Потери внутренней тяги сопла

.

Составляющие вектора тяги сопла при отклонении сопла на угол _n (для краткости отклонение вектора тяги рассматриваем только в плоскости XY).

 продольная составляющая тяги;

 поперечная составляющая тяги;

 момент тангажа на кабрирование, где

х_оп  расстояние между центром координат двигателя и сечением излома оси сопла при отклонении его вектора тяги.

Коэффициент импульса сопла определяется как отношение действительного импульса сопла (тяга сопла в вакууме) к некоторому расчетному импульсу

где Y_n =R_m+F_cp_ - действительный импульс сопла,

 расчётный импульс,

где V_c средняя приведенная скорость в выходном сечении сопла, определяется из соотношения q(k_c, V_c), = c_d`F_ / F_c, q(k_c, V_c),  газодинамическая функция приведенного расхода.

Потери импульса

.

Коэффициент тяги сопла в полёте (так называемая «эффективная тяга») определяется как отношение модуля тяги сопла в полёте к идеальной тяге сопла.

Поскольку сопла компонуются в хвостовой части самолёта, как правило, с поперечной несимметричностью и полёт происходит при ненулевых углах атаки, то даже при не отклоненном векторе внутренней тяги сопла на внешнюю поверхность сопла и элементы планера в присутствии реактивных струй действуют силы с поперечными неравномерностями и эффективную тягу сопл приходится рассматривать как вектор.

Более того, при испытаниях моделей сопл в самолётной компоновке приходится вести испытания по сути дела трех моделей:

• аэродинамической модели с протоком, по исследованиям которой в первом приближении определяются аэродинамические коэффициенты самолёта. На модели воспроизводятся обводы воздухозаборных устройств, что позволяет определить их расходное сопротивление, но совершенно не воспроизводятся сопла, поскольку они затенены разного рода поддерживающими устройствами и дросселями проточного канала;

• контрольной модели, на которой воспроизводятся обводы хвостовой части аэродинамической модели и которая позволяет определить это сопротивление хвостовой части аэродинамической модели и вычесть его из сопротивления планера;

• сопловой модели, в которой воспроизводится все многообразие исследуемых сопл и хвостовых частей планера и условий работы сопл по относительному полному давлению в реактивных струях.

Исследование аэродинамической, контрольной и сопловой моделей проводятся при одних и тех же числах М_ внешнего потока и углах атаки . В результате обработки данных эксперимента по соответствующим алгоритмам во внешнее сопротивление сопл и планера в полёте включается прирост сопротивления хвостовых частей, а также сопротивление интерференции внешнего потока с реактивными струями, которое не представляется возможным определить только по испытаниям аэродинамической модели или по испытаниям только сопловой модели.

Составляющие коэффициента вектора тяги сопла в полете в долях идеальной тяги сопла представляются в виде:

где  составляющие и момент тангажа на кабрирование внутренней тяги сопла;

 прирост составляющих внешнего сопротивления и момента тангажа на кабрирование планера в присутствии реактивных струй относительно сопротивления без струй;

 прирост составляющих сопротивления и момента тангажа на кабрирование контрольной модели без моделирования сопл и без реактивных струй.

Тяга воздушно-реактивного двигателя в полёте представляет собой векторную разницу эффективной тяги сопла и невозмущенного количества движения струйки тока входящего в двигатель воздуха:

Количество движения входящего в двигатель воздуха признано целесообразным направлять по оси двигателя, а не по направлению полёта, с которым оно входит в воздухозаборник самолёта, поскольку это позволяет упростить алгоритм увязки характеристик двигателя и характеристик планера самолёта при расчёте его летно-технических характеристик (ЛТХ). Приводимая для заданной высоты Н и скорости V полёта в проспекте ВРД размерная проспектная тяга P_ps направляется по оси двигателя. Проспектная тяга поправляется на прирост вектора тяги сопла в условиях барокамеры при не отклоненном векторе тяги и на коэффициент тяги сопла, учтенный в проспекте двигателя. Таким образом, составляющие тяги ВРД в полёте определяются по формулам:

 продольная составляющая тяги сопла;

 поперечная составляющая тяги сопла;

 момент тангажа на кабрирование,

где L_САХ— средняя аэродинамическая хорда крыла самолёта.

В этом размерном виде тяга двигателя (двигателей) включается в уравнения сил, действующих на самолёт в полёте.

Сила реакции при повороте количества движения входящего в двигатель воздуха от направления полёта до направления оси двигателя фактически приложена к планеру самолёта и измеряется при испытании аэродинамической модели с протоком без каких-либо поправок, если ось протока на выходе совпадает с осью двигателя (единичный вектор n_е). В некоторых случаях тяговые характеристики двигателя в полёте представляют в виде

 модуль вектора тяги ВРД в полёте;

 коэффициент модуля тяги,

где P_id = R_id -Q_m V_  идеальная тяга двигателя;

_wp=arctg(P_wy/P_{w x})  угол наклона вектора тяги двигателя относительно оси двигателя (канала

протока аэродинамической модели).

 потери модуля тяги двигателя.

Поскольку в полёте тяга ВРД всегда меньше тяги сопла ВРД, вводится понятие «коэффициент усиления тяги сопла», который определяется отношением идеальной тяги сопла к идеальной тяге двигателя

С_inc=R_id/P_id

Коэффициент усиления тяги сопла ВРД показывает, кстати, на сколько процентов уменьшается тяга ВРД на каждый процент увеличения потерь тяги в сопле