Автоматизация Автоматизация Архитектура Астрономия Одит Биология Счетоводство Военна наука Генетика География Геология Държавна къща Друга журналистика и средства за масова информация Изкуство Чужди езици Компютърни науки История Компютри Компютри Кулинарна култура Лексикология Литература Логика Маркетинг Математика Механика Механика Мениджмънт Метал и заваръчна механика Музика Население Образование Безопасност на живота Охрана на труда Педагогика Политика Право инструмент за програмиране производство Industries Психология P Дио Религия Източници Communication Социология на спорта стандартизация Строителство Технологии Търговия Туризъм Физика Физиология Философия Финанси Химически съоръжения Tsennoobrazovanie скициране Екология иконометрия Икономика Електроника Yurispundenktsiya

ТЕМА № 14. "СТАРТИРАЩИ СИСТЕМИ GTE. GTE INLET УСТРОЙСТВА. ПРОВЕРКА НА ГАРАНЦИИТЕ НА GTD И ЕКСПЛОАТАЦИЯ НА СИСТЕМИТЕ НА ВЪЗДУХОПЛАВАТЕЛНИ СРЕДСТВА

Прочетете още:
  1. А) към всяка икономическа система
  2. А) система за прогресивно данъчно облагане.
  3. В) Систематично
  4. CASE технология за създаване на информационни системи
  5. СИСТЕМА, ИЗТОЧНИЦИ, ИСТОРИЧЕСКА ТРАДИЦИЯ НА РИМСКОТО ПРАВО
  6. I. Курсови работи
  7. I. ОБЩИ ИНСТРУКЦИИ ЗА ИЗПЪЛНЕНИЕТО НА УЧЕБНАТА РАБОТА
  8. I. Главна Риси полицейска система на Украйна
  9. I. ОСНОВНИ КОНЦЕПЦИИ (ТЕРМИНИ) НА ЕКОЛОГИЯТА. СИСТЕМНОСТТА НА НЕГО
  10. И. Сосилство и социална система.
  11. I. Образуване на системата на военна психология в Русия.
  12. I.2. Системата на римското право

Прекомерната температура на газовете зад турбината или "горещ въздух" може да бъде причинена от прекомерно подаване на гориво към горивната камера или от нестабилна работа на компресора.

Прекомерното подаване на гориво може да бъде причинено от нарушаване на регулирането на механичната част на системата за управление на двигателя чрез затваряне на клапана TAZ в затворено положение и запушване на обезвъздушителната дюза.

Повишеното подаване на гориво и повишаването на температурата на газа намаляват ΔK в kW и могат да доведат до нестабилност на компресора. В този случай въздушният поток намалява значително, мощността на турбината пада и скоростта може да се окаже, когато температурата се покачи.

Друга причина за "горещо замразяване" не е правилното регулиране на системата за управление на KVD направляващите устройства или неизправността на тяхната система за управление, което води до значително намаляване на въздушния поток, спад в мощността на турбината и скоростта може да се окаже в зависимост от продължаващото повишаване на температурата.

ТЕМА № 14. "СТАРТИРАЩИ СИСТЕМИ GTE. GTE INLET УСТРОЙСТВА. ПРОВЕРКА НА ГАРАНЦИИТЕ НА GTD И РАБОТА НА СИСТЕМИТЕ НА ВЪЗДУХОПЛАВАТЕЛНИ СРЕДСТВА ".

УРОК №3. "Свръхзвуков всмукване на въздух (SVZ)".

Време: 2 часа (групова сесия)

Цел на урока: Да се ​​проучи общата информация и необходимостта от регулиране на CBZ.

Въпроси, които трябва да бъдат проучени:

1. Обща информация за входящите въздуховоди.

2. Необходимост от регулиране на CBZ.

3. Общи характеристики на системата за управление на SVZ на въздухоплавателното средство MiG-29.

1. Обща информация за входящите въздуховоди.

Входното устройство е част от електроцентралата с газови турбини, която включва входящ въздушен поток, средства за регулиране и защитни устройства.

Основният елемент на входното устройство е въздушният вход, зад който е разположен каналът за подаване на въздух към двигателя.

Входът за въздух е предназначен да преобразува високоскоростното въздушно налягане в полет до налягането на входа на компресора на турбореактивния двигател с минимални загуби и е стабилно във всички режими.

На входните устройства се налагат следните изисквания със свръхзвуков VZ:

- ниски загуби на общо налягане при спиране на въздуха, постъпващ в двигателя;



- минималното външно съпротивление;

- стабилна експлоатация при всички полетни условия и условия на работа на двигателя;

- уеднаквеността на полетата за скорост и налягане, както и отсъствието на пулсация на потока при входа към компресора;

- въздушният поток през входното устройство във всички режими трябва да съответства на необходимия въздушен поток за двигателя;

- надеждност на работата, простота на работа;

- добра защита срещу навлизане в двигателя на земни и чужди предмети на земята.

В зависимост от скоростта на полета, разположението на входното устройство върху въздухоплавателното средство и формата на всмукателния въздух, те могат да бъдат подзонични или свръхзвукови, фронтални, странични, подлепващи или подвижни, оссиметрични, плоски, овални,

Съгласно принципа за организиране на спирачния процес на свръхзвуковия поток, въздухопроводите се разделят на въздушни отвори с външно компресиране (Фигура 1.а), със смесено компресиране (фиг.1b) и с вътрешно компресиране (Фигура 1.с).

При скорости на дозвуковия и трансконския полет, общите загуби на налягане са свързани главно с хидравличните загуби по време на потока в канала за всмукване на въздух. При свръхзвукови скорости на полета основната част е причинена от загуби, дължащи се на спирането на потока при ударни вълни.

Както е известно, спирането на свръхзвуков поток към дозвукова скорост възниква при директен компресионен шок. И общите загуби на налягане в този случай главно зависят от интензивността на този скок, т.е. от числото Мах на потока пред него, (М). Когато броят М на полета е по-голям от 1,4-1,5, загубите на общо налягане при спиране на потока при директния шок започват да се увеличават силно. За да се намалят загубите при високи свръхзвукови скорости на полета, е необходимо да се спира потока в системата на скокове, която е организирана на специално профилирани повърхности на инхибиране. Броят на скоковете се избира колкото по-голям, толкова по-голям е изчисленият брой М на полета на самолета.

Приемът на въздух със смесена и вътрешна компресия все още не е широко приложим, поради трудностите при изтеглянето им от експлоатационния режим на работа по време на полет.

‡ Зареждане ...

При въздушните отвори с външна компресия потокът се спира последователно в ударни вълни, разположени преди входа към канала за входящ въздух (фиг.2). Скоростите на сгъстяване (две наклонени и една права) се предизвикват от спирачната повърхност (конус и клин). При проектирането на всмукателния въздух всички скокове са фокусирани върху водещия ръб на корпуса, за да се осигури максимален въздушен поток през всмукателния отвор. Най-голямата площ на потока, която може да влезе в канала за входящ въздух F bx, е равна на областта, ограничена от ръба на обвивката.

където F вх = F н .

Когато потокът спира при първия и вторият скосен скок, налягането му се покачва (фиг.2 ), а скоростта остава свръхзвукова. Преходът към подсъзнателен поток възниква при директен компресионен шок (M 3 <1). Ако потокът зад директния ударен удар на двигателя остане подсънвен, относително малки смущения от двигателя (компресора) ще бъдат предадени на входа на въздушния всмукване и могат да доведат до появата на ударна вълна на главата и появата на нестабилна работа на всмукателния въздух. За да се изключи това, обикновено след директен шок на уплътняване, каналът за входящ въздух се изработва под формата на дюза Laval, чиято най-тясна точка се нарича гърлото на всмукателния отвор (раздел GG). Над гърлото се образува свръхзвукова зона на потока. Преходът към дозвуков поток преди компресора се извършва в сложна система от скокове, които условно се заменят с един еквивалентен затварящ S-скок.

В зависимост от позицията на затварящия S- скок, се разграничават три режима на работа на свръхзвуков входящ въздух. При наличие на свръхзвукова зона на потока зад гърлото (S-скокът се намира зад гърлото), режимите на работа на входа на въздуха се наричат ​​суперкритични.Когато S-скокът е поставен в равнината на гърлото на всмукателния въздушен поток, режимът на работа се нарича критичен и когато скокът S се придвижи към входа на въздушния всмукател и външния вид на удара, работата се нарича подкритична.

Нормална работа на въздушния всмукване във всички режими на полета и работа на двигателя е възможно, при условие че въздушният поток се координира чрез система от скокове, гърло и двигател (компресор).

Ефективността на свръхзвуков VZ се оценява от следните параметри:

коефициентът на дебита е съотношението на действителния въздушен поток през блока, монтиран на превозното средство, до максимално възможното за даден брой M на полета:

коефициентът на потока характеризира капацитета на системата от ударни вълни и зависи само от Mn за L = const. На изчисленото

работен режим на входящия въздух φ = 1.

коефициент на външно (фронтално) съпротивление VZ :

където X in е пълното съпротивление на входящия въздух, включително съпротивлението на вълната;

ρ н е масовата плътност на ненадвишавания въздух;

F bx е неговата входна секция;

C 1 = M е скоростта на полета.

Общо задържане на налягането:

Където: Р н * и Р в * - налягането на спирачния въздушен поток съответно преди входящ въздух (в потока на движение) и преди входа в двигателя. Колкото по-висок е в , толкова по-голяма е степента на увеличаване на налягането на въздуха във входното устройство π VX за даден брой M на полета.

степен на увеличаване на налягането във входното устройство :

Макар че количеството σ Β X намалява с увеличаване на М на полета, но π ВХ нараства и при М = 2.0-2.5 обикновено π ВХ = 8-12, т.е. При свръхзвукови скорости на полета въздухът, преди да влезе в двигателя, претърпява значително компресиране от високоскоростната глава.

За да се намали загубата на общото въздушно налягане във всмукателния въздух и да се увеличи стабилността на потока на газовия поток, той управлява граничния слой. За тази цел са направени пролуки между страничната повърхност на въздухоплавателното средство и входния отвор за изтичане на граничния слой, натрупан върху съседни повърхности пред входа на въздуха и са направени перфорации върху клиновите панели за отстраняване на граничния слой, образуван по време на потока около спирачната повърхност.

На маневрени самолети входящите въздухопроводи работят в широк спектър от некотирани режими. Броят на полета, режимът на двигателя и посоката на протичащия поток се променят. Това води до промяна в газови динамика на въздушния поток във всмукателния въздух, който влияе върху параметрите и границата на стабилност на всмукателния въздух. Последното се изчислява с коефициента ΔK y , който характеризира отстраняването на работния режим на всмукателния въздух от границата на неговата стабилна работа (изтичане).


| 1 | 2 | 3 |


Когато използвате този материал, свържете се със bseen2.biz (0.058 сек.)