11. Влияние на характеристики сву места размещения на планере и изменения углов атаки и скольжения самолета

Влияние углов атаки и скольжения на работу СВУ

Место размещения ВУ на ЛА существенно влияет на поля скоростей и давлений на входе в ВУ, а, следовательно, на его внешнее обтекание, внутреннее течение воздуха и интерференцию между элементами ВУ и планера. Соответственно, степень влияния изменения углов  и  на характеристики ВУ зависит от его компоновки на ЛА.

Рис.10.19. Схемы течения на входе в плоский СВУ с горизонтальным расположением клина при различных 

Рис.10.18. компоновки СВУ на ЛА

Лобовые осесимметричные СВУ, применявшиеся на реактивных самолетах второго поколения, одинаково чувствительны как к положительным, так и к отрицательным углам атаки и скольжения. Нарушение симметрии обтекания ступенчатого конуса приводит к изменению характера течения воздуха во внутреннем канале. С наветренной стороны углы _i увеличиваются, и поэтому возрастает интенсивность косых скачков уплотнения и степень повышения давления воздуха в них. На подветренной стороне наблюдается противоположная картина (рис. 10.17, а). Различная степень повышения давления воздуха на наветренной (снизу) и подветренной (сверху) сторонах поверхности торможения вызывает поперечное перетекание потока, которое приводит к стеканию пограничного слоя в зону пониженного давления и его отрыву, как показано на рис. 10.17,а. Это создает значительную нестационарность и окружную неравномерность потока и вызывает снижение коэффициентов _вх и К_у.вх .

Плоские СВУ, как правило, обтекаются потоком воздуха, возмущенным ЛА. Наиболее типичными являются две компоновки СВУ: под фюзеляжем или крылом или сбоку от фюзеляжа. При этом поверхность торможения может быть расположена горизонтально или вертикально. На рис. 10.18 приведены некоторые наиболее характерные из числа указанных компоновок. Компоновка а имеет вертикальное. расположение клина, а компоновки б, в и г – горизонтальное.

Компоновка влияет на параметры потока перед входом в СВУ. При боковом расположении (рис.10.18, а и б) вследствие скоса потока перед плоскостью входа из-за поперечных перетеканий воздуха на боковой поверхности фюзеляжа (см. рис. 10.17, б и в) местные углы атаки оказываются значительно большими углов атаки носовой части фюзеляжа. Влияние изменения  на характеристики СВУ в этом случае существенно зависит от расположения ступенчатого клина.

При верхнем горизонтальном расположении клина (рис.10.18, б) в некотором диапазоне увеличения угла атаки характеристики СВУ улучшаются: наблюдается повышение коэффициентов _вх и . Рост коэффициента _вх объясняется повышением интенсивности косых скачков уплотнения в связи с увеличением углов наклона панелей клина по отношению к направлению набегающего потока и приближением суммарного угла поверхности торможения _ к _.опт. Коэффициент  повышается в результате увеличения площади поперечного сечения захватываемой струи F_Н при неизменной площади входа F_вх.

На рис. 10. 19 показаны схемы течения на входе в плоское СВУ с верхним горизонтальным клина при различных , а на рис.10.20 – его характеристики по . Как видно из рис.10.19, а, площадь F_Н при увеличении  возрастает. Она может стать даже больше, чем F_вх. Но при очень значительном увеличении  (рис. 10.19, б) угол _ оказывается больше _.опт и коэффициент _вх начинает уменьшаться. Снижается также коэффициент  за счет удаления головной волны от плоскости входа.

На отрицательных углах атаки (рис. 10.19, в) углы наклона и интенсивность косых скачков уменьшаются, а число M перед головной волной и потери в ней резко возрастают, что вызывает снижение _вх. Уменьшение площади захвата струи приводит к снижению . Частичное разрушение косых скачков головной волной при больших положительных и отрицательных  вызывает снижение запаса устойчивости. Это видно из рис. 10.20, где на дроссельные характеристики СВУ при различных  нанесена расходная характеристика двигателя. При больших положительных и особенно при отрицательных  происходит уменьшение _вх и снижение К_у.вх.

При вертикальном расположении клина (рис. 10.18, а) местные углы скоса потока у поверхности торможения, как указывалось, получаются более высокими, чем углы атаки ЛА. Этим усугубляется вредное влияние изменения  на характеристики ВУ. При косом обдуве обтекание ступенчатого клина становится пространственным (см. рис. 10.17,в), причем на наветренной стороне образуются скачки уплотнения и возможен отрыв потока с передней кромки нижней боковой щеки, а на подветренной – волны разрежения. Это приводит к снижению коэффициентов  и _вх и к росту неравномерности полей скоростей и давлений в канале СВУ и на входе в двигатель. Для выравнивания потока применяют специальные перегородки, устанавливаемые на начальном участке внутреннего канала. СВУ этой схемы применялись на самолетах МиГ-23 и F-4 «Фантом».

Подкрыльевые СВУ (рис. 10.18, в) имеют наиболее благоприятные характеристики при больших положительных углах атаки. Под крылом поле скоростей по направлению является более стабильным, чем у боковой поверхности фюзеляжа. Помимо этого, крыло может быть использовано в качестве первой ступени торможения потока. Как было показано на одной из предыдущих лекций, от передней кромки крыла при сверхзвуковых скоростях полета отходит косой скачок уплотнения, в котором происходит поворот и торможение сверхзвукового потока. При полете с >0 местное число M становится меньшим M_н, а местный угол атаки практически не изменяется, так как направление скорости на входе в СВУ сохраняется параллельным нижней поверхности крыла. Это улучшает характеристики ВУ на положительных углах атаки. Коэффициент _вх у этих СВУ увеличивается или практически не снижается до углов атаки 15…20.

Но при отрицательных углах атаки с передних кромок крыла сбегают вихри, которые, попадая в ВУ, приводят к резкому ухудшению его характеристик на сверхзвуке. При дозвуковых скоростях полета ухудшение характеристик при <0 сравнительно мало значительным и даже удается обеспечить работоспособность СУ при круговом обдуве (=0…360). Такие СВУ применены на самолетах-истребителях четвертого поколения Су‑27 и МиГ-29.