3. Режимы течения в соплах

В соплах имеют место ряд характерных режимов течения, оказывается влияние на поведение основных коэффициентов (см. рис. 2). Режимы течения зависят от степени понижения давления в сопле , от типа сопла и его конфигурации.

Рис. 2.

Докритический режим, когда в критическом сечении не полностью установилось звуковое течение, и всякое возмущение внешнего давления распространяется на течение внутри сопла, нарушая его автомодельность. Все коэффициенты сопла зависят от степени понижения давления . Границей режима справа является распространение звукового течения на всё критическое сечение сопла. Признаком наступления такого режима является постоянное значение коэффициента расхода с_d при дальнейшем увеличении .

Отрывной режим, когда в сверхзвуковой части сопла происходит отрыв потока. Границей режима справа является постоянное значение коэффициента импульса сопла .

Расчётный режим, когда в выходном сечении сопла статическое давление становится равным атмосферному. Определяется это статическое давление из соотношений

р_с/p_oc =р(k_с, _с) q(k_c, _с)=c_d F_/F_c,

где р(k_с, _с), q(k_c, _с)  газодинамические функции статического давления и приведенного

расхода.

Признаком наступления расчётного режима является минимум потерь тяги, так как исчезают потери тяги на нерасчётность сопла, на его перерасширение и недорасширение.

Оптимальный режим, когда потери эффективной тяги в условиях полёта достигают минимума. С учётом внешнего сопротивления этот минимум потерь может быть как больше, так и меньше достигнутого в условиях барокамеры без внешнего потока.

4. Адт для исследования сопловых моделей.

Коэффициент усиления тяги сопла зависит от скорости полёта, степени сжатия двигателя и температуры струи. На крейсерских скоростях полёта для ТРД третьего поколения он увеличивается с С_inc=1 при M_=0 до C_inc=1.75 при M_=1.0 и C_inc=2.0 при M_=1.5.

Два вывода следуют из этого факта:

• в совершенствовании сопл и их компоновок на самолёте необходимо «бороться» за каждый процент потерь тяги сопла, так как этот процент, как видим, дорого стоит в экономике двигательной установки;

• чтобы находится на одном уровне точности измерений аэродинамических характеристик планера самолёта и тяговых характеристик двигателей, тяговые характеристики сопл необходимо измерять в С_inc раз точнее.

Для этого необходимо решить, как минимум, следующие проблемы:

• выбрать место и размеры поддерживающих модель устройств, чтобы их влияние на измеряемые силы было пренебрежимо мало или надежно измерялось. Задача непростая, так как эти поддерживающие устройства необходимо располагать где-то в передней или средней части моделей, и вероятность их влияния заметно возрастает;

• для имитации реактивных струй в модель должен подаваться сжатый высокотемпературный воздух, точность измерений расхода которого должна быть одного порядка с точностью измерения сил тяги и сопротивления;

• принимая во внимание сложность сопловых моделей, протяженность зон влияния струй на обтекание моделей, в качестве основного метода измерения действующих на модель сил, приходится принимать весовые измерения с помощью внутримодельных миниатюрных тензовесов;

• тензовесы должны быть многокомпонентные, (минимум, трехкомпонентные). Они должны быть нечувствительными к температуре потоков.

Cложной задачей оказалась задача создания нечувствительных к давлению и смещениям уплотнений воздуховодов в системах подачи сжатого воздуха для имитации реактивных струй.

Как решались эти проблемы в ЦАГИ, следует из описания созданных АДТ и стендов для исследования сопл.

На рис. 3 приведена схема АДТ Т-58, созданная для исследования сопл в схематических самолётных компоновках при нулевых углах атаки. (Специальные исследования показали, что до 10° внешнее сопротивление сопл практически не зависит от угла атаки.) Внешний поток в трубе создается с помощью сменных сопл. Контур сопл рассчитан с учётом круглых и овальных осевых державок (последние моделируют спаренные сопла). Длина державок и сопл обеспечивает натурные относительные толщины пограничного слоя на хвостовых частях мотогондол до М_ 2.5.

Рис. 3

Модели хвостовых частей с соплами устанавливаются в рабочей части трубы. В выбранной схеме АДТ практически исключается влияние поддерживающих устройств на измеряемое сопротивление. За рабочей частью имеется система эжекторов, обеспечивающая «высотность» исследований. Статическое давление в рабочей части может достигать величины, соответствующей высоте полёта ~ 20 км.

Измерение тяги и сопротивления сопл в присутствии реактивных струй производится с помощью внутримодельных тензорезисторных весов. Создана гамма с одно-, трех- и пятикомпонентных весов.

Имеется державка с внутренней камерой сгорания на спирте и обогащённом кислородом воздухе, позволяющей получить струи с температурами Т2000°К и близкими к натурным показателем адиабаты и газовой постоянной.

Загрузка рабочей части АДТ Т-58 (отношение площади миделя модели к площади рабочей части трубы) составляет ~ 0.0625, так что зона надежных измерений в трансзвуковой области оказывается достаточно значительной, от М_=0.92 до М_=1.25. Для сужения этой области создана АДТ Т-ТР с увеличенной в четыре раза площадью рабочей части с перфорированными стенками.

Схема АДТ Т-ТР приведена на рис. 4. Исследуются те же модели, что и в Т-58, в диапазоне чисел М_=01.15.

Рис. 4

Для исследования сопловых моделей на углах атаки создано два стенда на базе АДТ-1000. На рис. 5 приведена схема стенда АК. Модель самолёта устанавливается на пилонах-крыльях и далее на продольных пилонах на раме, установленной на механизме трубы. Рабочая часть трубы увеличена до D=1000 мм, так что загрузка рабочей части при =0 составляет 0.01.

На рис. 6 приведена схема стенда АП, на котором модель самолёта устанавливается на раме переднего пилона с изломом. Для уменьшения толщины пилона, в имитаторы струй подается высоконапорный воздух, так что толщина переднего пилона уменьшена до 14 мм (при диаметре центральных державок D=100 мм).

Рис. 5

На стенде АК не моделируются крылья, но центроплан свободен от влияния поддерживающих устройств. На стенде АП может моделироваться весь планер, но центроплан находится в зоне влияния переднего пилона. Поскольку посадочные места моделей на всех четырех стендах (Т58, Т-ТР, АК и АП) конструктивно одни и те же, на стендах может исследоваться одна и та же модель, что позволяет получить достаточно достоверные результаты исследования моделей в наиболее трудной для исследования трансзвуковой области.

Рис. 6

На рис. 7 приведена схема стенда СВВ-6 для испытаний в условиях старта без внешнего потока моделей сопл, в том числе двухконтурных, с натурными параметрами струй по температуре и термодинамическим параметрам. При проектировании приняты были специальные меры для локализации неблагоприятного влияния на весовые измерения температуры и узла уплотнения воздуховода. (Подробнее принятые меры описаны ниже.) Точность измерений на стенде на уровне точности исследований в АДT Т-58 и Т-ТР.

Рис. 7.