3. Теоретическая схема имитатора эжекторного типа

Создание имитаторов типа эжектора для аэродинамических моделей - комплексная задача и требует, в первую очередь, проведение теоретических исследований.

На рис.1 представлена теоретическая схема имитатора эжекторного типа двигателя сверхзвукового самолёта. Для дозвукового самолёта общая схема аналогична.

Рис.1

Главные части: воздухозаборник, эжектор, реактивное сопло.

Воздухозаборник и сопло геометрически подобны полномасштабным как внутренними, так и внешними формами. Эжектор состоит из сопла и камеры смешения.

Невозмущенный, набегающий поток, проходя воздухозаборник и вход в камеру смешения эжектора - воздух низкого давления (ВНД). Воздух, который поступает к эжекторному соплу с давлением выше, чем ВНД - воздух высокого давления (ВВД).

Вычисления проводятся, используя следующие предположения:

1. ВНД и ВВД имеют тот же самый молекулярный состав:

æ₁æ₂

2. ВНД и ВВД имеют равные температуры торможения:

Т₀₁=Т₀₂

3. Камера смешения имеет цилиндрическую форму:

F₃=F₁+F₂.

Расчёт имитатора эжекторного типа выполнен, используя систему уравнений эжекции:

К этой системе добавлено два уравнения, которые определяют критический режим работы эжектора:

На этом режиме, в камере смешения эжектора, в сечении, которое называется критическим (рис. 1), ВВД, достигает сверхзвуковой скорости и ВНД - звуковой скорости, то есть возможного максимума, когда на выходе эжектора будет реализован поток с максимальным расходом ВНД. Эта система из пяти уравнений позволяет вычислить параметры смешанного потока на выходе камеры смешения эжектора. Для координации работы эжектора с потоками через воздухозаборник и реактивное сопло добавлены еще два уравнения равенства расхода:

• на входе воздухозаборника и на входе камеры смешения эжектора:

• на выходе камеры смешения эжектора и в критическом сечении реактивного сопла:

Как результат решения системы уравнений, назначая параметры невозмущенного потока (М_, р_), параметры двигателя (F₀,n_c) и с соответствующим выбором характеристик эжектора (, М₂), определены все геометрические и газовые динамические характеристики имитатора эжекторного типа (F₁, F₂, F₃, , k,_1, ₃).

Следует отметить, что коэффициент эжекции, полученный вычислениями, определит однозначно коэффициент расхода воздуха f через воздухозаборник имитатора эжекторного типа.

Предварительные вычисления показали, что в диапазоне дозвуковых скоростей внешнего потока в имитаторе эжекторного типа с полным геометрическим подобием внутренней формы воздухозаборника и реактивного сопла, расход воздуха через воздухозаборник является более низким, чем полномасштабные значения (при моделировании параметров струйного течения).

Если моделируется расход воздуха через воздухозаборник, невозможно выполнять условие подобия реактивного сопла, и в этом случае струйный поток не моделируется.

Некоторый вид решения этой проблемы может быть найден рассмотрением конкретных режимов полёта самолёта.

Можно предложить следующие пути наиболее полного моделирования работы авиационного двигателя с помощью имитаторов эжекторного типа для режимов взлёта и посадки, и также для крейсерского полёта на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.