15.2.8 Сверхзвуковое входное устройство

В соответствии с соглашением, ответственным за изготовление входного устройства (или входной части) является компания - изготовитель самолёта, но для наибольшего детального понимания поведения двигателя, необходимо включить входное устройство в оценку двигателя. Для полёта дозвукового гражданского самолета удовлетворяли простые округлённые формы, которые приспосабливались к различным углам атаки с малыми потерями. Такой вход может быть удовлетворителен при низких сверхзвуковых режимах полёта, но при полёте со сверхзвуковыми скоростями, неизбежны потери. С простым дозвуковым входным устройством (или приёмником воздушного давления) на сверхзвуковых скоростях создаются потери ударной волной на входе. Для числа Маха, приближающегося к 2.0, потери от прямого скачка относительно большие и на самолётах с высоким числом Маха, стремятся перейти к входному устройству с рядом косых скачков. Уменьшение потерь давления торможения достигается через большее число скачков.

Американские самолеты F-15 и F-16 были разработаны в одно и то же время, но F-15 способен совершать полёт при числах Маха до М = 2.3, в то время как F-16, как ожидается, будет летать со скоростью М = 1.6, хотя и может достигать М = 2.0. Из-за их различных ролей и выполняемых миссий оба самолёта имеют различные входные устройства. У самолёта F-16 – это тип приёмника воздушного давления, а у F-15 - переменные панели, способные произвести торможение в трёх косых скачках, и завершающем слабом прямом скачке (принципиальная схема панелей изображена на рисунке 15.5). Измеренные потери во входных устройствах самолётов F-15 и F-16 показаны на рисунке 15.6, через функцию от числа Маха полёта; также показаны потери от прямого скачка и опытным путём созданного Американского военного стандарта, MIL-E-5007/8 используемого в промышленности для изучения проектов. Как ожидается, потери входного устройства приёмника воздушного давления самолёта F-16 будут очень близки к потерям от прямого скачка, но более удивительно, что потери во входном устройстве самолёта F-15 будут наиболее близки к величине стандарта MIL-E-5007/8. В российских проектах аналогом является т.н. характеристика входного устройства ЦАГИ-ЦИАМ.

Рисунок 15.5. Входное устройство двигателя самолёта-истребителя F-15.

Если P₀₁ и P₀₂ обозначают давления торможения на входе и на выходе, тогда эмпирическое выражение для MIL-E-5007/8 примет вид:

	для	(15.5)
	для

Входное устройство двигателя самолёта F-15 имеет сравнительно острые кромки, так что его потери при низких дозвуковых скоростях полёта ниже. Три панели должны быть отрегулированы так, чтобы приспособить положения в зависимости от числа Маха и режима работы двигателя и открыть створки второго контура, для этого необходимо иметь три привода, связанные с системой контроля управления. Понятно, что такое входное устройство придаёт дополнительный вес и стоимость по сравнению с простой установленной геометрией типа «приёмника воздушного давления», использование которого может быть оправдано только при высоких скоростях полёта, достаточно важных для главной миссии проекта. Положение ещё более усложняется желанием вовлечения аспектов технологии незаметности, обеспечивая изгиб входного устройства (чтобы остановить линию луча радара на входном устройстве двигателя) и покрытие лопаток специальным материалом, поглощающим радарное излучение.

Рисунок 15.6. Коэффициент полного давления на входе, показывающий измеренные результаты для F-15 и F-16 для прямого скачка.

2. Масса двигателя и расход топлива. (2.5)