2. Основные параметры входных устройств и предъявляемые к ним требования.

Основными параметрами ВУ являются следующие.

1. Коэффициент восстановления полного давления, оценивающий потери полного давления при сжатии воздуха в ВУ и его подводе к двигателю

_вх=/,

где и– значения осредненного полного давления воздуха на выходе из ВУ (на входе в двигатель) и полного давления в набегающем на ЛА воздушном потоке.

При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха от скоростного напора сопровождается лишь небольшими потерями на трение и вихреобразование, и величина лишь немного меньше единицы. При сверхзвуковых скоростях полета, помимо указанных потерь, возникают дополнительные, связанные с возникновением скачков уплотнения, вследствие чегосущественно снижается.

Потери полного давления воздушного потока в воздухозаборнике ведут к пропорциональному снижению полного давления потока воздуха или газа во всех элементах двигателя, что в конечном свете ведёт к снижению тяги (или мощности) двигателя. Поэтому первым требованием к входным устройствам является обеспечение максимально возможных значений коэффициента восстановления полного давления на основных режимах полёта.

2. Коэффициент внешнего сопротивления с_х.вх, служащий для определения внешнего сопротивления ВУ:

с_х.вх=Х_вх/qF_м

где Х_вх – сила внешнего сопротивления ВУ; F_м ‑ площадь миделя ВУ; q= – скоростной напор набегающего воздушного потока.

Обеспечение минимальных значений с_х.вх на основных режимах полета ЛА является вторым важнейшим требованием к ВУ.

3. На сверхзвуковых скоростях полета еще одним параметром ВУ является коэффициент расхода , равный отношению действительного расхода воздуха G_в к максимально возможному при данной скорости полёта и данных размерах воздухозаборника.. Этот максимальный расход G_в.max через ВУ с площадью входа F_вх при заданных значениях сверхзвуковой скорости полета V и плотности воздуха _н равен G_в.max= _нVF_вх. В тех же условиях фактический расход равен G_в= _нVF_н, где F_н – фактическая площадь поперечного сечения втекающей в ВУ струи воздуха (в невозмущенной атмосфере). Следовательно,

 = G_в/G_в.max= F_н/F_вх.

В сверхзвуковом полёте не может быть большеи поэтому всегда. Величинаиспользуется для анализа совместной работы ВУ и двигателя при сверхзвуковых скоростях полета.

Кроме двух указанных выше требований, к входным устройствам предъявляются еще ряд требований, среди которых отметим:

1. допустимый (по устойчивости работы компрессора) уровень неравномерности и нестационарности потока на выходе из ВУ;

2. устойчивая работа на сверхзвуковых скоростях полёта (для сверхзвуковых ВУ);

3. защищенность ВУ, а, следовательно, и двигателя, от попадания пыли и посторонних предметов;

4. малая заметность для средств радиолокационного обнаружения;

5) низкая стоимость, надежность работы и простота обслуживания.

3. 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0,5V. 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 дозвукового воздухозаборника 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 си 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 _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 _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 _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 _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.