På inngangsinnretningene til gasturbinemotoren…. Luftinntak: frisk luft for motordrift Spørsmål om valg og erstatning av luftinntak

IED-motorer av Tu-160 bombefly.

I dag skal vi snakke om luftinntak. Dette emnet er ganske komplekst (som mange ting innen luftfart). Jeg vil prøve, som alltid, å forenkle mer for en generell bekjent ... La oss se hva som kommer av dette :-) ...

Om hva som skjedde ...

Den fine sommerdagen som begynte i 1988, var ikke annerledes enn mange av de samme ukedagene i den 164. orap (Brzeg, Polen). Det var en flyskift på dagtid. Værspeideren har allerede kommet tilbake, og spredningen av sidene til alle skvadronene har begynt i henhold til de planlagte flytabellene. Etterbrenningen av fly som tok av, begeistret omgivelsene og til og med på hangarparkeringen av TEChs imponerende kraft ble godt kjent.

Jeg fungerte da som leder for motorreguleringsgruppen. Umiddelbart etter den generelle formasjonen, styrtet lederen for TEC til meg og tok meg til side for en samtale. Nyheten var mildt sagt ubehagelig. En av MiG-25-ene i akselerasjonsprosess i supersonisk hastighet kom i en vanskelig situasjon.

Først kjente piloten underlige støt, deretter gikk etterbrenneren til høyre motor ut, og nesten umiddelbart etter at den ble slått av. Lanseringsforsøket mislyktes, piloten sluttet å utføre oppdraget og fortsatte flyet på en motor og vendte tilbake til flyplassen. Jeg landet med suksess, uten problemer, men det var en alvorlig flyulykke.

Vi, motorspesialistene, sammen med AO-spesialistene, etter at flyet ble fraktet til TECh, begynte å lete etter årsaken til hendelsen. Ved en foreløpig undersøkelse ble det funnet at hele etterbrenneren i synligheten til elementene var våt av drivstoff. fordamper ikke så raskt, spesielt typen (ganske tung) som da ble brukt på MiG-25 (T-6).

Fly MiG-25RB.

Dette skjer imidlertid ikke ved vanlig motorstans, fordi det utføres ved å stoppe tilførselen av drivstoff til forbrenningskammeret (gasspjeld ved STOPP), og gjenværende drivstoff fra drivstoffmanifoldene etter at forbrenning og spray er avsluttet, slippes ut i avløpstanken.

Dette betyr at etterbrenneren ble slått av og motoren stoppet sannsynligvis plutselig på grunn av flammeslukkingen i FCC og OKS, og drivstoffet fortsatte å strømme i noen tid og sprayet av dysene til gassen ble satt til "Stopp". Og årsaken til utryddelsen var tilsynelatende problemer med luftstrøm.

Bokstavelig talt umiddelbart etter kontrollens start ble det avdekket en feil i riktig luftinntakskontrollsystem . Som et resultat, under akselerasjon med tilstrekkelig høy supersonisk hastighet, innløpsstrøm, som forårsaket utryddelse av både forbrenningskamre (OKS og FKS), og som et resultat stoppet motoren.

En ganske lang beskrivelse av omstendighetene rundt flyulykken var nødvendig fordi årsaken er direkte relatert til temaet i dagens artikkel. I dette tilfellet luftinntak Er ikke bare et rør som lar luft passere gjennom. Dette er et seriøst, fungerende element. kraftverk et fly med turbojetmotor (D, F), hvis opprettelse må overholde et helt sett med regler og forskrifter. Uten dem er korrekt drift og til slutt effektiv og sikker drift av hele fremdriftssystemet umulig. Feil drift av luftinntaket (VZ) til en turbojetmotor kan føre til alvorlige og jevne, i spesielle tilfeller, alvorlige flyulykker.

————————

Selve navnet gir imidlertid ingen hint om denne poengsummen. Ord "Luftinntak" betyr en spesiell konstruksjonsenhet, som bruker et høyhastighets trykk, "tar luft" fra atmosfæren og leverer den til bestemte enheter luftfartøy... Forresten, ikke bare fly, men også for eksempel forskjellige, spesielt høyhastighets, biler.

Hensikten med luftinntaket kan være annerledes. I utgangspunktet kan de deles inn i to grupper som skiller seg betydelig fra hverandre.

Den første. Utenbordsluft i rask bevegelse kjøretøy (hovedsakelig på et fly), er det praktisk å avkjøle visse enheter, enheter, enheter og deres strukturelle deler eller tekniske spesielle væsker (arbeidsorganer) som brukes til funksjonen til systemer som varmes opp under drift. Av effektiviseringshensyn er slike systemer og samlinger for det meste plassert inne i (og til og med dypt inni) flyets struktur.

For å tilføre luft til dem, er det spesielle luftinntak, kombinert, om nødvendig, med luftkanaler som danner og leder en luftstrøm til ønsket sted. I dette tilfellet kan kjølevinner, spesielle radiatorer, både luft og væske, eller bare deler og hus av enheter blåses for kjøling.

Det er nok av slike strukturelle enheter på hvert fly. Og generelt representerer de ikke noe spesielt komplisert. Selvfølgelig må alle luftkanaler være ordentlig profilert, hovedsakelig for å opprettholde et minimum av luftmengde og gi nok luft til å blåse.

Luftinntak for kjøleutstyr på Su-24MR-flyet.

Feil drift av et slikt luftinntak fører imidlertid vanligvis ikke til umiddelbar forstyrrelse av driften av de blåste flyenhetene og dessuten for alvorlige eller fatale konsekvenser for flyet.

Som et eksempel kan vi sitere luftinntaket for kjøling av enhetene til Su-24M-flyet.

Sekund.Men dårlig utførte EO-er som tilhører den andre gruppen, kan godt bli årsaken. den luftinntak luftstrålemotorer. Luften som de passerer gjennom seg selv, tilføres inngangen til disse motorene og fungerer som en arbeidsvæske for dem (blir videre til gass).

Parameterne og mengden innkommende luft, kvaliteten og tilstanden til luftstrømmen bestemmer motorens egenskaper og effektivitet (inkludert trykk og spesifikt forbruk drivstoff), og dermed til slutt hele flyet. Tross alt er motoren, som du vet, dens hjerte. Tilstanden til dette hjertet bestemmes i stor grad av riktig drift av kraftverkets viktigste enhet - luftinntaket, som ellers (og fortjent) kalles inngangsenhet gassturbinemotor (VU GTE).

——————————————

Betydning riktig arbeid luftinntaket avhenger direkte av flyhastigheten. Jo høyere hastighetsegenskaper flyet har, desto mer kompleks design av luftinntaket til turbojetmotoren og jo høyere krav til det.

Når motoren går under startforhold, kommer luft inn i luftinntaket, hovedsakelig på grunn av vakuumet som skapes av GTE-kompressoren ved innløpet. I dette tilfellet er luftopptakets hovedoppgave å lede luftstrømmen inn med minst mulig tap.

Og med en økning i hastighet, når du flyr med høye subsoniske og spesielt supersoniske hastigheter, blir to til i dette problemet, og begge er de viktigste. Det er nødvendig å redusere strømningshastigheten til subsonisk, og samtidig effektivtbruk høyhastighetshodet for å øke det statiske lufttrykket før du går inn i motoren.

Akkurat dette ved hjelp av består i å konvertere den kinetiske energien til den innfallende strømmen (hastighetshode) under retardasjonen til den potensielle energien til lufttrykk. På en ganske forenklet måte kan dette sies som følger.

Siden det totale flytrykket (i henhold til Bernoullis lov) er en konstant verdi og er lik summen av statiske og dynamiske trykk (vi kan ignorere vekttrykket i vårt tilfelle), da med et fall i dynamisk trykk øker det statiske trykket. Det vil si at den reduserte strømmen har et høyere statisk trykk, som er grunnlaget for arbeidet luftinntak.

Det vil si at luftinntaket egentlig fungerer som en kompressor. Og jo høyere hastighet, jo mer imponerende er dette arbeidet. Ved hastigheter på 2, -2,5M kan graden av trykkøkning i luftinntaket være 8-12 enheter. Og ved høye supersoniske (og hypersoniske) hastigheter er luftinntaket så effektivt at det praktisk talt ikke er behov for en kompressor. Det er til og med noe som heter “ kompressordegenerasjon"Ved høy supersonisk lyd. Dette er den samme prosessen når turbojetmotoren gradvis blir til en ramjet VRM.

Det skal bemerkes at i ekte luftinntak med en slik dynamisk kompresjon, blir ikke all kinetisk energi i strømmen brukt til å øke trykket. Det er uunngåelig tap (såkalte totale trykktap), som avhenger av mange faktorer og er forskjellige for forskjellige luftinntak.

Typer moderne inngangsenheter.

I forhold til hastigheten (maksimum) på flyet de brukes på, kan luftinntaket være subsonisk, transonic og supersonisk.

Subsonic ...

For tiden er dette ofte inngangsenhetene til turbojetmotoren i stor bypass-grad. De er typiske for moderne subsoniske passasjer- eller transportfly. Slike motorer er vanligvis plassert i separate motorbåter, og deres luftinntak er ganske enkle i design, men ikke så enkle når det gjelder kravene til dem og følgelig utførelsen.

De beregnes som regel for cruisehastigheter på omtrent 0,75 ... 0,85M. De skal ha en relativt lav masse, forutsatt at den nødvendige luftstrømmen er sikret. Et veldig viktig krav for dem er å sikre lave energitap i luftstrømmen (interne tap), som de sender til motoren gjennom sin kanal, samt tap for å overvinne ekstern motstand (eksterne tap).

Flytskjema og endringer i strømningsparametere i en subsonisk gasturbinemotor.

Dette sikres ved riktig profilering av den indre kanalen og ytre konturer, noe som reduserer luftmotstand og forbedrer flyt. I tillegg har framkantene av innløpet oftest en ganske tykk profil som tar form i kanalens langsgående (meridian) del.

Dette gjør det mulig å sikre uavbrutt strømning rundt overflaten, noe som minimerer tap og i tillegg manifesteres en annen nyttig effekt. Når det flyter rundt en tykk forkant, oppstår en aerodynamisk kraft som ligner på en heis.

Og den horisontale projeksjonen er rettet langs flyet og er et slags tillegg til skyvekraften. Denne kraften kalles "sug", og den kompenserer veldig merkbart den ytre motstanden til luftinntaket.

Flyt rundt det subsoniske luftinntaket. Sugekraft handling.

Transformasjonen av dynamisk trykk til statisk trykk i denne typen luftinntak er som følger. Kanalens utforming beregnes slik at strømningshastigheten i innløpsdelen er mindre enn flyhastigheten. Som et resultat har strømmen før inn i luftinntaket form av en diffusor ("divergerer" til sidene), som uunngåelig medfører retardasjon og økt trykk (den nevnte Bernoulli-loven).

Det vil si at kompresjonen fra høyhastighetshodet hovedsakelig skjer selv før du kommer inn i luftinntaket (den såkalte eksterne kompresjonen). Så fortsetter den i den første delen av kanalen, som også er profilert i form av en diffusor. Og foran den har kanalen som oftest en liten forvirringsdel (det vil si en innsnevring). Dette gjøres for å justere strømnings- og hastighetsfeltet.

Subsonic luftinntak med sminkeklaffer og avfaset innløpsplan.

Inngangsfly luftinntak ofte skrå. Dette er for å sikre effektiv drift av luftinntaket (og motoren) i høye angrepsvinkler når inntaket er tildekket av undersiden av nacellehuset.

Under konstruksjon inngangsenhet av denne typen, for noen motorer såkalte. Når motoren kjører ved høyere hastigheter ved startforhold (det vil si at høyhastighetshodet er fraværende eller lite nok), er det ikke alltid mulig å gi den nødvendige luftstrømmen.

Det er praktisk talt ingen foreløpig ekstern komprimering i slike moduser, og inntaksseksjonen til luftinntaket kan rett og slett ikke passere all nødvendig luft, siden dimensjonene ikke tillater det.

Aircraft Yak-38. Startmodus - sminkeklaffer er åpne.

Klaff av ekstra luftmakeup under startforhold (taxiing). Tu-154B-1 fly, NK-8-2U motor).

Derfor kan ekstra vinduer utføres på luftinntaksskallet, som åpnes i ønsket modus (vanligvis på grunn av vakuum i luftinntakskanalen) og lukkes etter akselerasjon. Et eksempel er Tu-154B-1-flyet. Videoen viser tydelig åpningen av sminkeklaffene på venstre motor.

Transonic.

Slik inngangsenheter radikal generelt er det liten strukturell forskjell fra subsoniske. Imidlertid er strømningsforholdene deres allerede strengere fordi de brukes i kraftverk av fly med maksimale flyhastigheter på opptil 1,6 ... 1,7M. Opp til disse hastighetene fører bruken av et luftinntak med en konstant geometri av strømningsbanen ennå ikke til en stor økning i tap på grunn av dynamisk kompresjon.

Slike innløp har skarpere kanter sammenlignet med subsoniske innløp for å redusere bølgestrømmen, som, som kjent, manifesterer seg i transoniske og supersoniske strømningsområder. For å redusere tap på grunn av stalling når det strømmer rundt skarpe kanter og for å sikre luftstrøm ved lave hastigheter og under startforhold, kan ekstra sminkevinduer også brukes ved disse luftinntakene.

Subsonic og transonic luftinntak. Direkte sjokkposisjon.

Før et slikt luftinntak, når du flyr i supersonisk lyd, rett støt (Jeg skrev om dannelsen av sjokkbølger). For skarpe kanter er den festet. Når du passerer gjennom den, øker trykket i strømmen (ekstern komprimering). Ytterligere trykkøkning oppstår i diffusortypen.

For å redusere strømningshastigheten foran sjokket inngangsenhet med fordel plassert i den såkalte sone med langsom flyt, som dannes når strømmen rundt strukturelementene ligger foran luftinntaket (tilstøtende luftinntak - om dem nedenfor).

Su-24M transonic luftinntak. Planet til PS-utladningsenheten og perforeringen av PS-sugingen er synlige.

Disse er for eksempel side (Su-24M, F-5)) eller ventrale inngangsenheter (F-16). Strukturelt blir de vanligvis flyttet vekk fra skroget med dannelsen av en slags spaltet kanal 50-100 mm bred. Det er nødvendig slik at grenselaget som vokser på den fremoverliggende overflaten av skroget, ikke faller inn i luftinntakskanalen og ikke forstyrrer strømningsuniformen og øker tapene. Det ser ut til å "smelte sammen" lenger inn i strømmen.

Su-24M bombefly under drosing. Sminkeklaffene er åpne.

Ventral transonic luftinntak av F-16-flyet.

En enhet for drenering av grenselaget ved luftinntaket til F-4 "Fantom" -flyet.

Supersonisk.

De største vanskelighetene begynner for inngangsenheter når du bruker høyere maksimale flyhastigheter - 2.0 ... 3.0M og mer. Med slike hastigheter, transonic luftinntak kan ikke brukes på grunn av den store økningen i intensiteten til direkte festet støt, og følgelig økningen i totale trykktap, noe som påvirker motorparametrene (spesielt trykk) negativt.

Høy kompresjonseffektivitet oppnås her ved bruk av supersoniske inngangsenheter (IED). De er mer komplekse i design og brukes til å øke trykket støtsystem.

For å kontrollere prosessen med retardasjon av strømmen (og derfor for å øke trykket i den) i slike inngangsenheter, den såkalte bremseflate med en bestemt profil. Denne overflaten, når den samhandler med en supersonisk strømning (høyhastighets trykk), skaper forhold for dannelse av sjokkbølger.

Som regel er det flere av dem, det vil si et system med hopp opprettes, som inkluderer to, tre (eller til og med fire) skrå og ett direkte hopp (den såkalte hodebølgen), som er en lukkende. Ved passering av skrå støt er reduksjonen i hastighet og totalt trykktap mindre enn ved passering av rette linjer, endringen i parametere er mindre brå, og det endelige statiske trykket er høyere på grunn av lavere tap.

Generelt, jo mer skrå bølger, desto lavere trykktap i strømmen. Antallet deres er imidlertid diktert av utformingen av luftinntaket, designet for visse maksimale hastigheter.

Gjennom et slikt system reduserer strømmen hastigheten til omtrent 1,5 ... 1,7M, det vil si til nivået av transonic luftinntak. Etter det kan den passere gjennom et direkte hopp med relativt små tap, det er det som skjer, og strømmen blir subsonisk, får en viss trykkverdi, og passerer deretter gjennom en innsnevringskanal til sin minste del, kalt "halsen".

Bremseflaten kan ha forskjellige former, men ofte er den laget i form av en kil eller en kjegle (avhengig av formen på luftinntaket). En kil (kjegle) har vanligvis flere flater (eller trinn) som er ledd med hverandre. Ved leddene (hjørnene) og skrå støtbølger dannes.

Hellingen deres avhenger av antall M av fly og hellingsvinklene til de enkelte trinnene. Disse vinklene er valgt for å skape strømningsforholdene som er nærmest de optimale i designmodus.

Avhengig av plasseringen av bremseflaten i forhold til luftinntakslegemet (skallet), så vel som dens konfigurasjon, kan støtbølgene plasseres på forskjellige måter i forhold til inngangsplanet i luftinntak.

Typer VCA: a) ekstern komprimering: b) blandet kompresjon: c) intern kompresjon.

Dette bestemmer i sin tur typen bremseprosess og følgelig typen supersonisk inngangsenhet. Første type– VCA med ekstern komprimering... Han har alle skrå hopp plassert foran flyet til inngangen til luftinntaket (det vil si utenfor), og halsen ligger i umiddelbar nærhet til den.

Andre type – Blandet komprimering VCA... Her er en del av de skrå hoppene plassert utenfor, opp til inngangsplanet, og en del inni, det vil si bak det. Halsen skyves lenger fra forkanten, og kanalen fra inngangen til halsen blir smalere.

Tredje type– Intern kompresjon IED... I den er alle sjokkbølgene plassert inne i luftkanalen bak innløpsplanet.

I praksis brukes hovedsakelig VCA med ekstern komprimering. Bruken av de to andre typene, teoretisk mer effektiv for komprimering av strømningen ved høye supersoniske hastigheter, støter i praksis på ulike tekniske vanskeligheter.

Det er også en inndeling av luftinntak i typer i henhold til designfunksjoner:

I henhold til formen på innløpsdelen.

Dette er den såkalte flate og romlige (oftere aksesymmetriske).

Flat luftinntak (noen ganger er de bokseformede eller spadeformede) har en innløpsdel \u200b\u200bi form av et rektangel, noen ganger med fileter i hjørnepunktene. Selve kanalen fra den rektangulære inngangen endrer gradvis tverrsnittet til en rund foran motorinngangen.

Kontrollert luftinntak fra en tidlig serie Su-24. Hengslet til det vertikale panelet er synlig. Perforering for suging av grenselaget er også synlig.

Bremseflaten til det flate luftinntaket er laget i form av en kil med en spesiell profil. Hvis luftinntaket er kontrollerbart (mer om dette nedenfor), har bare en flat gode muligheter for dette, bestående av muligheten for en tilstrekkelig stor endring i geometrien, noe som gjør det mulig å skape et system med sjokkbølger med forskjellige intensiteter.

Ha aksjesymmetrisk luftinntak for å lage et slikt system brukes en kjegle, også profilert på en spesiell måte (trappet). Inntaksseksjonen til et slikt luftinntak er sirkulært. Kjeglen er det sentrale legemet i den første delen av den indre kanalen, så har kanalen også et sirkulært tverrsnitt.

Aksymmetrisk luftinntak foran med en konisk justerbar bremseflate på MiG-21-93-flyet

Det er også såkalte sektor luftinntak, hvor inntaksseksjonen er en del (sektor) av en sirkel. Og deres bremseflate er også en del (sektor) av kjeglen. De er vanligvis plassert på sidene av skroget på sideprinsippet (mer om det nedenfor) og konkurrerer med dem når det gjelder å redusere totale trykktap. Et eksempel på slike konstruksjoner er luftinntak Mirage-serie fly, bombefly F-111, Tu-128 interceptor, eksperimentell MiG-23PD.

Aircraft Mirage 2000-5 med tradisjonelle IED-er.

For moderne fly (femte generasjon) er romlige luftinntak designet med forskjellige former av innløpsdelen (for eksempel T-50; F-22 - parallellogram) med den såkalte romlig kompresjon... Her er ikke bare bremseflatene, men også spesialprofilerte skallkanter involvert i etableringen av et helt kompleks av støtbølger.

Tu-128-fly med sektor-IED (museum).

Etter plassering på skroget.

Disse er frontale og tilstøtende. Front-VZ-er er installert enten i frontkroppen eller i separate motorraceller. Dermed jobber de i en uforstyrret luftstrøm. De er oftest aksesymmetriske i form.

Fighter MiG-15 med et typisk frontalt subsonisk luftinntak.

Det tilstøtende luftinntaket ligger (ved siden av) nær hvilken som helst del av flyets overflate. Som et resultat er luftstrømmen som kommer inn i dem allerede hemmet på grunn av strømmen rundt den foran flyelementene som er plassert. Dette betyr at størrelsen på det nødvendige trykkøkningsforholdet reduseres, noe som gjør det mulig å forenkle innløpskonstruksjonen.

Imidlertid må man i dette tilfellet håndtere det voksende grenselaget som har en tendens til å komme inn i luftinntaket fra de samme elementene som er plassert foran (oftest fra skroget). Vanligvis blir grenselaget bare "drenert" gjennom en kanal som dannes når luftinntaket er plassert i en viss avstand fra flykonstruksjonen (50 ... 100 mm - allerede nevnt ovenfor).

En enhet for drenering av grenselaget til Eurofighter Typhoon fighter.

Likevel dannes en viss grad av ujevnheter i strømmen ved kanalinnløpet. Og det kan ikke alltid korrigeres effektivt på grunn av luftkanalens ganske korte lengde (i henhold til forholdene til flyoppsettet).

Ved siden av luftinntak er laterale, ventrale og underwing. Bremseflaten er nesten alltid i form av en trinnkile (vannrett eller loddrett). Unntaket er de ovennevnte sektorinntakene, for hvilke kjeglesektoren fungerer som bremseflate (Mirage-fly).

Fighter MiG-31 under drosing. Tilstøtende luftveier. Åpne skallklaffer er synlige.

Noen funksjoner i VCA med ekstern komprimering.

IED beregnes for visse flynummer M, vanligvis nær maksimum. Basert på dette velges designparametere for designmodus. Dette er områdene ved inngangen, halsen og utgangen, vinklene til bremseflatepanelene (konusflater), plasseringen av bruddene til disse panelene, vinklene på skallet (spesielt "underkuttvinkelen").

Underkuttningsvinkel i luftinntaket foran. 1,2 - bremseflate, 3 - skallkant, 4 - VZ karosseri.

For designmodus er det to diagrammer av skrå støtbølger. I det første tilfellet er skrå støtbølger fokusert på forkanten av skallet. Direktehoppet (hodebølgen) ligger i kanalen bak halsen. Strømmen er organisert på en slik måte at den kommer inn i kanalen med supersonisk hastighet og kan bli subsonisk først etter å ha passert gjennom dette hoppet.

Ulempen med denne ordningen med inngangsenheter er samspillet mellom et slikt direkte støt og grenselaget nær kanalveggene. Dette fører til lagsseparasjon og trykkpulsasjoner, som et resultat av at strømmen ved utløpet kan være utilstrekkelig jevn og stasjonær. Imidlertid har denne typen luftinntak imidlertid lavere ytre motstand sammenlignet med den andre typen.

I det andre skjemaet utvides det direkte sjokket (hodebølgen) foran inngangen til luftinntaket, delvis i den interne strømmen (foran kanalen), delvis i den ytre, og har forskjellige intensiteter langs lengden. Før du går inn i den indre kanalen, er det nesten et rett hopp, som bare forgrenes nær stagnasjonsflaten og blir λ-formet. I den ytre strømmen bøyes den til siden mot flyet, og blir til en skråstilling.

IED med defokusering av skrå hopp (andre ordning). Vist er PS avløpssliss, perforering for suging, samt prinsippet om spredning av motstandsdannelse.

For å forhindre at hodebølgen ødelegger systemet for skrå hopp i umiddelbar nærhet av inngangen til luftinntakdisse hoppene er litt forskjøvet og litt defokusert i forhold til forkanten på skallet (på grunn av valget av vinklene til panelene (β) på bremseflaten), det vil si med andre ord, alle (tre) konvergerer ikke på ett punkt av denne kanten, men fortsetter videre inn i ekstern strøm.

I beregningene kan imidlertid en slik ordning med tilstrekkelig grad av nøyaktighet erstattes av en forenklet, når det antas at systemet med skrå hopp er fokusert på forkanten og lukkes av et rett hopp, også plassert rett ved kanten av skallet.

IED med hopp fokusert på skallet (første diagram). β - vinklene på de justerbare panelene.

Dette skiftet og defokuseringen har blitt årsaken til den hyppigste bruken i praksis av den andre typen inngangsenheter. Faktum er at et slikt arrangement av sjokkene reduserer muligheten for ødeleggelse av hodebølgen betydelig, som kan bevege seg under drift til innløpet og utløpet langs kanalen når luftinntaket fungerer i forskjellige moduser uten design.

Det vil si at stabiliteten til luftinntaket, og dermed motoren som helhet, øker. I dette tilfellet imidlertid motstanden inngangsenhet den andre typen er større. Dette skyldes utseendet til den såkalte spre motstand, som er fraværende for den første typen.

Litt om å spre motstand.

I luftinntak av den første typen, strømmer inn umiddelbart med supersonisk hastighet (som nevnt ovenfor). Og i den andre typen, hvor hodebølgen ligger praktisk talt ved inngangen til luftinntaket, kommer strømmen inn i kanalen som allerede er subsonisk. På grunn av plasseringen av de skrå støtene, dannes strømmen ved innløpet, som passerer langs stagnasjonsflaten, på en slik måte at dens ytre lag spres ut på sidene uten å komme inn i luftinntakskanalen.

Det vil si at det faktiske inngangspartiet blir mindre konstruktivt (i figuren ovenfor, FH< Fвх ) поэтому и действительный расход воздуха через luftinntakblir også mindre. Det vil si at en del av luften bremset opp, som allerede har gått gjennom skrå hopp, noe som betyr at trykket der energien ble brukt (motoren til slutt) ikke kommer inn i selve motoren og ikke deltar i frembringelsen av skyvet.

Det er til og med en slik parameter for egenskapene til driften av luftinntaket, som luftstrømningshastighet, lik forholdet mellom faktisk strømningshastighet og maksimalt mulig. Hvis denne koeffisienten er mindre enn en, er det en spredning av strømmen ved innløpet, som er årsaken til spre motstand.

Generelt sett vurderes det også, for å si luftinntaket, i tillegg til spredemotstanden, også andre typer ekstern aerodynamisk motstand, som må reduseres. Dette er viktig fordi den såkalte eksterne motstanden til inngangsenheten er en kraft rettet mot flyet, noe som betyr at den reduserer den effektive kraften til hele kraftverket, som faktisk inkluderer luftinntaket.

I tillegg til den nevnte spredemotstanden inkluderer også den ytre motstanden til luftinntaket skallmotstand og forskjellige bypass-klaffer (hvis noen) - dette er de såkalte overtrykk-kreftene, samt friksjonskrefter i strømmen.

Ytterligere tap under gjennomstrømning i kanalen er forbundet med gassens viskositet, så vel som med konfigurasjonen av selve kanalen. Den skadelige effekten uttrykkes i en økning i tykkelsen på grenselaget og en økning i sannsynligheten for strømningsseparasjon på grunn av en ganske kompleks form på stagnasjonsflaten.

Kanalformen og halsområdet er justert til målet. redusere skadelige effekter. Strømmen gjør en ganske skarp sving når den kommer inn i den indre kanalen. For å unngå separasjon av strømmen, blir selve kanalen først konvergerende (innsnevring), og etter å ha dreid er den diffusor (utvidet).

Strømmen (subsonic) når den høyeste hastigheten i halsen. Fra synspunkt av undertrykkelse av rive blir den mest fordelaktige hastigheten i halsen. Hvis strømningshastigheten i halsen er lik lydhastigheten, kalles halsen optimal.

Den skadelige effekten av viskositet (grenselag) overvinnes ved hjelp av forskjellige tekniske enheter. Disse inkluderer: bruk av perforeringer i områder av bremseflaten for suging av grenselaget eller spesial spalter nær halsen for å tømme den... Disse teknikkene gjør det mulig å redusere størrelsen på de nye separasjonssonene, og derved regulere strømmen ved utløpet fra luftinntaket.

For å aktivere grenselaget brukes også spesielle turbulatorer som er installert bak halsen. De lager små virvler som hjelper til med å blande grenselaget med hovedstrømmen og derved akselerere prosessen med å utjevne strømningshastighetsfeltet i kanalen.

———————

Når vi går tilbake til de ovennevnte to typene VCA med ekstern komprimering, kan vi si at til tross for større ytre motstand og lavere reell gjennomstrømning (strømningskoeffisienten er mindre enn en) i designmodus, luftinntak med defokuserte skrå hopp er generelt mer å foretrekke å bruke enn luftinntaket i den første ordningen.

Dette skyldes at defokusering lar deg øke betydelig lager av bærekraftig arbeid luftinntak, noe som er viktig nok for sikker drift i forskjellige driftsmåter, selv med en liten reduksjon i effektiviteten.

Under flyvning endres hastighet, høyde, temperatur og lufttetthet og selvfølgelig driftsmodusen til selve motoren som luftinntaket tilfører luft til. Noen ganger trengs denne luften mye, noen ganger ikke nok, og dette (med konstant flyhastighet) vil absolutt påvirke endringen i driftsmodus inngangsenhet.

Med et konstant flynummer M (for eksempel lik den beregnede) og en endring i motorens driftsmodus, kan man skille mellom tre typer driftsmodi for luftinntak.

Den første modusen er superkritisk ... I dette tilfellet finner en supersonisk flyt sone sted bak halsen. Når du bytter til høyere modus, stiger motoren og trenger mye luft. Det er tydelig at det tar intensivt luft fra luftinntaket. I dette tilfellet avtar mottrykket, som alltid eksisterer i stasjonær modus på slutten av luftinntakskanalen (stillestående luft med allerede økt trykk, klar til å komme inn).

Flytskjema og endringer i parametere i VCA. Superkritisk modus. Sminke og bypass-klaffer vist.

Som et resultat skifter hodebølgen noe mot inngangen (langs strømmen), og selve strømmen i kanalen akselererer, og når den passerer gjennom halsen, blir den supersonisk med ytterligere akselerasjon i den ekspanderende kanalen. Det er en prosess i prinsippet lik prosessen i.

Siden mottrykket ved enden av kanalen (foran GTE-kompressoren) forblir, selv om det fortsatt er redusert, dannes det imidlertid et støt (S) i en viss avstand bak halsen, hvor strømmen blir subsonisk. Dette hoppet kan ha en annen posisjon og intensitet avhengig av driftsmodus for motoren, noe som betyr at det trenger luft.

Andre modus. Når motoren strupes og følgelig den nødvendige mengden luft synker, øker mottrykket ved enden av inntakskanalen og forskyver hoppet S mot halsen (oppstrøms). Hvis halsen er optimal (nevnt ovenfor), forsvinner hoppet når du beveger deg inn i det. Denne driftsmåten til luftinntaket kalles kritisk.

Den tredje modusen er underkritisk . Denne modusen er mulig med ytterligere struping av motoren. Nå blir strømmen subsonisk langs nesten hele lengden av luftinntakskanalen. Dette betyr at mottrykket fra enden av kanalen strekker seg over hele lengden. Konsekvensen kan være en forskyvning av hodebølgen mot strømmen nærmere skrå hopp (noen ganger sier de at bølgen er slått frem - "slått ut bølge").

I dette tilfellet, på grunn av en generell reduksjon i strømningshastigheten, faller friksjonstap, noe som i seg selv. sikker. OK. Men det er også "dårlig", hvis skadelige effekt kan være betydelig. Den utslåtte hodebølgen kan forskyves mot strømmen at den begynner å ødelegge det skrå støtsystemet. Resultatet kan være en økning i tap, en reduksjon i effektivitet og, viktigst av alt, en reduksjon i stabiliteten til luftinntaket, noe som kan resultere i et så ubehagelig fenomen som innløpsstrøm.

Ustabile driftsmodi for supersonisk inngangsenhet.

1. Overspenning.

Begrepet "overspenning" har man allerede oppdaget da vi ble kjent med GTE-kompressorene. Selve ordet kommer fra fransk pompage - "pumpe" eller "pumpe". Derfor gjelder det ikke bare flykompressorer og pumper. Det betyr fenomenet ustabilitet, ikke-stasjonær strømning (gass eller væske), ledsaget av lavfrekvente svingninger i parametere, spesielt trykk og strømningshastighet (luft for oss).

Definisjonen av bølge er hovedsakelig brukt på vingemaskiner. Spesielt en slik maskin er en turbojet aksial kompressor. Luftinntakselvfølgelig hører det ikke til denne typen mekanismer, men det er faktisk en kompressor og er fundamentalt underlagt et slikt fenomen som bølge.

Mekanismen for forekomst.

Forhold for forekomst av bølge i luftinntaket kan bare vises ved tilstrekkelig supersonisk lyd (M\u003e 1,4 ... 1,5). I dette tilfellet skal driftsmodusen være subkritisk når luftinntakskanalen er overfylt med overflødig luft, som motoren ikke klarer å passere, vanligvis på grunn av en kraftig struping (hastighetsreduksjon).

Dette overløpet øker mottrykket fra utløpssiden av luftinntaket til inntaket. På grunn av dette blir hodebølgen presset ut (slått ut) mot strømmen og begynner å ødelegge de skrå hoppene, først deres del nærmest inngangen til luftinntaket.

Som et resultat vises lag med lavere totaltrykk i luftstrømmen. Dette er de lagene som ikke passerte gjennom sjokkene (på grunn av ødeleggelse, vanligvis er dette de ytre lagene) og de som berører stagnasjonsflaten (på grunn av tap i grenselaget nær veggen - vanligvis er dette de indre lagene). De såkalte svekkede sonene oppnås (i figur I, II, III).

Et bilde av forekomsten av en IED-bølge. - b). Ødeleggelse av et system med skrå hopp slått ut av en bølge - a).

Og nå, gjennom disse sonene med ytterligere struping av motoren, bryter det økte mottrykket ut fra luftinntakskanalen. Det vil si at trykkluft slippes ut i atmosfæren, eller mer presist, den slippes ut intensivt. Samtidig skyver den hodebølgen ut ytterligere, noe som allerede ødelegger systemet for skrå hopp.

Denne stillingen forblir til trykket i luftinntakskanalen blir lavere enn innløpstrykket (på grunn av frigjøring av trykkluft gjennom de svekkede sonene). Så begynner luft å bevege seg i motsatt retning - inn i kanalen. Bevegelsen er så rask at IED går i superkritisk modus. I dette tilfellet vises et hopp S i rommet bak halsen.

Når luftinntakskanalen fylles med luft, dukker det opp og vokser mottrykk, som forskyver dette hoppet til halsen og systemet overgår til den subkritiske modusen. Dette skaper igjen de første betingelsene for å gjenta bølgesyklusen, og alt begynner på nytt. Det vil si at det er svingninger i strømningshastigheten og lufttrykket i det supersoniske luftinntaket.

Disse vibrasjonene er lavfrekvente, vanligvis fra 5 til 15 Hz. Videre har de en tilstrekkelig stor amplitude og er veldig følsomme for flyet og mannskapet. De vises i form av støt på grunn av svingninger i motorkraft (endring i strømning), så vel som spretter og risting av konstruksjonen, spesielt i området for luftinntaket.

Amplituden til slike svingninger avhenger av tallet M og kan nå 50% av trykket før bølge ved M\u003e 2. Det vil si at intensiteten deres er ganske høy, og konsekvensene for kraftverket kan være alvorlige.

Først kan en bølge av motorkompressoren begynne, noe som kan føre til (motor) svikt. For det andre, på grunn av en kraftig periodisk reduksjon i luftforbruket (det vil si en kraftig reduksjon i mengden oksygen - spesielt i høye høyder), kan både etterbrenneren og den viktigste slukkes, det vil si at motoren vil slå seg av.

Dette er nøyaktig hva som skjedde i tilfellet med MiG-25R-flyet, nevnt i begynnelsen av artikkelen, da en kontrollert kil plutselig rettet seg helt ut på grunn av svikt i luftinntakskontrollsystemet, og åpnet inngangen til luftinntaket til en stor mengde luft.

I tillegg, hvis trykksvingningene er tilstrekkelig intense, kan luftinntakskanalen deformeres eller til og med kollapse med alle de påfølgende konsekvensene. Og jo lenger kanalen er, desto høyere er tregheten i strømmen og desto sterkere er bølgefenomenene.

Forebygging (eliminering) av bølge.

På grunn av slike alvorlige potensielle konsekvenser av bølge, er det uakseptabelt i drift. Hvis det oppstår, er den viktigste og viktigste måten å stoppe den på, raskest mulig hastighetsreduksjon... Som nevnt ovenfor er hastighetsforholdene for bølgeopptreden M\u003e 1,4 ... 1,5.

Hvis flyturen foregår med lavere hastighet, er de skrå støtbølgene mindre intense og ligger i større vinkel mot bremseflaten (det vil si at de er mindre tilbøyelige), noe som betyr at de er lengre (relativt selvfølgelig) fra inngangsplanet og luftinntaksskallet. I dette tilfellet, når mottrykket påføres det, kan hodebølgen bevege seg oppstrøms uten risiko for å ødelegge støtsystemet. Det vil si at svelling ikke oppstår selv med høy grad av motorregulering.

Det er også konstruktive og tekniske måter å forhindre dette fenomenet på. Den enkleste - bruk av såkalt omgå klaffer... Prinsippet er klart her: overspenning forhindres (eller elimineres) ved å omgå "overflødig" luft fra luftinntakskanalen bak halsen. Dette reduserer mottrykket som slår ut hodebølgen. Eller for å si det enklere, overflytingen av luftslussen er ekskludert.

Andre konstruktive måte assosiert med en endring i gjennomstrømningen til innløpsanordningen, eller, mer presist, gjennomstrømningen til sjokkbølgesystemet ved innløpet til luftinntaket. Men mer om dette nedenfor, men for nå om en mer ustabil driftsmodus for luftinntaket.

2. Kløe i inngangsenheten.

Navnet er morsomt, men bemerket sikkert. Kløe er på en eller annen måte det motsatte av bølgende, selv om det praktisk talt ikke påvirker luftstrømmen. Det representerer trykksvingninger med tilstrekkelig høy frekvens (100 ... 250 Hz) og lav amplitude (5 ... 15% av starttrykket). Det oppstår bare i dype superkritiske driftsmåter for luftinntaket, når motoren krever mye luft og luftinntaket ikke gir disse behovene.

Som allerede nevnt, i dette tilfellet, bak halsen, oppstår en supersonisk strømning med en sjokkbølge S. Samspillet mellom dette sjokket og grenselaget av strømningen forårsaker ikke-stasjonaritet. Jo lenger langs kanalen støtet er plassert, jo tykkere grenselaget og jo høyere støtintensiteten. Separasjonssoner vises og øker, og øker strømningsjevnheten.

Skjema for forekomst av kløe i luftinntaket.

I disse sonene oppstår periodiske trykksvingninger med ganske høy frekvens. Disse pulsasjonene er forbundet med høyfrekvente svingninger av selve hoppet. Disse påvirker igjen huden og strukturelle elementer. Disse strukturelle vibrasjonene "klør" bare, og ganske ubehagelige.

Kløe luftinntak sammenlignet med bølge, er det ikke så farlig, men på grunn av den ustabilitet som genereres av den, påvirker den kompressorens drift negativt når det gjelder å redusere stabiliteten i driften. I tillegg kan høyfrekvente vibrasjoner forstyrre driften av enheter og enheter som ligger i luftinntaksområdet, og i fysiologiske termer har de en ubehagelig effekt på piloten, hvis arbeidsplass oftest ligger nær kilden.

Kløe elimineres ved å strupe motoren, det vil si redusere behovet for luft og eliminere akselerasjonen av strømningen bak halsen. Og det forhindres ved bruk av drenering og sug av grenselaget, samt turbulisering. Enhetene for dette ble nevnt ovenfor.

En annen effektiv metode er lik den andre metoden for å håndtere bølger. Dette er en endring i gjennomstrømningen av luftinntaket. Det vil si bruk av den såkalte regulerte inngangsenhet.

Justerbare supersoniske luftinntak.

All den forrige beskrivelsen av luftinntakene og deres egenskaper antydet at de har en stasjonær uforanderlig geometri. Det vil si, innledningsvis, når du designer, beregnes inngangsenheten for en bestemt driftsmodus, som kalles den beregnede (sjokkbølger er fokusert på skallet). I løpet av arbeidet endres ikke de geometriske dimensjonene og formen.

Imidlertid, i reell drift, fungerer ikke luftinntaket alltid i designmodus, spesielt for manøvrerbare fly. Parametere for atmosfære og flyparametere, driftsmåter for luftinntaket og motoren endres stadig, og kombinasjonen deres passer ofte ikke inn i begrepet "beregnet".

Dette betyr at for kraftverket som helhet ikke tilstrekkelig høye indikatorer ikke alltid kan oppnås. Derfor er målet for designerne (for vårt tilfelle designerne av turbojetmotorens luftinntak) å oppnå maksimal mulig koordinering av driftsmåtene til luftinntaket og motoren for å oppnå de mest gunstige ytelsesegenskapene til hele kraftverket og samtidig sikre stabil og trygt arbeid IED for alle kombinasjoner av motorens driftsmåter, parametere og flyforhold mulig under drift.

Det er verdt å merke seg at ordene "når det er mulig" brukes her av den grunn at kravene for å opprettholde høyeffektivitetsindikatorer (lavt totaltrykkstap, høyt trykkøkning, lav motstand og tilstrekkelig strømning), samtidig med stor stabilitetsmargin, er motstridende.

Fra et synspunkt om å opprettholde høy effektivitet og fravær av strømningspulsasjoner på grunn av samspillet mellom grenselaget og hoppet S, er for eksempel den subkritiske virkemåten til luftinntaket mer fordelaktig. I dette tilfellet er imidlertid stabiliteten lav, forstyrrelser kan forplante seg mot strømmen (subsonisk lyd i kanalen), og driftsparametrene nærmer seg overspenningsgrensene.

Tvert imot, i det superkritiske regimet er buebølgen langt fra systemet med skrå støt, og innløpsstabiliteten er høy. Men på den annen side reduseres effektiviteten, spesielt på grunn av effekten av et hopp i S på grenselaget. Med dyp superkritikk er dette hoppet så nær utgangen fra luftinntaket at sannsynligheten for kløe øker betydelig.

Derfor må man i praksis velge noe i mellom og ofte tillate noe redusert effektivitet av grunner til å sikre stabile driftsmåter for luftinntaket. Dette tilrettelegges spesielt av formen på strømningsbanen (som den for Laval-dysen), som i prinsippet er mer befordrende for å arbeide i superkritisk modus.

For tradisjonelle luftinntakmed konstant geometri er mulighetene for å oppnå ovennevnte koordinering av driftsmåter ikke veldig høye, spesielt hvis flyet er ment for drift i høy supersonisk lyd (M\u003e 2). Dette betyr at hastighetsområdet for flyet de er installert på ikke vil være veldig stort.

Derfor nesten alle moderne supersoniske inngangsenheter utstyrt med et geometriendringssystem for å sikre koordinert fellesarbeid med motoren over hele hastighetsområdet.

Den fysiske betydningen av VCA-regulering er å sikre at luftinntakskapasiteten er i samsvar med motorens kapasitet i alle driftsmåter og alle operasjonelle flynummer M. Luftinntakskapasiteten bestemmes av gjennomstrømningen til hopp- og strupesystemet.

Regulering skjer ved å flytte den såkalte kilen, bestående av flere paneler - for flate (bokseformede) luftinntak, eller ved aksial bevegelse av en spesiell trinnkegle (sentral kropp) - for aksesymmetrisk luftinntak. I dette tilfellet endres sjokkbølgenes posisjon og halsområdet, noe som betyr gjennomstrømning og stabilitetsmargin.

Bildet i reguleringen av flatluftinntaket. Vist er vendekanten på skallet.

Bildet av regulering av det frontale aksesymmetriske luftinntaket. Sminke og bypass-klaffer vist.

I en forenklet form ser utvidelsen av kilen med økende hastighet ut som å overlappe luftinntakskanalen (eller dens hals) for ikke å slippe overflødig luft der.

Faktisk, med denne utvidelsen og den tilsvarende endringen i posisjonen til støtene (tiltvinkler), reduseres tverrsnittsarealet til luftstrålen fanget av luftinntaket, fordi luften, som passerer sjokkbølgene og beveger seg parallelt med bremseflaten, sprer seg langs sidene. På grunn av dette kommer en del av strålen (ytre lag) rett og slett ikke inn i kanalen. Som et resultat avtar luftvolumet som kommer inn i inntaket (nevnt ovenfor).

For en aksesymmetrisk VCA er kontrollprosessen lik. Først når kjeglen er utvidet, endrer ikke de skrå støtbølgene sin tilbøyelighet og relative posisjon. Imidlertid er det på samme måte en reduksjon i tverrsnittsarealet av luftstrømmen fanget av luftinntaket, og en reduksjon i halsområdet på grunn av den såkalte " underskåret vinkel»Av skallet, fordi selve strupen beveger seg til inngangen når kjeglen strekker seg.

Fysisk bilde av VCA-regulering (aksesymmetrisk med kjegle er vist). Det er en reduksjon i den faktiske gjennomstrømningen av luftinntaket.

Ytterligere klaffer på forkanten av skallet ( svingbart skall) og omgå klaffersom for forskjellige typer luftinntak hjelper til med å løse problemet med å opprettholde ønsket strømningshastighet og stabilitetsmargin.

For eksempel for aksesymmetriske (frontale) IED-er, der forlengelsen av kjeglen i henhold til designforholdene ender før flyet når det maksimale flynummeret M, åpningen av bypass-klaffene plassert bak halsen gjør det mulig å forhindre for stor avstand fra inngangen til hodebølgen, og derved redusere motstanden og øke stabilitetsmarginen inngangsenhet.

På andre fly spiller bypass-klaffene rollen som et anti-overspenningsapparat og fungerer bare i visse forhold: dyp struping av motoren, av etterbrenning osv.

For å sikre et økning i luftforbruket, samt for å redusere muligheten for å stoppe strømmen fra de skarpe kantene av skallet, er det viktig å åpne halsen så mye som mulig ved start og i lavhastighets subsonisk flyging. Derfor er kilepanelene (eller den styrbare kjeglen) satt i helt tilbaketrukket posisjon.

I tillegg, for startforholdene i en IED med lignende mål, kan de som allerede er nevnt ovenfor (for subsonisk og transonic luftinntak) brukes klaffer med ekstra sminkeinstallert bak halsen VZ.

Disse klaffene åpnes innover under påvirkning av et vakuum som er opprettet i luftinntakskanalen når motoren går ved start eller i fly med lave hastigheter. Når ønsket hastighet er nådd og vakuumet synker, lukkes klaffene. Det er også mulig å automatisk åpne og lukke slike dører fra hydro (Su-24M) eller elektriske systemer.

Et Su-24M-fly på landingsbane. Transonic luftinntak. Den rette sminkeklaffen er synlig.

Bruken av slike klaffer gir en reduksjon i trykkraft under start (det er nok luft) og lar deg øke kompressorens stabilitet ved å redusere intensiteten av stallende fenomener på skarpe inngangskanter (for IED og transonic luftinntak).

For flat luftinntak de eksisterende mulighetene for luftstrømskontroll er betydelig bredere, derfor krever de ofte ikke bruk av bypass-klaffer (så vel som sminkeklaffer).

MiG-31BM. Vendekanten på skallet er godt synlig.

I tillegg har slike luftventiler muligheten til å avbøye frontkanten av skallet (endre "underskjæringsvinkelen"), som lar deg endre det geometriske området til inngangen. Den innoverbøyning reduserer den og gjør det mulig å holde hodebølgen nær fremre kant av skallet ved moderat lyd, noe som øker stabiliteten til IED-operasjonen.

SVU prototype E-155M. Den tilbaketrukne kilen og sporene etter bevegelsen er synlige (på ytterveggen). Samt perforering og vendekant på skallet (nederste kant).

Og den utadvendte avbøyningen sørger for en jevn innføring av strømmen i kanalen og reduserer tap knyttet til separasjonen. Dette er viktig, som allerede nevnt, under startforhold (lav hastighet og høye angrepsvinkler), når store tap er mulig på grunn av strømning fra de skarpe forkanter på IED-skallet. Spesielt har MiG-25 og MiG-31 flyene et slikt luftinntak.

IED av MiG-25-flyet med en åpen ramme av skallet.

IED-fly MiG-25. Perforeringen, vendekanten på skallet (under) og sporet fra kilens bevegelse (fjernet oppover) er synlige.

I luftinntakskontrollsystemer kan i prinsippet brukes separat regulering av overspenningskapasiteten og halsområdet når hvert panel styres separat i henhold til sitt eget program. Dette såkalte multivariabel kontroll.

I dette tilfellet er systemet imidlertid for komplisert. Derfor bruker vi i praksis kontroll med en parameter, når alle paneler er kinematisk sammenkoblet og kontrollert av bevegelse av bare ett hovedhengsel. Det vil si at noen gjennomsnittlig kontrollmodus er valgt - en parameter.

Kontrollen av er automatisk, men manuell kontroll er også gitt, som bare brukes i nødstilfeller. Det spesielle kontrollprogrammet tar hensyn eksterne faktorer fly (nummer M, lufttemperatur) og motorens rotorhastighet. Vanligvis dannes programmet i henhold til motorens allerede innstilte strømningsparametere.

Påvirkning av angrepsvinkler og glidning.

Supersonisk inngangsenheter følsom nok til å endre seg angrepsvinkler og skli... Den endelige reaksjonen til forskjellige typer luftinntak kan variere, men generelt er en slik endring skadelig. En økning eller reduksjon i vinklene på innfallende strøm endrer sjokkbølgenes posisjon og intensitet, noe som påvirker gjennomstrømningen, tapsmengden og stabilitetsmarginen luftinntak.

For eksempel for frontakse-symmetriske inngangsenheter med store positive eller negative angrepsvinkler, endres symmetrien til strømmen rundt bremseflaten betydelig. På motvindssiden øker intensiteten til hoppene, noe som betyr at trykket i strømmen bak hoppene øker. På baksiden (skyggelagt) er prosessen motsatt, her avtar graden av trykkøkning.

Strømmen rundt frontaluftinntaket i høye angrepsvinkler.

Som et resultat, i kanalen og på stagnasjonsflaten, er det en tverrstrøm av strømmen fra områder med lavere trykk til områder med høyere trykk, noe som får grenselaget til å renne, tykne og løsne seg. Resultatet er ustabil strømning, redusert stabilitet og faktisk luftstrøm.

For flate luftinntak bestemmes graden av innflytelse av endringer i angrepsvinklene i stor grad av plasseringen av luftinntaket i forhold til flykonstruksjonselementene.

For å forbedre ytelsen luftinntak i positive angrepsvinkler (både frontal og flat), er deres geometriske akse ofte plassert i en eller annen negativ vinkel mot flyets horisontale bygning. Denne vinkelen kalles " spellens vinkel". Det er vanligvis -2 ˚… -3 ˚. Dette tiltaket lar deg redusere verdien av strømningsinnfallsvinklene når du flyr i høye angrepsvinkler.

En lignende tiltvinkel dannes ofte på luftinntak med lav hastighet. På subsoniske luftinntak (passasjerfly) kan inngangsplanet for eksempel vippes fremover med den øvre sektoren (nevnt ovenfor).

Lignende tiltak for å dreie den geometriske aksen kan brukes for mer behagelig flyt rundt når du flyr med en glidevinkel.

I noen luftinntak er spesielle ledeplater installert ved den første delen av den indre kanalen for å justere strømmen og effektivisere hastighetsfeltet.

InndataenheterDSI .

For moderne krigere er hastigheten på praktisk bruk vanligvis begrenset av et Mach-antall på 2 (eller enda mindre). Dette gjelder også nylig introduserte femte generasjons fly. I denne forbindelse vurderes ideene om å bruke ukontrollerte luftinntak til dem og finner allerede praktisk anvendelse (F-22, F-35).

Poenget er at luftinntakskontrollsystemene kompliserer designet, og dermed reduserer påliteligheten, og tilfører vekt. I tillegg gjør det kompliserte romlige luftinntaket til nye fly det ofte vanskelig å effektivt kontrollere komplekse overflater.

Imidlertid får ganske høye krav til slike luftinntak, basert på de høye spesifiserte egenskapene til nyutviklet utstyr, spesielt jagerfly fra 5. generasjon, oss til å se etter måter å forbedre dem og forbedre parametrene de alltid har hatt på fly opprettet tidligere år.

Alternativer som lav radarsignatur og supersonisk cruising (om enn ikke for stort) - normale krav til et 5. generasjons fly. Dette betyr at alle designfunksjoner som øker radarsynligheten, skal planeres så mye som mulig. Det totale trykktapet i luftinntaket må også reduseres.

Et viktig skritt på denne veien var det relativt nye inngangsenhet, såkalt luftinntak DSI ... Den bruker spesielt to ideer for å forbedre luftinntaket ved å redusere trykktap.

Den første Er en økning i antall sjokkbølger. Jo flere det er, jo mindre tap. Teoretisk reduserer det totale trykktapet til null å øke antallet sjokkbølger til uendelig.

Den andre... Tetningssprangene som genereres av konen, har en mindre helling enn de kilegenererte hoppene (toppunktvinklene til konen og kilen er like). Derfor blir det frontale aksesymmetriske luftinntaket sett på som mer fordelaktig sett fra det totale trykktapet under bremsing i inntaksluftinntaket. Det kan imidlertid ikke alltid være ordnet i et design.

Eksperimentell MiG-23PD med sektorinntak.

I denne forstand, den såkalte sektor luftinntak (nevnt ovenfor - Mirage, F-111, MiG-23PD, Tu-128-fly), der det sentrale organet i luftinntaken del (sektor) av kjeglen stikker ut. Effektiviteten til et slikt luftinntak kan være høyere enn ved vanlig luftinntak med flat side.

F-111C med sektorinntak.

I DSI-luftinntaket er et nytt element den såkalte rampen, som er en bremsende (kompresjons) overflate ved inngangen til inntaket og har en form som ligner formen på en del av konusoverflaten. Det vil si at strømmen av strømningen her også er konisk (optimal for luftinntaket).

Konisk bremseflate på DSI luftinntak.

I tillegg skaper spesielle feide (eller skrå) kanter av skallet til et slikt luftinntak også flere kompresjonsbølger (med andre ord en fan av kompresjonsbølger (eller sjokkbølger på supersonisk)).

Som et resultat, i tillegg til den såkalte romlig kompresjon, disse bølgene samhandler med den koniske strømmen på rampen under visse forhold utfoldende handling i tverrretningen på strømlinjen på den, det vil si på grenselaget som løper fra flykroppselementene plassert foran luftinntaket. Det dreneres utenfor luftinntaket, noe som reduserer det totale trykktapet og øker stabiliteten i arbeidet.

Grenselag strømlinjeformer mønsteret for DSI luftinntak.

Med tilstrekkelig overlyd, det vil si i designmodus, avhengig av formen på luftinntakskanten, ved virkningen av kompresjonsbølger fra den, kan et større volum av grenselaget dreneres utenfor luftinntaket. For en skrå kant ved M1.25 - opptil 90%, for en pilformet kant i form av en "hjørnetann" - ved M1.4 - opptil 85%.

Handlingene for å tømme grenselaget gjenspeiles i selve forkortelsen av navnet på et slikt luftinntak - DSI (diverterless supersonisk innløp). Bokstavelig oversatt betyr denne forkortelsen noe sånt som "luftinntak uten avbøyning". Ordet "avleder" her er selvfølgelig kunstig og betyr den tradisjonelle kanalen for å blø av grenselaget, som er tilgjengelig på fly med tilstøtende luftinntak (nevnt ovenfor).

Denne kanalen er bred nok og øker betydelig radarsignatur luftfartøy. Dermed gir DSI-luftinntaket en fordel i denne forbindelse, siden det ikke er noen spesiell kanal for drenering av PS for dem, noe som for øvrig har en positiv effekt på å redusere aerodynamisk motstand. I tillegg overlapper fremspringet av rampen luftinntakslumenet, noe som reduserer synslinjen til bladene i det første trinnet i motorkompressoren, noe som også er ganske viktig med tanke på å redusere radarsignaturen.

Eksperimentell XF-35. Rampen og kanten av DSI-luftinntaket av typen "hund" er godt synlig.

F-35 fighter med DSI luftinntak. Den koniske bremseflaten er godt synlig - rampen.

Et eksempel på denne typen luftinntak kan være luftinntaket til F-35, XF-35-flyet. XF-35 har en luftinntaksleppe av fang-typen.

I rettferdighet….

Det skal imidlertid bemerkes at beregning og konstruksjon av nye romlige uhåndterlig luftinntak og luftkanaler er komplekse og dyre. Slike, for eksempel som i F-22, som også har S-formede luftkanaler fra luftinntaket til motorene.

Fighter -22 med romlig uregulert luftinntak.

I off-design-modus vil driften av slike luftventiler, til tross for all fremgang, nødvendigvis være ledsaget av tap, noe som betyr mindre effektivitet i kraftverket. Men det er mange slike moduser.

Kontrollert luftinntak disse tapene, kan man si, ikke har. I dette tilfellet er driften av luftinntaksmotorsystemet optimalisert for alle moduser, er ganske forutsigbar, kontrollerbar og har høy effektivitetsparametere.

Derfor er valget av type luftinntak et slags kompromiss som tvinger å ta hensyn til mange, ofte motstridende faktorer. For eksempel har T-50 fighter justerbar luftromskompresjon. F-22 har et romlig uregulert luftinntak.

Fly T-50. Kontrollert VCA med romlig kompresjon.

Samtidig er den russiske jagerflyen en verdig konkurrent til amerikaneren (til og med overgår den på mange måter) til tross for motorenes lavere benkekraft, og til og med til betydelig lavere kostnader. Det er sannsynlig at effektiviteten til F-22 kraftverk i off-design modus (spesielt under rask manøvrering) ikke er så høy som det er oppgitt i åpne kilder.

————————————-

På dette, kanskje, og fullfør. Jeg håper at hovedbestemmelsene i dette, ganske komplekse og omfattende emnet, allerede har opphørt å være uforståelige. Takk for at du leser til slutt. Inntil nye møter og artikler.

På slutten vil jeg legge til bilder som ikke passet inn i hovedteksten.

Frontaksessymmetrisk luftinntak av Su-17-flyet.

Mekanikk for justering av aksessymmetriske og flate luftinntak.

Sminkeklaffer på NK-8-2U-motoren (Tu-154B-2-fly). Åpnet under start.

Jagerfly MiG-21-93. Aksymmetrisk frontinntak med justerbar kjegle.

Mateklaffer på Harier-jagerflyet.

Sektor IED av F-111-flyet.

Luftinntak F-22.

f-5 fly med transonic luftinntak.

Oppfinnelsen vedrører luftfartsteknologi, nemlig luftinntak. Luftinntaket til et fly med turbopropmotor inkluderer en ringformet kanal (1), en strømningsdeler (5), en utløpskanal (6) av renset luft, en utløpskanal (7) for utstøting av fremmedlegemer og gjenstander og en støvbeskyttelsesanordning. Støvbeskyttelsesinnretningen er installert ved bøyningen av kanalen, på dens indre vegg (3), og er laget som en ringformet klaff. Klaffene (4) i lukket posisjon er overlappende hverandre og gjentar formen på kanalens indre vegg på deres plassering, og i åpen posisjon danner klaffene en vifteformet struktur installert i en vinkel mot kanalens indre vegg nedstrøms, og klaffens installasjonsvinkel er ikke mer enn 70 ° for å endre formen på profilen til den ringformede kanalen og retningen av partikler og gjenstander inn i utkastningskanalen. Oppfinnelsen øker effektiviteten til luftinntaket i forhold til funksjonen til å beskytte flymotoren mot å komme inn i dens kanal av fremmede partikler og gjenstander. 5 syk.

Tegninger til RF patent 2305054

Oppfinnelsen vedrører luftfartsteknikk, nemlig luftinntak som tilfører luft til en turbopropmotor, hovedsakelig på fly fra lokale luftledninger, som opererer både på betongbelagte flyplasser og på asfalterte flyplasser.

På disse flyene, i bakkeforhold, som å starte og teste motorer på en parkeringsplass, drosje rundt en flyplass, startkjøring, løp etter landing, uten spesielle beskyttelsestiltak, kan støvpartikler i forskjellige størrelser, små steiner eller biter av betong komme inn i motorene gjennom luftinntaket, flyr ut under forhjulet. I tillegg, når du starter motoren, kan små festebolter, muttere, skiver, sikkerhetskabler osv., Som er igjen under bakken, nær inngangen til luftinntaket eller direkte i den komme inn i den.

Bruken av støvtette enheter, i likhet med de som er installert på helikoptre, i flyverkets kraftverk, er upraktisk på grunn av de betydelig høye flyhastighetene til fly og som et resultat store tap av totalt lufttrykk i kanalen til det støvtette anordningen.

Den kjente utformingen av luftinntaket til Rolls-Royce (England) som brukt på et fly med RB-550 turbopropmotorer, Rolls-Royce-brosjyre for RB-550-motoren, 1986, s. 1-2, 12.

I denne utformingen minner lufttilførselskanalen på flyet til motoren strukturelt om en støvtett enhet av en helikoptermotor i forhold til splittelsen i strømningskanalen til en strøm av renset luft som tilføres motorkompressoren og en strøm suges ut med fremmedpartikler og gjenstander.

Ulempen med denne tekniske løsningen er at i seksjonen fra innløpsseksjonen til strømningsutskilleren er kanalen praktisk talt ikke bøyd, og den skaper ikke de nødvendige sentrifugalkreftene i strømmen for separering av små og mellomstore partikler.

Det er kjent at store partikler og fremmedlegemer som kommer inn i luftinntakskanalens innløp i en viss vinkel mot aksen og kun kan skilles som et resultat av dirigerte tilbakesprengninger i den sugede strømmen. Imidlertid er organisasjonen av rettet sprett av partikler i luftinntaket som et resultat av deres innvirkning på veggene i kanalens side, samt på eventuelle hindringer i den, ikke gitt av Rolls-Royce.

Den tekniske oppgaven med den foreslåtte tekniske løsningen er å øke effektiviteten til luftinntaket i forhold til funksjonen til å beskytte flymotoren mot å komme inn i dens kanal av fremmede partikler og gjenstander.

Det tekniske resultatet oppnås i luftinntaket ifølge oppfinnelsen til et fly med en turbopropmotor, laget i form av en ringformet kanal, en strømningsdeler, en utløpskanal for renset luft, en utløpskanal for utstøtning av fremmede partikler og gjenstander, en støvtett enhet, og den støvtette enheten er installert ved kanalens bøyning, på dens indre vegg, og er laget ringformet klaff, mens klaffene i lukket posisjon er plassert overlappende hverandre og gjentar formen på kanalens indre vegg på deres plassering, og i åpen posisjon, danner klaffene en vifteformet struktur installert i en vinkel mot kanalens indre vegg nedstrøms, og installasjonsvinkelen klaffene er ikke mer enn 70 ° for å endre formen på profilen til den ringformede kanalen og retningen av partikler og gjenstander inn i utkastningskanalen.

Tilstedeværelsen i kanalen til luftinntaket til en støvtett anordning laget av en ringformet klaff sørger for effektiv separasjon av fremmedlegemer og gjenstander i den viftelignende anordningen av klaffene på grunn av dannelsen av en krøllete strøm i den, og i tillegg danner bladene hindringer, ved støt som store partikler og fremmedlegemer spretter av inn i den sugede strømmen og fjernet.

Figur 1 viser skjematisk utseende et luftinntak av et fly med turbopropmotor og en støvtett ringformet klaffinnretning plassert i luftinntaket.

Figur 2 viser skjematisk posisjonen til klaffene til den støvtette anordningen i profilseksjonen til den ringformede kanalen til luftinntaket i sin brettede form med overlappende hverandre.

Figur 3 viser skjematisk posisjonen til klaffene til den støvtette innretningen på profilseksjonen av den ringformede kanalen til luftinntaket, installert i en vinkel mot dens indre vegg nedstrøms.

Figur 4 viser skjematisk utsiden av de brettede klaffene som overlapper hverandre på den indre veggen av den ringformede luftinntakskanalen og gjentar formen på den ringformede kanalen.

Figur 5 viser skjematisk det ytre riss av klaffene i arbeidsstilling, nemlig installert i en vinkel mot den indre veggen av den ringformede kanalen til luftinntaket nedstrøms.

Luftinntaket til et fly med en turbopropmotor, inkludert i figur 1, en støvtett ringformet klaffinnretning, som er plassert på den indre veggen av den ringformede kanalen, består av kanal 1, yttervegg 2, indre vegg 3, og har klaffer 4 installert på den indre veggen 2 av den ringformede kanalen. 1, en strømningsdeler 5, en utløpskanal 6 med renset luft, en utløpskanal 7 for utkasting av fremmedlegemer og gjenstander. Luftinntaket er plassert i nacelle 8 i et fly med turbopropmotor. Posisjon 9 og 10 er henholdsvis propellnav og flypropell.

Operasjonen av luftinntaket til et fly med en turbopropmotor inkludert en støvtett ringformet klaffinnretning utføres som følger.

Når fly og fly, når støv og fremmedlegemer er ekskludert fra motoren, er den støvtette ringformede klaffinnretningen, som består av klaffene 4, i en brettet stilling, fig. 2 og 4, hvor klaffene 4 sammen med resten av den indre veggen 3 av den ringformede kanalen 1 av luftinntaket danner en flat overflate og gjenta formen på kanalen. Samtidig fungerer luftinntaket i modus beregnet for flyturen.

Det er praktisk talt ingen ekstra hydrauliske tap fra tilstedeværelsen av klaffer 4 i luftinntaket.

Når flyet er under forhold med mulig inntrenging av støv og fremmedlegemer i motoren, er klaffene 4 på den indre veggen 3 satt i en viss vinkel, men ikke mer enn 70 ° i forhold til resten av den indre veggen i den ringformede kanalen 1 til luftinntaket, fig. 3 og 5. Samtidig gir den jevne strømmen av strømmen i den ringformede kanalen 1 av luftinntaket blir ikke vesentlig forstyrret, fordi vinkelen er rettet mot siden motsatt strømningsretningen i kanal 1.

Installasjonsvinkelen til klaffene 4 velges avhengig av den spesifikke utformingen av luftinntaket til flyet, men ikke mer enn 70 ° for å endre formen på profilen til den ringformede kanalen og retningen av partikler og gjenstander inn i utkastningskanalen.

Installasjon av klaffene 4 i en vinkel mot den indre veggen 3 av den ringformede kanalen 1 endrer formen på profilen og øker derved effektiviteten til separasjon av partikler og fremmedlegemer, med tanke på fremveksten av sentrifugalkrefter i strømmen, som virker på partikler og fremmedlegemer, så vel som med tanke på å gi på lukkeren 4 partikler og gjenstander i retningen til returen, noe som bidrar til at de kommer inn i kanalen 7 for utkastingen.

Plasseringen av klaffene 4 i luftinntaket kan styres ved hjelp av hvilken som helst av metodene som er akseptable i hvert enkelt tilfelle - elektrisk, pneumatisk eller mekanisk, for eksempel kabelføring. Dette er forenklet av det faktum at rammene er strukturelt sammenkoblet i en enkelt enhet.

For å unngå at det dannes is på rammen under betingelser for mulig ising, kan rammen utstyres for eksempel med en elektrisk anti-ising enhet.

Dermed gjør anvendelsen av den foreslåtte tekniske løsningen det mulig å øke beskyttelsen av motorer mot fremmedlegemer og gjenstander som kommer inn under deres drift på fly med en turbopropmotor.

KRAV

Luftinntaket til et fly med en turbopropmotor, laget i form av en ringformet kanal, en strømningsdeler, en utløpskanal for renset luft, en utløpskanal for utstøting av fremmedlegemer og gjenstander, en støvtett enhet, karakterisert ved at den støvtette enheten er installert ved kanalens bøyning på dens indre vegg og er laget som en ringformet klaff , mens klaffene i lukket posisjon er plassert overlappende hverandre og gjentar formen på kanalens indre vegg på plassering, og i åpen posisjon danner klaffene en vifteformet struktur installert i en vinkel mot kanalens indre vegg nedstrøms, og vinkelen for installasjon av klaffene er ikke mer enn 70 ° for å endre formen på profilen til den ringformede kanalen og retningen av partikler og objekter inn i utkastningskanalen.

Innehavere av patentet RU 2433073:

Oppfinnelsen vedrører luftfart, nærmere bestemt en nacelle for en turbojetmotor. Nacellen inneholder et luftinntak laget med muligheten for å rette luftstrømmen mot viften til turbojetmotoren, og et midtre strukturelement (5) som inneholder et hylster (9) som lukker den spesifiserte viften og som luftinntaket er koblet til. På den delen av det spesifiserte luftinntaket er det et lydabsorberende middel (13) som passerer uatskillelig rundt foringsrøret, og det er et gap (14) mellom det lydabsorberende organet og foringsrøret. Det tekniske resultatet består i å redusere vibrasjonsgraden til nacellen. 10 p.p. f-ly, 9 syk.

Oppfinnelsen vedrører en nacelle for en turbojetmotor, omfattende et luftinntak konfigurert for å lede luftstrømmen mot viften til turbojetmotoren, og et midtre strukturelement omfattende et foringsrør som omslutter viften, som et luftinntak er koblet til, og den indre overflaten av nevnte luftinntak, i det minste delvis forsynt med lydabsorberende anordninger som løper uatskillelig langs i det minste en del av huset.

Flyets skyvekraft leveres av ett eller flere fremdriftssystemer, som inkluderer en turbojetmotor plassert i en rørformet nacelle. Hvert kraftverk er festet til flyet med en pylon, vanligvis plassert under vingen eller på skroget.

Nacelle-designet inkluderer tradisjonelt et luftinntak plassert foran motoren, en midtseksjon som omslutter viften til turbojetmotoren, og en bakre seksjon som huser trykkreverseringsorganet og som omslutter forbrenningskammeret til turbojetmotoren. På baksiden av nacellen er det som regel en utløpsdyse, hvis utløp er plassert bak turbojetmotoren.

Luftinntaket inneholder for det første en kant utformet på en slik måte at det sikres optimal suging mot turbojetmotoren av luften som er nødvendig for drift av viften og interne kompressorer, og for det andre et bakre strukturelement som kanten er montert på og som sikrer riktig luftretning. mot viftebladene. Hele denne monteringen er plassert foran viftskjoldet, som er en integrert del av den fremre delen av nacellen.

En nacelle er kjent fra US patent nr. 3.890.060, som er utstyrt med lydabsorberende midler som strekker seg uatskillelig fra det bakre luftinntak strukturelle elementet til området bak nacellen.

Fra patentdokumentet US 4534167 kjent system for å feste luftinntaket til foringsrøret til det midterste strukturelle elementet, og sikre kontinuiteten til det lydabsorberende organet.

Imidlertid er det observert at i tilfelle installasjon av lydabsorberende midler som strekker seg fra det bakre innløpskonstruksjonselementet til foringsrøret, blir den således oppnådde sammenstillingen statisk uoppdagelig i området mellom lydabsorberende festeflens på det bakre log foringsrørets festeflens.

Målet med den foreliggende oppfinnelse er å eliminere de ovennevnte ulempene ved å utvikle en nacelle for en turbojetmotor, omfattende et luftinntak som styrer luftstrømmen mot viften til turbojetmotoren, og et midtre strukturelement omfattende et foringsrør som omslutter nevnte vifte og til hvilket et luftinntak er koblet, hvis indre overflate langs i det minste delvis forsynt med lydabsorberende midler som strekker seg uatskillelig langs i det minste en del av foringsrøret, idet nacellen er karakterisert ved at det er et visst gap mellom det lydabsorberende organet og foringsrøret.

I nærvær av et visst gap mellom foringsrøret og det lydabsorberende organet, opphører en direkte forbindelse mellom nevnte lydabsorberende anordning og foringsrøret, og reduserer derved graden av statisk ubestemmelighet.

Imidlertid, under flyforhold, kan den delen av lydabsorberingsanordningen som er lokalisert i området av foringsrøret, bli utsatt for mer eller mindre signifikante vibrasjoner avhengig av lengden på seksjonen av lydabsorberende innretninger som stikker utenfor foringsrøret, og disse vibrasjonene vil bli overført til hele nacellen, og spesielt, på resten av det lydabsorberende organet, som et resultat av at mer eller mindre signifikante deformasjoner vil finne sted, som igjen vil føre til aerodynamiske og akustiske forstyrrelser på grunn av diskontinuiteten i strømningslinjene til det lydabsorberende organet. Følgende forbedringer hjelper til med å løse disse tilleggsproblemene.

Det anbefales at de lydabsorberende innretningene er forsynt med minst ett strukturelt forsterkningsmiddel.

Fortrinnsvis omfatter strukturelle forsterkningsanordninger et skall som er forbundet med eller integrert med det lydabsorberende organet.

Det er også foretrukket at tykkelsen på skallet i området av foringsrøret avtar mot viften. Denne skrå formen på skallet gjør det mulig å oppnå en konisk struktur i området av foringsrøret, og denne formen blir gjentatt på en komplementær måte i selve foringsrøret, noe som derved muliggjør at retningen for overføring av krefter kan oppnås nær innretning med resten av foringsrøret.

Det anbefales at de lydabsorberende anordninger er forbundet i området av foringsrøret med minst ett vibrasjonsdempende middel.

Dempingsinnretningen omfatter fortrinnsvis en anordning som er montert på foringsrøret og forhindrer at det lydabsorberende organet nærmer seg.

Det tilrådes at dempningsanordningen omfatter minst ett elastisk element ved siden av det lydabsorberende organet. Som et slikt element er det mulig å bruke for eksempel en elastisk plate som hviler på den ene siden på det lydabsorberende organet og på den andre siden på huset. Også en fjær kan brukes som et lignende element.

Dempingsinnretningen er fortrinnsvis laget med muligheten for kontakt med det lydabsorberende middel ved hjelp av minst ett fleksibelt stopp.

I tillegg kan den bakre enden av det lydabsorberende organet være konfigurert til å samhandle med minst ett komplementært formholdende middel som er stivt forbundet med foringsrøret.

Det tilrådes at de komplementære holdeanordninger omfatter minst en tapp tilpasset til å samarbeide med en tilsvarende sokkel festet eller utformet i den bakre enden av det lydabsorberende organet.

Det er også hensiktsmessig at foringsrøret er forsynt med minst en skulder for å støtte de lydabsorberende innretningene i området for den bakre enden.

figur 1 viser skjematisk den generelle strukturen til en turbojetmotorracelle ifølge oppfinnelsen;

fig. 2-9 viser delvis riss av forbindelsen mellom luftinntaket og foringsrøret til nacellen i fig. 1.

Den foreslåtte nacellen 1, vist i figur 1, er et rørformet hulrom designet for å imøtekomme en turbojetmotor 2, og tjener til å lede luftstrømmene som genereres av motoren, og danner de indre og ytre strømlinjene som er nødvendige for å oppnå optimal ytelse. I tillegg inneholder nacellen forskjellige komponenter som er nødvendige for driften av turbojetmotoren 2, samt forskjellige hjelpesystemer, spesielt trykkreverseren.

Spesielt har nacellen 1 en fremre seksjon som danner et luftinntak 4, en midtseksjon 5 som omslutter viften 6 til turbojet 2, og en bakre seksjon 7 som omslutter turbojet 2 og i hvilken et skyvedrevende system (ikke vist) er plassert.

Luftinntaket 4 er delt i to deler, hvorav den ene, luftinntakslippen 4a, sørger for optimalt inntak av luften som kreves for drift av viften 6 og de interne kompressorene i turbojetmotoren 2, og den andre, det bakre strukturelle elementet 4b, som leppen 4a er koblet til, sørger for riktig retning luft mot viftenes blad 8. Hele denne enheten er plassert foran foringsrøret 9 til viften 6, som er en integrert del av den midterste seksjonen 5 av nacellen 1, og er festet ved hjelp av festeflenser 10, 11, henholdsvis stivt forbundet med det bakre strukturelementet 4b og til foringsrøret. 9, som danner en skjøt 12.

Det bakre strukturelementet 4b er på innsiden forsynt med lydabsorberende innretninger 13, som på innsiden av foringsrøret 9 i det minste delvis strekker seg utover skjøten 12.

Utformingen av foringsrøret 9 sørger for tilstedeværelsen av et visst gap 14 mellom foringsrøret og det lydabsorberende organet 13, mens i området av enden 15 av det lydabsorberende organet, som kommer i kontakt med foringsrøret 9 like foran bladet 8, sikres kontinuiteten til strømningslinjen rundt det indre volumet av nacellen 1.

Fig. 2 og 3 viser en forbedret utførelsesform av den betraktede strukturen, i samsvar med hvilken det lydabsorberende organet omfatter midler for å styrke strukturen. Faktum er at under flyging utsettes en del av det lydabsorberende organet 13 som passerer i området til foringsrøret 9 for mer eller mindre signifikante vibrasjoner, som igjen skaper aerodynamiske og akustiske forstyrrelser. Som det kan sees i fig. 2, er det lydabsorberende organet 13 forsynt med et skall 16 festet derpå eller laget med det som en helhet. I henhold til den foretrukne utførelsesform vist på figur 3, i den delen av det lydabsorberende organet 13 som strekker seg inne i huset 9, reduseres tykkelsen på dette huset 16 mot viften 6, noe som resulterer i en konisk form. Følgelig er foringsrøret 9 utformet for å følge denne formen, hvorved fronten av foringsrøret får en retning for overføring av krefter nær innretning med resten av foringsrøret.

I henhold til en annen utførelse eller i tillegg til den som allerede er diskutert, er foringsrøret 9 utstyrt med minst ett middel for å dempe vibrasjonene til det lydabsorberende organet 13. Fig. 4-7 viser forskjellige utførelsesformer.

Som vist i fig. 4 er foringsrøret 9 forsynt med et anordning 18 som er forbundet med foringsrøret ved hjelp av låseelementer 19. Nevnte anordning 18 har et hode 20 som går gjennom foringsrøret 9 og slutter med et fleksibelt anslag 21 i kontakt med det lydabsorberende organet 13.

Som vist på fig. 5, er foringsrøret 9 forsynt med vibrasjonsdempingsanordninger 22 i stiv kontakt med det lydabsorberende organet 13 ved hjelp av et punktstopp 23. Nevnte vibrasjonsdempingsinnretning 22 kan justeres til ønsket trykk. Punktstopp 23 kan være fleksibelt om nødvendig.

Som vist på fig. 6 er foringsrøret 9 forsynt med en elastisk plate 24 installert i spalten 14 og hviler både på foringsrøret 9 og på det lydabsorberende organet 13, hvis vibrasjoner det absorberer.

Fig. 7 viser en utførelse der en fjær 26 brukes i stedet for en elastisk plate 24.

Åpenbart må stivheten til fjæren 26 og den elastiske platen 24 beregnes på en slik måte at vibrasjonsabsorpsjon er sikret.

I henhold til en annen variant eller i tillegg til de som allerede er diskutert, er foringsrøret 9 utstyrt med minst ett holdeanordning, hvorav to eksempler er illustrert i fig. 8 og 9.

Som vist på fig. 8 er foringsrøret 9 forsynt med en tapp 27 tilpasset til å samarbeide med en komplementær stikkontakt 28 i det lydabsorberende organet 13. Denne stikkontakten 28 kan enten festes til lydabsorberingsinnretningen 13 eller være integrert med den.

Figur 9 viser at foringsrøret 9 er utstyrt med en hel eller delvis krage 29, som fortrinnsvis er lokalisert på den indre overflaten av foringsrøret 9 i området for forbindelse med det lydabsorberende organet 13, ved siden av viften 6, hvor kragen er tilpasset for å støtte nevnte lydabsorberende anordning. Om nødvendig kan denne utformingen utstyres med en avfasing for sentrering.

Selv om oppfinnelsen ovenfor er blitt beskrevet i forhold til spesifikke varianter av implementeringen, er det åpenbart at den på ingen måte er begrenset til disse alternativene og dekker det store utvalg av tekniske ekvivalenter som er diskutert her, samt deres forskjellige kombinasjoner, forutsatt at de ikke går utover omfanget av oppfinnelsen.

1. Nacelle (1) for en turbojetmotor (2), som inneholder et luftinntak (4), som gir retning av luftstrømmen mot viften (6) til turbojetmotoren, og et midtre strukturelement (5) som inneholder et hylster (9) som lukker den spesifiserte viften og som luftinntaket er forbundet med, og i det minste på en del av den indre perifere overflaten til det spesifiserte luftinntaket, er det et lydabsorberende middel (13) som går uadskillelig langs minst en del av foringsrøret, karakterisert ved at det er et gap (14) ).

2. Nacelle (1) ifølge krav 1, karakterisert ved at det lydabsorberende middel (13) omfatter minst ett middel (16) for å styrke strukturen.

3. Nacelle (1) ifølge krav 2, karakterisert ved at det strukturelle forsterkningsorganet omfatter et skall (16) forbundet med det lydabsorberende organet (13) eller er laget med det lydabsorberende organet som helhet.

4. Nacelle (1) ifølge krav 3, karakterisert ved at tykkelsen på skallet (16) i området av foringsrøret (9) avtar i retning av viften (6).

5. Nacelle (1) ifølge et hvilket som helst av kravene 1 til 4, karakterisert ved at det lydabsorberende organet (13) i området til foringsrøret (9) er forbundet med minst ett vibrasjonsdempende middel (18, 22, 24, 26).

Supersoniske fly må ha riktig type luftinntak, siden fronten på kompressoren takler ikke lyden. Ved subsoniske hastigheter må luftinntaket ha egenskapene til trykkgjenvinning av det subsoniske luftinntaket, men ved supersoniske hastigheter må det redusere luftstrømningshastigheten under lydhastigheten og kontrollere dannelsen av sjokkbølger.

Supersonisk tverrsnittsareal diffusor fra front til bak avtar den gradvis, noe som bidrar til å redusere strømningshastigheten under 1M. En ytterligere reduksjon i hastighet oppnås i en subsonisk diffusor, hvis tverrsnittsareal øker når den nærmer seg kompressorinnløpet. For å redusere sjokkbølgestrømmen riktig, er det veldig viktig å kontrollere støtdannelsen i luftinntaket. Bruken av luftinntak med variabel geometri lar deg kontrollere sjokkbølgene riktig. de kan også ha omgå klaffer for blødning av luft fra luftinntaket uten å endre hastigheten.

Figur: 2.2. Variabelt halsinntak (basert på original Rolls-Royce tegning)

Figur: 2.3. Eksternt / internt trykkluftinntak (basert på original Rolls-Royce tegning)

Bevegelig luftinntak

Bevegelig luftinntak endrer innløpsområdet tverrsnitt (Concorde) med en bevegelig midtkegle (SR 71). Dette lar deg kontrollere kompresjonsbølgen ved kompressorinnløpet.

Driftsberegninger

Ta av... Motorens luftinntak er designet for å opprettholde en stabil luftstrøm ved kompressorinntaket; strømningsforstyrrelser som forårsaker turbulens, kan føre til at kompressoren stanser.

Luftinntaket kan ikke takle store angrepsvinkler og opprettholde en stabil luftstrøm. Et av de mest kritiske øyeblikkene oppstår under akselerasjon av motoren til startkraft. Inntaksluftstrømmen kan påvirkes av hvilken som helst sidevind, spesielt halmonterte motorer med S-formede luftinntak (TriStar, 727). For å forhindre mulig stall og bølge, gir brukerhåndbøkene en fremgangsmåte som skal følges. Den består vanligvis i flyets fremre bevegelse før den jevnt øker driftsmodusen til start, omtrent 60 - 80 knop (start uten å stoppe).

Ising... Ising av luftinntaket kan forekomme under visse forhold. Dette skjer vanligvis når utetemperaturen er under + 10 °, det er synlig fuktighet, stående vann på rullebanen, eller synligheten på rullebanen er mindre enn 1000 m. Hvis disse forholdene er til stede, bør piloten aktivere motorens isingssystem.

Skader... Skader på luftinntaket eller grovhet inne i kanalen kan forårsake turbulens i den innkommende luftstrømmen og forstyrre strømmen i kompressoren og forårsake stall eller sving. Vær oppmerksom på skader og ujevn overflateruhet på kledningspanelene når du inspiserer luftinntaket.

Suging av fremmedlegemer... Sug av fremmedlegemer mens flyet er på eller nær bakken, vil uunngåelig skade kompressorbladene. Vær nøye med området på bakken foran motorens luftinntak før du starter motorene for å sikre at det ikke er løse steiner eller annet rusk. Dette gjelder ikke bakmonterte motorer hvis luftinntak er plassert over skroget; de lider mye mindre av sug av fremmedlegemer.

Turbulens i flukt... Alvorlig turbulens under flytur kan ikke bare forårsake kaffesøl, men også forstyrre luftstrømmen i motorene. Å bruke den mekaniske hastigheten for å overvinne turbulensen som er spesifisert i bruksanvisningen og riktig RPM / EPR, vil bidra til å redusere sannsynligheten for kompressorfeil. Det kan også være tilrådelig eller nødvendig å aktivere kontinuerlig tenning for å redusere sannsynligheten for motorutblåsing.

Jordoperasjoner... De fleste skader på kompressoren er forårsaket av suging av fremmedlegemer. Skader på kompressorvingene vil endre geometrien til systemet, noe som kan resultere i dårlig ytelse, stoppende kompressorstrøm og til og med motoroverspenning. For å forhindre slike skader, er det viktig å ta foreløpige tiltak for å fjerne rusk (rusk) fra parkeringsområdet. Videre må piloten sørge for at det ikke er fremmedlegemer i motorens luftinntak under inspeksjonen før flyet. Ansvaret slutter ikke der, etter flyet, er det nødvendig å installere plugger på innløps- og eksoskanalene for å forhindre opphopning av forurensning og autorotasjon.

Under start, drosing og reversering av trykk, kan fremmedlegemer suges inn i luftinntaket, og minimum skyvekraft må brukes for å forhindre potensiell skade.

Under driften av GTE oppstod alvorlig skade og noe dødelig skade på grunn av personell som ble sugd inn i luftinntaket. Hvis det er nødvendig å arbeide i umiddelbar nærhet av en motor som er i gang, må det utvises forsiktighet.

KAPITTEL 3 - KOMPRESSORER

Kompressor

· Oppregning av kompressoroppgaver.

· Beskrivelse av sentrifugal- og aksialtyper av kompressorer som brukes til flymotorer.

· Navnet på hovedkomponentene i kompressortrinnet og en beskrivelse av deres funksjon.

· Beskrivelse av endringer i gassparametere (p, t, v) i kompressortrinnet.

· Definisjon av begrepet "trykkforhold" og indikasjon på verdien for sentrifugal- og aksialkompressorer.

· En indikasjon på fordelene med en to-trinns sentrifugalkompressor.

· Oppgi fordeler og ulemper med en sentrifugalkompressor sammenlignet med en aksial kompressor.

· Navnet på noen motorer med aksiale kompressorer og sentrifugalkompressorer.

· Forklaring til innsnevring av den ringformede luftpassasjen i en aksial kompressor.

· Indikasjon på inngangs- og utgangshastigheten til aksialkompressortrinnet.

· Merk at aksiale kompressorer har forhold opp til 35 og utløpstemperaturer opp til 600 ° C.

· Beskrivelse av årsaken til vridning av kompressorbladene ved hjelp av hastighetstrekanter.

· Angivelse av formålet med VNA.

· En indikasjon på årsaken til klikkelyden til kompressoren når den roterer på bakken, dvs. på grunn av autorotering.

· Beskrivelse av utformingen av to- (og tre-) kompressorer av moderne motorer, prinsippene for deres drift og fordeler.

· Definisjon av begrepene "kompressorstall" og "bølge".

Spesifiser følgende forhold som forårsaker stall og bølge:

o en kraftig økning i drivstofforbruk med økende omdreininger (RPM);

o lav hastighet, dvs. liten gass;

o sterk sidevind på bakken;

ising av motorens luftinntak;

o forurensning eller skade på kompressorbladene;

o Skader på motorens luftinntak.

Beskrivelse av følgende stall- og overspenningsindikatorer:

o unormal motorstøy;

o vibrasjon;

o RPM-svingninger;

o økning i EGT;

o noen ganger blåser brennende gasser ut av luftinntaket og eksosanordningen.

· Liste over pilotens handlinger i tilfelle en bod.

· Beskriv designteknikker for å minimere sannsynligheten for stall og bølge.

· Angi tiltak for piloten for å forhindre stall og bølge.

· Beskrivelse av kompressordiagrammet (bølgeområde) med turtallslinjer, stallgrenser, jevn drift og akselerasjon.

021 03 03 03 Diffusor.Beskrivelse av diffusorfunksjoner

Kompressortyper

Før du fyller drivstoff på forbrenningskamrene og utvider forbrenningsproduktene i turbiner, må luften komprimeres.

Det er to hovedtyper av kompressorer som for tiden brukes i motorer: den ene genererer aksial strømning gjennom motoren og den andre genererer en sentrifugal.

I begge tilfeller drives kompressorene av en turbin, som er koblet til kompressorhjulene via en aksel.

Når du gjør kveldsøvelsen rundt flyet, ser du ufrivillig rundt på jakt etter noe interessant å naboen.
Og selvfølgelig har du mange spørsmål.
Vel, uten tvil, hva stikker denne tingen der ute, eller til hva er dette hullet nødvendig?

Derfor skal vi i dag snakke om klimaanlegget.

Det må sies at klimaanlegg (ACS) på fly vanligvis betraktes som ganske komplisert.
Men jeg vil prøve å få alle til å forstå hvorfor det vokser der og hvordan det fungerer. For ikke å nevne å forklare det til naboen din med en viktig luft.
Derfor vil vi først lære teorien, og så vil den komme til bildene.

1. Hva er det til?
Mennesket liker å puste. Han trenger det på en eller annen måte. Hele tiden.
Han trenger å puste inn et visst trykk- og lufttemperaturområde, ellers når ikke alle lykkelige slektninger. Tross alt er det lite lufttrykk i høyden, og det er også veldig kaldt.
Det er mange mennesker i salongen.
Og så mye trenger du å få luft i ønsket mengde og behagelig temperatur (og trykk).
Dette er faktisk det SLE gjør.

2. Hva er den laget av og hvor ligger den?
Det er mange forskjellige ting i SLE, men i prinsippet har vi følgende:
2.1. Luftblødningssystem fra motorer og hjelpekraftenhet (APU).
2.2. Luftforberedelsessystem.
2.3. Luftdistribusjonssystem til forbrukere.
I dag er jeg interessert i å fortelle om det meste av det andre stykket i dette gode systemet.

3. Hvordan det ser ut og fungerer.
Da det ble klart for oss alle i lang tid, utføres det meste av arbeidet med luftforberedelse av Air Conditioning Packs, så jeg vil nå vise og fortelle deg litt om disse pakkene (som kjeruber).
Pakker er vanligvis plassert under hytta, i senterområdet. Her åpner vi bare rammen:

Vi ser der noe sånt som dette:
to sunne sølvfargede varmevekslere (luft-til-luft-radiatorer \u003d VVR)

, til venstre - svarte plastdeksler for luftsuging gjennom VVR, og mange rør.

Her er tingen.
Luften for systemdriften hentes fra APU-kompressoren eller fra motorkompressorene (hvis de går).
Det er veldig varmt der - hundrevis av grader. Hvis vi bare bodde om vinteren, ville alt være enklere - de ville kjøle det ned og til og med servere det til salongen.
Men vi har også veldig positive temperaturer, der du vil at interiøret ikke bare skal varme opp for mye, men veldig mye for å kjøle det ned.
Derfor må vi i SLE ha et kjøleskap med så høy ytelse (en salong for 170 hot guys - va?), Og det er ønskelig at det fungerer uten involvering av tredjepartsressurser som strøm.
Dette problemet ble løst godt ved hjelp av fysikkens lover.
Som du vet, kjøler luft seg, som enhver gass, under ekspansjonen. Og enda bedre, han kjøler seg ned hvis han også tar bort energi ved tvang til å jobbe.
Begge disse metodene brukes i en enhet som kalles en "turbo-kjøler" (på engelsk bruker de begrepet Air Cycle Machine \u003d ACM). Her er det, litt gråaktig til venstre for midten:


I den gjør den tidligere varme luften (og nå litt avkjølt i VVR), men fortsatt under trykk, arbeidet med å rotere turbinen, og utvider seg samtidig og avkjøles.

Nå kan vi allerede forenkle driften av SLE som helhet.
Varm luft hentes fra APU eller motorer,
forkjølet i varmevekslere (VVR),
driver deretter turbinen i turbokjøleskapet og avkjøles der til en temperatur litt over null (slik at vanndamp ikke fryser),
og deretter tilsettes varm luft i den mengden som er nødvendig for å oppnå temperaturen som er innstilt fra kabinen.
Som et resultat får vi kjølig luft på hytta om sommeren eller varm luft om vinteren.

Noen flere detaljer.

Nesten alle fly har et så smart formet luftinntak.


Gjennom den tas luft inn for å blåse VVR. Fra denne karakteristiske visningen kan du umiddelbart forstå hvor klimaanleggspakkene ligger i flyet.
De fleste fly har pakker nederst på midtdelen.
Men An-148 er på toppen:


(luftinntak - øverst til høyre på bildet)
Vel, og noen av originalene har dem også i nesen.

Strømningsområdet til luftinntakskanalen er justerbar. På 737 - en bevegelig vegg av innløpsdelen av kanalen fra skroget.
Dette regulerer avkjølingen av VVR - når alt kommer til alt, i høyden er den innkommende strømmen veldig kald (-60 grader) og høy hastighet, så det er bedre å dekke til rammen.

737 er preget av tilstedeværelsen av et skjold foran luftinntakskanalen:


Den ble installert slik at mindre av en stygg ting skulle falle på startkjøringen - tross alt sitter skroget til 737 ganske lavt, og noen ganger flyr smuss under forhjulene.
Airbus-innganger er mye høyere, og det er ikke slike skjold.

Mellom pakken og chassisnisjen, nederst, er det et skylleluftuttak:


Det blåser litt varmt derfra, og om vinteren kan det være mer interessant enn rundt.

Forresten, under parkering, når det ikke er noen møtende strøm for å blåse VVR, suges luft gjennom dem av en vifte, som drives av den samme turbinen til turbokjøleren.
Dette er det nyttige arbeidet han gjør når han kjøler luften. Det forsyner seg så å si :)

Når luften er avkjølt, kondenserer vanndampen i den til dråper. Dette vannet fjernes fra den kalde luften og injiseres i strømmen rettet mot VVR-ene. Dermed kjøler de enda mer ved å fordampe dette vannet.

Tak ... vi kjølte luften med sorg i to.
Nå hvordan å regulere og generelt å varme.

Lufttemperaturen justeres ved å blande varm, kald luft.
737-800 er hele den trykksatte delen av skroget delt inn i tre konvensjonelle soner: cockpit, front og bakre del av kupeen. Den varme blandes med de samme tre ventilene.
Følgelig er det i cockpiten, på takpanelet, tre temperaturvalg:

(her er de nederst på bildet)
Over dem er indikatorer for svikt i de tilsvarende kanalene til overvåkingsutstyret.
Enda høyere er bryteren for blanding av varm luft.
Øverst til venstre - en enhet for overvåking av lufttemperaturen på motorveiene og i kabinen.
Øverst til høyre - en bryter for valg, og hva vi faktisk vil se på temperaturen.

Hvis lufttemperaturreguleringen mislykkes, bytter selve pakkene til å gi en gjennomsnittstemperatur som +24 grader.

For å spare på luften, brukes vanligvis luftresirkulasjonsvifter i passasjerkabinen.
Her er bryterne bare krøpet på det tilstøtende panelet ovenfra:

Viftene trekker luft fra kupeen gjennom de nedre sidepanelene, deretter rengjøres den med filtre og blandes med frisk luft fra pakkene.
Luften tilføres alltid cockpiten bare frisk.

Under bryterne, i midten, kan du se en enhet som viser lufttrykket i linjene.
Under er det vippebryter til venstre og høyre luftledning som ringer ventil. Som du ser, leveres luft fra hver motor til sin egen pakke, og APU er koblet til venstre linje.
På sidene av det - vippebrytere for å slå på pakkene.
Nedenfor - signalpaneler med funksjonsfeil i forskjellige deler av luftforberedelsessystemet.
Og helt nederst - inkluderingen av luftblødning fra APU og motorer.

Avslutningsvis, la oss klatre inn i territoriet til lufttrykkreguleringssystemet inne i flyet.
Luft tilføres det indre av kupeen gjennom pakker under konstant trykk.
Trykkreguleringen inne i hytta er laget automatisk systemregulering av luftblødning gjennom eksosventilen.
Det er plassert på høyre bakside av flyet, omtrent under den høyre bakdøren (sirklet i rødt):


Ventilen består av to klaffer som kan drives av tre forskjellige elektriske motorer (for reserve i tilfelle feil).

I tilfelle alt er dårlig i det hele tatt, er det ytterligere to helt mekaniske nødventiler som åpnes når et visst trykk inne i skroget overskrides i forhold til påhengsmotoren.
Dette er ventilene over og under eksosventilen:

Hvis plutselig trykket inne i skroget blir lavere enn utenfor, vil de negative differensialventilene åpne og utjevne denne differensialen og slippe luft inn i flyet:

I tilfelle trykkavlastning av bagasjestativene er det knockout-paneler i takstativet.
Hvis det plutselig er for stor trykkforskjell mellom bagasjehyllene og kupeen, vil panelene klemme ut og slippe luft inn for å utjevne denne forskjellen.
Dette er nødvendig slik at gulvet i hytta ikke kan brettes.

Kanskje jeg nå kort fortalt om pakkene.