Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

В околозвуковых самолетах достаточно хорошо выполняет свою функцию воздухозаборник постоянной геометрии с закругленной передней кромкой. Тщательное профилирование воздухозаборника обеспечивает малые потери, а также однородное поле скоростей потока перед компрессором. Однако при сверхзвуковой скорости перед таким воздухозаборником на расстоянии толщины ударного слоя образуется неприсоединенный прямой скачок уплотнения, за которым скорость уменьшается до дозвукового значения. Такому скачку сопутствует большое волновое сопротивление, поэтому воздухозаборники постоянной геометрии с закругленной передней кромкой могут использоваться только до М ‹ 1,14-1,2.

Для сверхзвуковых самолетов потребовалось разработать воздухозаборники иной формы и иного принципа действия. Ввиду широкого диапазона эксплуатационных скоростей этих самолетов их воздухозаборники и воздушные каналы должны одинаково хорошо работать в разных условиях, обеспечивая как простой подвод воздуха при взлете, так и создание оптимальной системы скачков уплотнения в полете с максимальной скоростью. Таким образом, конструкция воздухозаборника зависит от скорости полета и расположения двигателя на планере, а также от формы и принципа действия входного устройства двигателя.

В построенных до настоящего времени сверхзвуковых самолетах нашли применение воздухозаборники:

1) центральные (лобовые), т.е. размещенные по оси симметрии самолета (или оси гондолы), либо боковые (по бокам фюзеляжа);

2) нерегулируемые либо регулируемые, т.е. воздухозаборники, внутренняя геометрия которых постоянна или может изменяться в зависимости от условий полета;

3) с внешней, внутренней или комбинированной компрессией, т.е. воздухозаборники, в которых сжатие воздуха путем преобразования кинетической энергии потока в статическое давление происходит соответственно перед воздухозаборником либо в воздушном канале;

4) плоские либо трехмерные, т.е. воздухозаборники, форма поперечных сечений которых близка к прямоугольной либо круглой (полукруглой, эллиптической и т.п.).

В табл. 1 воздухозаборники характеризуются только по первому и второму признакам. Из этих данных следует, что на 33 самолетах применен лобовой воздухозаборник (в том числе на 13 нерегулируемый), а на 52-боковой (в том числе на 17 нерегулируемый). Три самолета с ракетным двигателем, естественно, не имели воздухозаборника. Лобовые воздухозаборники в 21 случае размещены в фюзеляже и в 12-в гондолах. Среди фюзеляжных воздухозаборников в 18 случаях они находятся в носовой части фюзеляжа, а в остальных 3 применен надфюзеляжный (в самолете YF-107A) или под фюзеляжные (в самолетах «Гриффон» и F-16). Боковые же воздухозаборники обычно размещаются перед передней кромкой крыла в его плоскости, над крылом либо под ним в зависимости от принятой аэродинамической схемы самолета. Первый вариант характерен для среднепланов, а второй и третий – соответственно в низкопланах и высокопланах.

Центральные воздухозаборники в фюзеляже или в индивидуальных гондолах выполнены почти исключительно круглыми по форме поперечного сечения, и только в редких случаях использована овальная форма (F-100, «Дюрандаль» и др.) Преимуществом воздухозаборников двигателей, размещенных в гондолах, является их непосредственное соединение с компрессором, благодаря чему они имеют малую массу, малые потери давления и равномерное поле скоростей потока. В крейсерском полете со сверхзвуковыми скоростями для круглых воздухозаборников характерна, кроме того, постоянная система скачков уплотнения, соответствующая расчетным условиям работы.

К недостаткам круглых воздухозаборников относится снижение их эффективности с увеличением угла атаки, обусловленное изменением системы скачков уплотнения. В случае центральных фюзеляжных воздухозаборников воздушный канал оказывается длинным и сложным по форме, что требует значительного объема фюзеляжа и затрудняет размещение топлива, оборудования и т.п. Кроме того, такой воздухозаборник исключает возможность применения радиолокационной антенны большого диаметра, величина которого ограничена габаритами центрального тела, размещенного внутри входного устройства.

Недостаток надфюзеляжного и подфюзеляжного воздухозаборников состоит в снижении их эффективности при больших углах атаки (соответственно положительных или отрицательных) ввиду того, что воздухозаборник заслоняется фюзеляжем и крылом.

Боковым воздухозаборникам свойственно значительно большее разнообразие форм поперечного сечения. В начальный период развития сверхзвуковых самолетов обычно применялись воздухозаборники полуэллиптические, полукруглые или составляющие четверть круга. В последнее время почти повсеместно применяются плоские боковые воздухозаборники прямоугольной формы с закругленными углами. Отказ от полукруглых воздухозаборников объясняется стремлением не искажать профиль корневых частей крыла и плоскую форму несущего фюзеляжа. Размещение воздухозаборников по бокам фюзеляжа позволяет не только значительно укоротить воздушные каналы, но и занять всю носовую часть фюзеляжа оборудованием, в том числе оборудованием радиолокационной станции. Плоские боковые воздухозаборники работают очень эффективно во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и углов атаки.

Основными недостатками боковых воздухозаборников являются затенение одного из них фюзеляжем во время выполнения маневров со скольжением при сверхзвуковой скорости полета и влияние на их работу пограничного слоя, который является основным источником неравномерности поля скоростей в воздухозаборнике и воздушном канале. Пограничный слой возникает в результате вязкого трения воздушного потока на обтекаемых поверхностях самолета, причем скорость потока у обшивки резко падает до нуля. При сверхзвуковом обтекании скачки уплотнения, взаимодействуя с пограничным слоем, вызывают местный отрыв потока от обтекаемой поверхности с резким увеличением толщины пограничного слоя 1*и т.д. Неравномерность распределения скорости изза пограничного слоя возрастает так значительно, что, например, в самолете с воздухозаборниками, непосредственно прилегающими к обшивке фюзеляжа, при скорости полета М = 2,5 тяга уменьшается на ~ 45%, а удельный расход топлива увеличивается на ~ 15%.

1* Толщина пограничного слоя зависит от скорости полета, коэффициента вязкости воздуха, а также от длины обтекаемого участка поверхности. Принимается, что толщина пограничного слоя составляет 1% длины обтекаемого участка при сверхзвуковой скорости полета и возрастает с уменьшением скорости.