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.

Упражнение 15.1

a) Самолет летит при М = 0.9 в тропопаузе (T_a = 216.65 K) и степень повышения давления вентилятора 4.5. Найти температуру за вентилятором Т₀₁₃, если политропический КПД компрессора - 0.85.

Если степень двухконтурности - 0.67, найдите величину c_pm для смешанного потока через реактивное сопло, принять k = 1,30 для потока, выходящего из турбины. Отсюда найдите k_m для смешанного потока. Каково отношение давлений p₀₈/p_a в реактивном сопле?

( Ответ: Т₀₂₃ = 417.4 K; 1148 Дж/кг/К, 1.333, 7.61)

б) Рассмотреть две альтернативных конфигурации вышеупомянутых двигателей. В одном случае потоки смешиваются с незначительной потерей в давлении торможения перед входом в реактивное сопло; в другом случае каждый поток проходит через отдельное реактивное сопло. Двигатели идентичны вверх по течению от того места, где потоки могут смешиваться и в обоих случаях, давление торможения при входе в реактивное сопло равно давлению за вентилятором. В обоих случаях реактивное сопло обратимо. Если температура за турбиной НД - T₀₅=1200 K, найдите температуру смеси T₀₆. Найдите тягу брутто для единицы массы потока воздуха при смешении и без смешения потоков(удельную тягу).

(Ответ: Т₀₆ = 925 K, уд. тяга без смешения = 877 м/с; со смешением =919м/с)

Упражнение 15.2

Для двигателя со смешением в упражнении 15.1 найдите необходимое относительное увеличение в площади горла, когда форсажная камера поднимает температуру до 2200 K. Предположите, что k равно 1.30 для реактивного самолета с дожиганием топлива. Предположите, что реактивное сопло - изоэнтропическое и пренебрегите массой топлива. Примечание: для запертого реактивного сопла:

Каково увеличение в тяге брутто F_G произведенное дожиганием, если реактивное сопло остается изоэнтропическим?

Как увеличивается тяга нетто для полета с числом Маха 0.9 в тропопаузе?

( Ответ: ΔA₈ = 56 %, ΔF_G = 56 %, ΔF_N = 78.2 %)

Упражнение 15.3

Рисунок 15.7 показывает возможный вход для сверхзвукового полета с числом Маха 2.0 на входе и числом Маха 0.89 на выходе. Отмечены углы наклона и скачки показываются пунктирными линиями.

Рисунок 15.7. Упрощенное входное устройство для самолета, разработанного для полета с числом М. = 2.0.

Найдите степень повышения давления торможения P₀₂/P₀₁, и сравните ее со степенью повышения давления в прямом скачке при M₁ = 2.0 (P₀₂/P₀₁ = 0.721) и со степенью для MIL-E-5007/8.

( Ответ: три косых скачка 0.959; MIL-E-5007/8 0.925)

Если высота входа между точками а и b (размеры нормальные к направлению потока входа) h, чему равны ac и cd?

(Ответ: ac = 0.634h; cd = 1.060h)

Примечание: решить это упражнение легко, если иметь таблицы или диаграммы для косых скачков. Для облегчения некоторые данные приведены ниже, где приписки u и d (upstream, downstream) относятся к параметрам до и после скачка соответственно. Угол скачка измерен вверх по направления потока.

Mu	Отклонение Потока	Md	Угол ударной волны	Pd/Pu	Td/Tu
2.0	10º	1.64	39.3º	1.71	1.17
1.64	8º	1.36	46.6º	1.49	1.12
1.36	8º	0.89	71.0º	1.76	1.18