Сверхзвуковые самолеты

Следовательно, определяющими для самолета являются характеристики двигательной установки в целом, а не одного только двигателя. Это утверждение в первую очередь относится к сверхзвуковым самолетам, так как различие между соответствующими характеристиками двигательной установки и двигателя возрастает с увеличением скорости полета. Поэтому для двигательной установки вводится понятие «эффективная тяга», под которой понимается результирующая сил, действующих на внешние и внутренние поверхности двигателя. Характер и величины сил, создаваемых внутренним давлением, и сил трения, обусловленного вязкостью рабочего тела, определяются процессами, происходящими внутри двигателя. Силы же, действующие на внешние поверхности, определяются характером обтекания двигателя внешним потоком и зависят от местоположения и способа установки двигателя на планере, а также от скорости полета. Воздухозаборник и воздушный канал, обычно составляющие часть планера, более других элементов влияют на силу тяги, создаваемой двигательной установкой. Они обеспечивают подвод воздуха, необходимого для нормальной работы двигателя, в требуемом количестве и с определенными скоростью и давлением. При малых скоростях полета сжатие воздуха перед камерой сгорания происходит главным образом в компрессоре. С ростом же скорости полета, а особенно после достижения сверхзвуковых скоростей, появилась возможность использования кинетической энергии потока для повышения давления воздуха, подводимого к двигателю. При таких скоростях роль воздухозаборника существенно возрастает, поскольку использование кинетической энергии набегающего потока воздуха приводит к уменьшению расхода энергии на привод компрессора. Такое входное устройство является фактически предварительным бестурбинным компрессором.

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.