Впускная система

Устройство и работа всасывающих систем, включая запасные воздушные системы

Скоростной наддув

При современных скоростях полета, порядка 600—700 км/час, можно при помощи рационального устройства всасывающих патрубков существенно увеличить высотность мотора. Для этого патрубок, забирающий воздух для питания двигателя, выводят навстречу набегающему потоку. Благодаря этому в патрубке происходит уменьшение скорости воздуха и увеличение давления, что повышает высотность мотора.

Практически увеличение высотности зависит от величины потерь во всасывающем патрубке и степени обдувки патрубка струей винта I и может быть подсчитано по формуле:

где V_С— скорость самолета в км\час;

φ—коэфициент, учитывающий обдувку патрубка струей винта; для максимальной скорости величина этого коэффициента может быть принята φ = 1,1÷1,2; уменьшение коэффициента φ может произойти при неправильном расположении патрубка в зоне срыва потока с передней кромки капота (Рис. 6.1), с обтекателей вооружения, а также при расположении патрубка вблизи комля винта;

ξ — коэффициент сопротивления патрубка; величина этого коэффициента может колебаться в значительных пределах; для всасывающих патрубков при отсутствии существенных сопротивлений (сетки, заслонки, подогреватели и т. п.) величину коэффициента можно считать С =0,15. Для уменьшения коэффициента сопротивления надо, чтобы патрубок имел лишь один поворот. При необходимости иметь два поворота они должны быть выполнены особо тщательно: с большими радиусами закруглений и с постановкой я направляющих лопаток, препятствующих отрыву струй от стенок.

Для лучшего обтекания всасывающего патрубка встречным потоком воздуха и для уменьшения скорости струи внутри патрубка начальный участок последнего должен быть выполнен на конус. Угол конуса берется в пределах 4—6°.

На Рис. 6.2 показан так называемый нижний подвод воздуха к двигателю, когда всасывающая труба подводится к карбюратору (при расположении его до нагнетателя) или к нагнетателю (при расположении карбюратора после нагнетателя) снизу по отношению к двигателю. Как видно из этой фигуры, всасывающая труба снабжается двумя сетками: редкой, поставленной на входе, задерживающей крупные куски (например, комки снега), и более густой, имеющей 4 нитки на 1 погонный сантиметр. Для предохранения от попадания в двигатель загрязненного воздуха при старте осуществляют подвод воздуха из капота двигателя. Поворотная заслонка связана с механизмом убирающегося шасси. После взлета при убирании шасси открывается переднее отверстие патрубка и всасывание воздуха производится непосредственно из атмосферы. Сзади всасывающая труба имеет обтекатель, устраняющий завихрение воздуха и уменьшающий сопротивление в полете.

На Рис. 6.3 показан верхний подвод воздуха к двигателю, когда всасывающая труба выведена на верх капота. Такое расположение всасывающей трубы возможно для V-образных двигателей путем поворота вверх входа в нагнетатель, а также для звездообразных двигателей при карбюраторе перевернутого типа (см. моторы типа М-25, М-62) и позволяет питать двигатель более чистым воздухом. При небольшом радиусе кривизны трубы распределение потока воздуха в ней будет неравномерным: у стенки, очерченной большим радиусом, скорость воздуха будет большей; давление воздуха, а следовательно, и количество его, проходящее мимо этой стенки, будет больше, чем у стенки с малым радиусом кривизны, что вызывает завихрение воздуха за поворотом. Поэтому желательно выровнять поток воздуха при помощи направляющей лопатки.

Расположение всасывающего патрубка навстречу воздушному потоку по способу, показанному на Рис. 6.3, наряду с увеличением высотности мотора увеличивает лобовое сопротивление самолета.

Это приводит к уменьшению скорости полета на 1,5—2% на высотах ниже расчетной.

Опытами ЦАГИ установлено, что для звездообразных моторов более целесообразно располагать заборный патрубок внутри капота, устанавливая заборное отверстие несколько впереди мотора. При этом степень использования скоростного напора уменьшается на 3÷40%, но не создается дополнительного лобового сопротивления. Таким образом общий результат будет положительным, что скажется увеличением скорости полета на 1÷1,5%.