1. Типы сверхзвуковых входных устройств.
На современных сверхзвуковых самолетах применяются входные устройства, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением относительно плоскости входа), формой поперечного сечения воздухозаборников, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.
Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательно расположенных друг за другом или пересекающихся скачков уплотнения (волн сжатия), заканчивающихся обычно прямым скачком. Такие поверхности называют поверхностями торможения.
По принципу организации процесса торможения сверхзвукового потока входные устройства подразделяются на три типа:
а) входные устройства внешнего сжатия (рис. 1.4, а)
б) входные устройства смешанного сжатия (рис. 1.4, б)
в) входные устройства внутреннего сжатия (рис. 1.4, в).
Рис. 1.4. Схемы воздухозаборников с внешним (а), смешанным (б) и внутренним (в) сжатием
Они различаются местом расположения скачков уплотнения относительно плоскости входа. В первом случае косые скачки уплотнения (волны сжатия) располагаются перед плоскостью входа. Во втором случае часть скачков уплотнения располагается вне и внутри канала. И третьем - все скачки находятся внутри канала.
Увеличивая число скачков в воздухозаборнике как с внешним, так и с внутренним сжатием, в пределе можно перейти к непрерывному (изэнтропическому) торможению сверхзвукового потока. Это может быть сделано на всей поверхности торможения или на некоторой ее части.
Входные устройства по форме поверхности торможения подразделяются на плоские и пространственные (обычно осесимметричные) (рис. 1.5).
Рис. 1.5. Схемы плоского (а) и осесимметричного (б) воздухозаборников
Основное преимущество плоских входных устройств состоит в том, что регулировать их конструктивно проще, причем изменение регулируемых параметров можно осуществлять в более широком диапазоне.
В зависимости от расположения на летательном аппарате входные устройства подразделяются на лобовые и боковые.
Лобовыми принято называть входные устройства, размещающиеся в головной части фюзеляжа или двигательной гондолы. Чаще всего они выполняются осесимметричными.
При размещении двигателя внутри фюзеляжа широко используются боковые входные устройства (с воздухозаборниками, размещенными в боковой поверхности фюзеляжа или крыла). Они обычно имеют малую длину воздухоподводящих каналов. При таком расположении воздухозаборников освобождается место в носовой части самолета, которое необходимо для размещения специального оборудования.
При боковом расположении воздухозаборник попадает в зону возмущенного фюзеляжем или крылом потока. Это обстоятельство отчасти является благоприятным, так как скачки уплотнения от расположенных впереди частей летательного аппарата увеличивают плотность и уменьшают число М потока перед воздухозаборником, что позволяет уменьшить площадь входа в воздухозаборник. Однако возмущенный фюзеляжем или крылом поток обычно не является равномерным, что ухудшает характеристики таких воздухозаборников.
Наиболее важной задачей, связанной с боковым расположением входных устройств, является устранение вредного влияния пограничного слоя, образующегося на расположенной впереди него боковой поверхности летательного аппарата. Для этого между боковой поверхностью летательного аппарата и воздухозаборником выполняются щели для слива пограничного слоя.
В настоящее время наибольшее практическое применение в авиации нашли многоскачковые сверхзвуковые воздухозаборники с внешним сжатием как осесимметричные, так и плоские. Воздухозаборники со смешанным сжатием находятся в стадии опытной разработки.