
- •Введение
- •1. Геометрические и газодинамические характеристики.
- •Коэффициент расхода сопла
- •Потери внутренней тяги сопла
- •3. Режимы течения в соплах
- •4. Адт для исследования сопловых моделей.
- •5. Меры по повышению точности измерений
- •Измерители тяги
- •Оценка влияния натурных струй врд на характеристики струй при модельных исследованиях
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
хоп 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 Yn =Rm+Fcp - действительный импульс сопла,
расчётный
импульс,
где Vc средняя приведенная скорость в выходном сечении сопла, определяется из соотношения q(kc, Vc), = cd`F / Fc, q(kc, Vc), 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 Pps 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 LСАХ— 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 nе). В некоторых случаях тяговые характеристики двигателя в полёте представляют в виде
модуль
вектора тяги ВРД в полёте;
коэффициент
модуля тяги,
где Pid = Rid -Qm V идеальная тяга двигателя;
wp=arctg(Pwy/Pw 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
Сinc=Rid/Pid
Коэффициент усиления тяги сопла ВРД показывает, кстати, на сколько процентов уменьшается тяга ВРД на каждый процент увеличения потерь тяги в сопле