Сверхзвуковые самолеты

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.

Однако существенными недостатками входных устройств этого типа по сравнению с другими являются большое (наибольшее) внешнее сопротивление, связанное с изменением направления движения потока, а также наименьший прирост статического давления и большая лобовая площадь из-за того, что внутри воздухозаборника необходимо разместить генератор скачков. Теоретически наиболее рационально использование входных устройств с внутренней компрессией, которые наиболее эффективны и обладают минимальным внешним сопротивлением. Однако такие входные устройства пока не нашли практического применения ввиду сложности конструкции профилированного воздушного канала и необходимости плавного изменения его внутренней геометрии в соответствии с изменяющимися условиями полета и работы двигателя. В настоящее время все шире применяются входные устройства с комбинированной компрессией, которые при относительно простой конструкции отличаются довольно высокой эффективностью.

Представленные примеры геометрии и конструкции воздухозаборников свидетельствуют о возможности индивидуального подхода к задаче проектирования воздухозаборника с учетом изменяющихся условий его работы. Показанные на рис. 1.45 и 1.46 воздухозаборники принципиально различаются по форме и внешнему виду, но они аналогичны по характеру работы при определенной скорости. Разница в деталях обычно связана с принятыми теоретическими предпосылками, результатами экспериментов и вкусами конструкторов.

Например, британский экспериментальный самолет F.D.2, на котором в 1956 г. был установлен мировой рекорд скорости (1822 км/ч), имел весьма специфичный воздухозаборник. Его верхняя входная кромка заострена и выдвинута вперед относительно закругленной нижней. С одной стороны, это приводит к возникновению на верхней кромке присоединенного косого скачка, который проходит на определенном расстоянии перед нижней кромкой, не позволяя возникнуть около нее неприсоединенному прямому скачку. С другой же стороны, выдвижение верхней кромки вперед позволяет увеличить лобовое сечение воздухозаборника в полетах на больших углах атаки, когда скорость полета мала, а требуемый расход воздуха в двигателе велик.

Кроме того, получили распространение устройства дополнительного подвода или отвода воздуха, входящие в систему воздухозаборника. К таким устройствам относят впускные (взлетные) и перепускные створки, которые обычно располагаются либо вблизи регулирующего элемента (конуса, рампы, клина), либо по длине воздушного канала и открываются или закрываются в зависимости от требуемого для двигателя расхода воздуха. На рис. 1.47 показаны положения элементов воздухозаборника самолета F-14 на различных режимах полета.