Особенности дозвуковых и трансзвуковых входных устройств.

Типичная схема дозвукового воздухозаборника приведена на рисунке.

Он состоит из обечайки и канала для подвода воздуха к двигателю. Обечайка (поз.1) выполняется с профилированными относительно толстыми и плавно обтекаемыми входными кромками. Площадь на входе в обечайку F _вх выбирается такой, чтобы в расчетных условиях полета она была больше площади струи втекающего воздуха F _н, а скорость с _вх - меньшей скорости полета V. Обычно для самолетных ГТД принимают с _вх»0,5 V. В этом случае почти всё сжатие воздуха от скоростного напора осуществляется перед плоскостью входа, т.е. вне ВЗ. Канал за обечайкой должен обеспечивать плавное изменение скорости и не иметь резких поворотов потока, чтобы обеспечить безотрывное течение воздуха и равномерное поле скоростей на входе в компрессор. Непосредственно перед этим входом канал выполняется конфузорным. Ускорение потока на этом участке способствует дополнительному выравниванию поля скоростей.

Внешнее сопротивление дозвуковоговоздухозаборника при идеальном обтекании гондолы двигателя (т.е. в случае, когда отсутствуют трение и отрывы потока) близко к нулю. В реальных условиях складывается из сопротивлений давления и сопротивления трения, возникающих на ее внешней поверхности. Если обечайка имеет плавное очертание передних кромок и обтекается внешним потоком безотрывно, то на ее внешней поверхности за счет ускорения потока появляется зона разрежения и возникает так называемая подсасывающая сила. Эта сила направлена в сторону полета, она тем больше, чем меньше по сравнению с и поэтому практически полностью компенсирует дополнительное сопротивление, возникающее при . Поэтому при M_н<0,5 практически с _х.вх=0. В диапазоне от M_н=0,5 до M_н=0,8 коэффициент с _х.вх увеличивается незначительно и его максимальное значение не превышает обычно 0,05…0,1. Коэффициент восстановления полного давления s_вх у дозвуковых ВУ при M_н£0.8, как показывают эксперименты, лежит в пределах 0,96…0,99.

У дозвуковых самолетов с ТРДД, имеющих высокие степени двухконтурности, двигатели располагаются в отдельных гондолах, которые устанавливаются на пилонах, как правило, несколько впереди и ниже крыла. Двигатели этих самолетов отличаются большими расходами воздуха и в связи с этим имеют значительные лобовые размеры и относительно малую длину. Типичная схема входного устройства такой силовой установки вместе с каналом наружного контура показана на рисунке. Некоторая несимметричность этого ВУ (наличие некоторого скоса плоскости входа) выполнении для повышения эффективности его работы на крейсерских углах атаки полета самолёта.

На режимах взлета и при малых скоростях полета, когда скорость с _вх>> V, может возникать отрыв потока с входных кромок ВУ, приводящий к большим потерям полного давления и усилению неоднородности потока на входе в двигатель. Устранение этих явлений может быть достигнуто применением окон (или створок) подпитки.

Трансзвуковые ВУ. Если число М полета ЛА превышает» 0.9, то характеристики дозвукового ВУ резко ухудшаются. На внешней поверхности обечайки образуется течение с местными сверхзвуковыми скоростями, что приводит к заметному росту с _х.вх. А при M_н>1,0 перед плоскостью входа появляется головная волна. Вследствие этого повышается избыточное давление и вместо подсасывающей силы на обечайке возникает внешнее сопротивление. Коэффициент с _х.вх интенсивно увеличивается. Но потери полного давления при умеренных сверхзвуковых скоростях (M_н<1,5…1,7) в самой головной волне относительно невелики, и коэффициент s_вх снижается не очень значительно. Поэтому на боевых самолетах, имеющих M_max=1,5…1,7, устанавливают трансзвуковые ВУ, отличающиеся от дозвуковых главным образом обечайкой с уменьшенной относительной толщиной и острой передней кромкой. На величину коэффициента s_вх это влияния практически не оказывает, а с _х.вх уменьшается почти в два раза, как это видно из рис. 10.3, где показано изменение s_вх и с _х.вх ВУ с круглыми и заостренными входными кромками. В этом случае при острой кромке у внешней поверхности обечайки вместо прямого возникает косой скачок, а избыточное давление на ней снижается, т.е. уменьшается ее сопротивление. Но при взлёте и в полёте на больших углах атаки и скольжения характеристики такого ВУ ухудшаются (из-за срыва потока с острых кромок.