1. Сверхзвуковые входные устройства внешнего сжатия.

Схемы течения в воздухозаборниках с внешним сжатием представлены на рис. 1.7.

Поверхность торможения представляет собой двухступенчатый клин 1-2-3 с углами установки панелей и . При их обтекании образуются косые скачки уплотнения 1-А и 2-А, в которых осуществляется торможение сверхзвукового потока.

Углы ступенчатого клина и осевая протяженность отдельных ступеней выбираются таким образом, чтобы на расчетом числе М полета косые скачки фокусировались в точке А передней кромки обечайки. Это соответствует условию , обеспечивающему максимально возможный расход воздуха и отсутствие дополнительного сопротивления.

В плоском течении все косые скачки являются прямолинейными, а линии тока представляют собой ломаные, состоящие из отрезков прямых, параллельных образующей поверхности торможения. У осесимметричного воздухозаборника характер течения более сложен.

За последним косым скачком как в плоском, так и в осесимметричном течениях поток является еще сверхзвуковым. Переход сверхзвукового потока в дозвуковой в воздухозаборниках с внешним сжатием осуществляется на входе во внутренний канал.

В расчетной схеме условно принято считать, что этот переход происходит в замыкающем прямом скачке А-3, располагающемся вблизи плоскости входа, а далее газ течет по дозвуковому внутреннему каналу.

В действительности схема течения на входе во внутренний канал и в нем самом является более сложной. Она может быть существенно различной в зависимости от принципа профилирования внутреннего канала.

Если максимальное число М полета самолета относительно невелико и не превосходит 2,0-2,3, то в этом случае может использоваться схема воздухозаборника с головной волной и дозвуковой скоростью на входе во внутренний канал. Для внутреннего потока головная волна играет роль замыкающего прямого скачка и ее наличие не приводит к снижению коэффициента , если она находится вблизи плоскости входа и не разрушает систему косых скачков. У поверхности торможения головная волна вследствие взаимодействия с пограничным слоем, нарастающим вдоль этой поверхности, образует λ-образное разветвление, а ее периферийная часть уходит во внешний поток. Воздухозаборники такой схемы нашли широкое практическое применение для многорежимных маневренных самолетов, так как они имеют ряд эксплуатационных преимуществ.

Недостаток воздухозаборника такой схемы заключается в следующем. Наличие головной волны вызывает снижение коэффициента расхода на расчетном режиме (), а более высокое давление за головной волной (чем за присоединенным косым скачком) способствует повышению давления на внешней поверхности обечайки. Эти факторы вызывают возрастание внешнего сопротивления воздухозаборника.

Другой принцип организации течения на входе основан на таком профилировании входа во внутренний канал, при котором в некотором диапазоне числа М полета исключалась бы возможность появления головной волны перед плоскостью входа.

Головная волна может возникнуть:

1. при недостаточном угле наклона внутренней поверхности обечайки к оси воздухозаборника;

2. при недостаточной длине участка «поднутрения» обечайки, приводящей к большой кривизне канала в области горла;

3. при недостаточной площади горла.

Сложность картины течения на входе во внутренний канал воздухозаборника обусловлена наличием пограничного слоя, а иногда и отрыва потока на поверхности торможения.

При течении с дозвуковой скоростью на входе во внутренний канал у плоскости входа возникает скачок, близкий к прямому, который при взаимодействии с пограничным слоем дает λ-образное разветвление.

При сверхзвуковом втекании потока во внутренний канал от внутренней поверхности обечайки отходит косой скачок, а за ним возникает мостообразный скачок. Во всех случаях разветвления скачков, вызванные наличием пограничного слоя, приводят к возникновению неравномерности потока и к сохранению за системой скачков местных сверхзвуковых зон. Во внешнем потоке в этих случаях головная волна не образуется, а возникает присоединенный косой скачок.

При прочих равных условиях избыточное давление на внешней поверхности обечайки при косом скачке ниже чем при головной волне, поэтому внешнее сопротивление воздухозаборника в схемах II и III оказывается меньшим, чем в схеме I (см. рис. 1.7).

Дальнейшее течение воздуха во внутреннем канале сопряжено с возникновением значительных потерь, обусловленных вязкостным трением и отрывом потока от поверхности торможения в районе горла.

Вследствие течения с положительным градиентом давления происходит весьма быстрое нарастание пограничного слоя на стенках воздухозаборника, чему способствует его взаимодействие со скачками уплотнения. Наличие пограничного слоя значительной толщины является предпосылкой к появлению отрыва потока еще в зоне обтекания поверхности торможения, где сжатие газового потока сопровождается его отклонением от осевого направления. В районе горла требуется иметь такой же обратный поворот потока, чтобы возвратить его к осевому направлению. При этом повороте в условиях положительного градиента давления и действия инерционных сил происходит отрыв потока и образуется зона отрыва.

Наличие сильноразвитого пограничного слоя и зоны отрыва приводит к снижению коэффициента и создает значительную неравномерность и нестационарность потока за воздухозаборником. Поэтому принимается ряд мер для снижения вредного влияний указанных факторов. К этим мерам относятся выбор оптимальной площади горла, слив пограничного слоя, применение специальных турбулизаторов и др.

Площадь горла воздухозаборника обычно выбирается из того условия, чтобы скорость потока в нем была равна скорости звука. Выбранная таким образом площадь горла называется оптимальной и обозначается .

Если сделать площадь горла меньше оптимальной, то тогда горло не сможет пропустить весь расход воздуха, который соответствует площади сверхзвуковой струи в невозмущенном потоке. В таком случае перед плоскостью входа возникнет головная волна. Это приведет к снижению расхода воздуха через воздухозаборник и к возрастанию его внешнего сопротивления. Если же площадь горла будет больше оптимальной, то в этом случае возрастут внутренние потери, вызванные перерасширением горла.

Появление потерь от перерасширения горла в воздухозаборниках внешнего сжатия обусловлено тем, что при излишне большом горле поток заполняет лишь часть его проходного сечения. Остальную же часть площади горла в таком случае занимает зона отрыва. Это объясняется тем, что поток при его отрыве прижимается центробежными силами к периферийной части канала и в области горла занимает примерно одну и ту же площадь независимо от фактической площади проходного сечения канала. Но увеличение размеров зоны отрыва вызывает значительную неравномерность потока за горлом, и его последующее выравнивание приводит к значительному снижению полного давления, что уменьшает коэффициент .

Чтобы предотвратить развитие отрыва в канале за горлом и обеспечить условия для быстрого выравнивания потока и его стабилизации, осуществляют специальное профилирование внутреннего канала воздухозаборника: изменение площади проходного сечения канала и сопряжение его стенок с контурами поверхности торможения и наклонной поверхности обечайки делают очень плавными (с большими радиусами скругления). В районе горла и за ним выполняют участок с неизменной площадью поперечного сечения и только за этим участком постепенно увеличивают площадь поперечного сечения канала с углом раствора эквивалентного диффузора не более 10°.

С другой стороны, принимают специальные меры по удалению образовавшегося пограничного слоя. Для этого на поверхностях торможения за вторым и последующими косыми скачками выполняют перфорацию (ряды мелких отверстий) или щели для слива пограничного слоя. Иногда выполняют кольцевую щель для отсоса пограничного слоя в районе горла (см. рис. 1.7). Слив пограничного слоя увеличивает коэффициент воздухозаборника, что обеспечивает рост тяги двигателя. При этом улучшается структура потока на выходе из воздухозаборника и увеличивается запас его устойчивости, хотя имеются потери в расходе воздуха.

Равномерность поля скоростей, а также уровень и спектр пульсаций в выходном сечении воздухозаборника зависят, помимо состояния пограничного слоя, от суммарного угла поворота потока и длины внутреннего канала.

Основное достоинство входных устройств внешнего сжатия состоит в том, что они обладают свойством автозапуска: повышение противодавления относительно расчетного не приводит к резкому нарушению течения перед воздухозаборником, как это имеет место у входных устройств внутреннего сжатия.

Это объясняется тем, что в пределах расположения системы скачков уплотнения отсутствуют ограничивающие поток твердые стенки. За счет растекания потока вокруг обечайки головная волна имеет возможность свободно приблизиться к плоскости входа и, достигнув входного отверстия, превратиться в замыкающий скачок. Следовательно, здесь не возникает необходимости в специальном регулировании воздухозаборника. Потери полного давления у него складываются из потерь в системе скачков уплотнения:

1. потери, вызванные увеличением площади горла по сравнению с ее оптимальным значением;

2. потери в скачке за горлом (если он имеется) из-за снижения противодавления;

3. потери из-за вязкостного трения и наличия зон отрыва.

У регулируемого воздухозаборника потери полного давления, связанные со снижением противодавления и перерасширением горла, практически отсутствуют, а потери на трение и вследствие отрыва составляют около 5-10%. Поэтому приближенно можно принять, что .