, и других предметов в двигатель во входном устройстве установлены защитные приспособления.

Попадание мелких предметов уменьшает ресурс двигателя, приводит к снижению тяги, увеличению удельного расхода топлива, а в отдельных случаях может вызвать выход двигателя из строя.

Чем больше расход воздуха и чем ближе двигатель расположен к поверхности взлетно-посадочной полосы, тем вероятнее попадание в него посторонних предметов.

Для защиты двигателя в воздухозаборнике устанавливают неубирающиеся или убирающиеся после взлета решетки и сетки. Такие защитные устройства увеличивают массу и лобовое сопротивление двигателя.

Для защиты турбореактивных двигателей от попадания посторонних предметов применяют также воздушную завесу, заключающуюся в том, что отбираемый от двигателя воздух через специальные сопловые аппараты под давлением (в виде струи) отсекает вертикальный поток воздуха, идущий с земли. Эта система отключается при уборке шасси.

Эффективность торможения воздуха в воздухозаборнике авиадвигателя определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными силами трения воздуха о стенки воздухозаборника.

Коэффициент сохранения полного давления входного устройства оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за воздухозаборником (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке перед ним.

Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки воздухозаборника и сопротивления средств перепуска воздуха.

Коэффициент расхода воздуха характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному расходу.

Условием совместной работы входного устройства и компрессора двигателя является согласование их расходов воздуха.

Обеспечение устойчивой работы воздухозаборника является важнейшим требованием, так как связано с надежностью работы двигателя и безопасности полетов.

Пристального внимания требуют вопросы размещения двигателя на летательном аппарате. Это объясняется тем, что входное устройство двигателя интерферирует с планером воздушного судна и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу.

Воздушный поток, возмущенный элементами воздушного судна, может иметь значительную неравномерность перед входом во входное устройство двигателя, особенно при эволюциях самолета. В этом случае выбор места расположения двигателя должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки. Образующиеся при обтекании поверхностей воздушного судна пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника двигателя и оказывать отрицательное влияние на его внутренние процессы.

Читать еще:  Гудит в колонках когда работает двигатель

Дозвуковые входные устройства

Дозвуковые входные устройства большинства двигателей имеют сужающийся профиль проточной части, что обеспечивает равномерное поле скоростей на входе в компрессор и снижает вероятность образования вихрей и отрыва потока от стенок воздухозаборника.

Параметры рабочего процесса в воздухозаборнике определяются состоянием окружающего воздуха, скоростью полета самолета, режимом работы двигателя и геометрическими характеристиками проточной части двигателя.

Дозвуковое входное устройство имеет переднюю часть с плавными очертаниями входной кромки. Плавное очертание входной кромки воздухозаборника необходимо для предотвращения срыва потока и создания равномерного поля скоростей на входе в компрессор двигателя. Дальнейшее движение воздуха по расширяющемуся каналу приводит к уменьшению его скорости и увеличению его давления.

При околозвуковых скоростях полета характеристики дозвуковых входных устройств ухудшаются.

Особенно высокие требования предъявляются к воздухозаборникам двухконтурных двигателей. Это вызвано тем, что при небольшой степени повышения давления в наружном контуре двигателя даже небольшое увеличение потерь во входном устройстве уменьшает тягу и ухудшает экономичность двухконтурного двигателя.

Сверхзвуковые входные устройства

На двигателях современных сверхзвуковых самолетов применяются воздухозаборники, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением), формой поперечного сечения входных устройств, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.

Торможение набегающего потока в воздухозаборниках двигателей сверхзвуковых самолетов осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения воздуха. С этой целью применяются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательных или пересекающихся скачков уплотнения, заканчивающихся обычно прямым скачком.

Сверхзвуковые входные устройства можно разделить на три типа:

– входные устройства внешнего сжатия;

– входные устройства смешанного сжатия;

– входные устройства внутреннего сжатия.

Они различаются местом расположения скачков уплотнения. В первом случае косые скачки уплотнения воздуха располагаются перед плоскостью входа входного устройства. Во втором случае часть скачков уплотнения воздуха располагается вне и часть внутри воздухозаборника. В третьем – все скачки уплотнения находятся внутри воздухозаборника.

Значительное удаление прямого скачка уплотнения от плоскости входа воздухозаборника вызывает помпаж двигателя. При критических режимах работы входного устройства появляются высокочастотные пульсации потока воздуха, получившие название «зуда».

Изменение углов атаки оказывает значительное влияние на характеристики и запас устойчивости сверхзвуковых входных устройств.

Наибольшее влияние изменение углов атаки на сверхзвуковые входные устройства наблюдаются у осесимметричных воздухозаборников.

В результате возникновения окружной неравномерности потока воздуха происходит уменьшение коэффициента расхода воздуха, коэффициента сохранения полного давления воздуха и уменьшается запас устойчивости входного устройства. При этом значительно уменьшается расход воздуха через двигатель и его тяга.

Изменение направления потока воздуха, обтекающего входное устройство, в точности соответствует изменению угла атаки только у лобовых воздухозаборников.

При расположении воздухозаборников двигателя у боковых поверхностей фюзеляжа изменение углов набегающего потока на входное устройство оказывается большим, чем изменение улов атаки воздушного судна из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем самолета.

Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости входного устройства при полете воздушного судна с большими углами атаки применяют выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника.

Помпаж авиадвигателя возможен при сверхзвуковых скоростях полета самолета и на таких режимах, при которых либо мала пропускная способность авиадвигателя, либо чрезмерно велика пропускная способность входного устройства.

Помпаж авиадвигателя проявляется в том, что возникают колебания давления и расхода воздуха по всему газовоздушному тракту двигателя.

Помпаж входного устройства авиадвигателя недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха в воздухозаборнике могут вызвать помпаж компрессора и повышение температуры газа перед турбиной или самовыключение двигателя.

Возникновению помпажа двигателя на самолете способствуют все факторы, приводящие к переполнению воздухом входного устройства двигателя. Для устранения помпажа необходимо уменьшить противодавление за воздухозаборником, что может быть сделано сбросом избытка воздуха из входного устройства через створки перепуска, переводом двигателя на режим с большим расходом воздуха путем увеличения режима работы двигателя, а также снижением пропускной способности входного устройства путем его регулирования. Эффективным средством прекращения помпажа воздухозаборника двигателя является снижение скорости полета самолета.

«Зуд» входных устройств двигателя наблюдается при снижении противодавления за воздухозаборником. Такое явление возникает всякий раз, когда пропускная способность входного устройства оказывается меньшей, чем требуется для двигателя. В результате возникают высокочастотные пульсации потока воздуха с частотой колебаний от десятков до сотен герц и с амплитудой, меньшей, чем при помпаже. Интенсивность пульсаций при «зуде» определяется, в основном, режимом работы двигателя.

Возникающие пульсации давлений воздуха снижают запас устойчивости компрессора. Но «зуд» менее опасен, чем помпаж двигателя, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах.

Задача регулирования сверхзвуковых воздухозаборников состоит в обеспечении согласования работы входного устройства и двигателя.

Программа регулирования сверхзвукового воздухозаборника подбирается под заданные характеристики двигателя. С этой целью вначале определяются потребные значения расхода воздуха режимах работы двигателя. Эти потребные значения параметров воздухозаборника обеспечиваются затем надлежащим его регулированием.

Изменение температуры окружающего воздуха вызывает рассогласование режимов работы входного устройства и двигателя. Снижение температуры приводит к увеличению пропускной способности воздухозаборника.

При увеличении углов атаки основная задача регулирования состоит в обеспечении достаточных запасов устойчивости входного устройства.

Если для осесимметричных входных устройств, выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника, то после полного выдвижения конуса, согласование работы входного устройства и двигателя осуществляется открытием противопомпажных створок.

Регулирование сверхзвуковых входных устройств осуществляется автоматической системой регулирования. Она должна обеспечивать получение необходимой тяги двигателя и гарантировать его устойчивую работу на всех режимах.

Следствием помпажа входного устройства является значительное повышение уровня нестационарности потока перед компрессором двигателя, приводящее к нарушению устойчивой работы компрессора. В отдельных случаях помпаж компрессора может возникать и на режимах «зуда» входного устройства.

Запас газодинамической устойчивости входного устройства по помпажу зависит, с одной стороны, от условий совместной работы воздухозаборника и компрессора, а с другой, – от числа М полета (числа Маха) и угла атаки самолета. Эти факторы учитываются программами регулирования сверхзвуковых воздухозаборников.

Однако сложно обеспечить требуемый диапазон регулируемых параметров для всех возможных сочетаний режимов полета и работы двигателя. Это заставляет вводить ограничения, осуществляемые экипажем или обеспечиваемые с помощью блокировок, вводимых в систему автоматического регулирования.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector