Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Рис. 1.45. Примеры конструкций воздухозаборников.

а-боковой воздухозаборник самолета F-4 (видны подвижная передняя и неподвижная-с системой отвода пограничного слоя-части клина); б-боковой воздухозаборник самолета «Мираж» III (видны щель для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа и генератор скачков уплотнения в виде полуконуса); в-подфюзеляжный воздухозаборник самолета F-16.

Аналогичная проблема существует и для лобовых воздухозаборников, оснащенных конусами или клиньями, а также для воздухозаборников с внутренней или комбинированной компрессией. Помпаж воздухозаборника или двигателя, вызванный отрывом потока, может привести к аварии. Для устранения этого нежелательного и опасного явления применяют устройства для отвода пограничного слоя с поверхности фюзеляжа (крыла) перед боковым, под- или надфюзеляжным воздухозаборником, а также отверстия для отсоса пограничного слоя с поверхности конуса или клина, что благоприятствует безотрывному обтеканию. При этом воздух пограничного слоя отводится во внешний поток либо используется для охлаждения двигателя.

Таким образом, проблема работы воздухозаборника самолета с М ‹ 1,1-1,2 весьма сложна, и поэтому входное устройство должно быть спроектировано несколько иначе, чем в дозвуковом самолете.

В диапазоне малых сверхзвуковых скоростей еще применимы нерегулируемые воздухозаборники, выполняемые с заостренными входными кромками, на которых возникает локальный присоединенный прямой скачок уплотнения.

Скорость потока за таким скачком уменьшается до дозвуковой, но она еще так велика, что необходимо дальнейшее замедление потока до значения скорости, требуемого для компрессора. Происходит это в расширяющемся диффузоре. Использование входных острых кромок препятствует возникновению в воздухозаборнике толстого пограничного слоя и последующему отрыву этого слоя, ухудшающему работу двигателя. За локальным присоединенным скачком уплотнения скорость воздуха уменьшается до дозвукового значения так же резко, как и за неприсоединенным головным скачком, однако вследствие его локальности большая часть кинетической энергии переходит в статическое давление (остальная преобразуется в тепловую энергию). Тем не менее с увеличением скорости полета интенсивность скачка и соответственно потери в процессе динамического сжатия возрастают, вследствие чего снижается тяга двигательной установки. Поэтому воздухозаборники такого типа применяются в самолетах с максимальной скоростью, не превосходящей М = 1,5. При более высоких скоростях хорошая эффективность динамического сжатия на бегающего потока может быть достигнута только в системе косых скачков уплотнения, для которых характерна меньшая интенсивность, т.е. меньшее падение скорости и меньшие потери давления. Скорость потока за косым скачком еще остается сверхзвуковой, и если она соответствует числу Маха, не превышающему 1,5-1,7, то дальнейшее торможение потока может

происходить в прямом скачке. Потери в таком слабом скачке невелики, а дозвуковая скорость за ним уже приемлема для воздушного канала. Двухскачковый воздухозаборник работает эффективно до скорости полета М = 2,2. При дальнейшем увеличении скорости набегающего потока возрастает также число Маха за косым скачком. Если оно превышает 1,5-1,7, то поток воздуха следует дополнительно сжать в еще одном косом скачке, чтобы его скорость перед замыкающим прямым скачком имела приемлемое значение. Воздухозаборник с такой системой скачков называется трехскачковым и может применяться до М ~ 3.

Требуемую систему скачков можно создать путем выдвижения из воздухозаборника вперед элемента с острой вершиной (независимо от использованного принципа компрессии) либо путем использования воздухозаборника с острыми входными кромками и соответствующим образом спрофилированного диффузора (во входных устройствах с внутренней или комбинированной компрессией).

Конструктивные элементы внутри воздухозаборника, используемые для создания косых скачков уплотнения, называются генераторами скачков. На практике нашли применение генераторы в форме конусов, полуконусов, четвертьконусов и клиньев. На их вершинах при сверхзвуковом полете образуется присоединенный скачок с углом наклона, зависящим как от угла при вершине тела, так и от числа Маха. Поскольку в косом скачке изменение параметров потока, как уже упоминалось выше, происходит менее резко, чем в прямом, значительно меньше и потери, а тем самым выше создаваемое статическое давление. Статическое давление заторможенного потока тем больше, чем выше скорость полета и число косых скачков уплотнения, в которых происходит преобразование энергии.

На практике используются двух-, трех- и даже четырехскачковые системы. Второй и последующие косые скачки могут создаваться генератором с ломаной образующей или в результате отражения волн возмущения от внутренних стенок диффузора. Первый способ создания скачков характерен для воздухозаборников с внешней компрессией, а второй-с комбинированной.

Рис. 1.46. Воздухозаборники сверхзвуковых самолетов.

а -«Сюпер-Мистэр» В.4; 6-F-100; e-F-104; г-F.D.l; d-F-8; е-В-58.

Рис. 1.47. Геометрия совкового воздухозаборника самолета F-14 с верхней кромкой, выполняющей роль генератора косых скачков уплотнения в полете с дозвуковой (а), околозвуковой (б) и сверхзвуковой (в) скоростями.

В воздухозаборниках с внутренней компрессией скачки индуцируются внутри неосесимметричного воздушного канала благодаря соответствующему профилю поперечных сечений диффузора.

Описанные выше способы создания скачков уплотнения различаются между собой местом образования скачков относительно плоскости входа в воздухозаборник. Общей чертой их является многоступенчатость процесса торможения потока, благодаря чему обеспечиваются максимальное использование динамического сжатия, минимальные потери и равномерное распределение скорости.

На первых сверхзвуковых самолетах с воздухозаборниками, оснащенными генераторами косых скачков уплотнения, использованы входные устройства с внешней компрессией. По сравнению с другими они довольно просты в регулировке и имеют малую массу. Генератор размещается относительно входа в воздухозаборник таким образом, чтобы генерируемый им первичный скачок касался входной кромки воздухозаборника в расчетных условиях полета, что позволяет получить максимальный захват воздуха, минимальные потери в процессе сжатия и минимальное внутреннее сопротивление входного устройства.