Сопло и хвостовая часть мотогондолы
Со времени создания первых реактивных двигателей сопло из простого конического насадка, применяемого исключительно на двигателях дозвуковых самолетов, применительно к многорежимным сверхзвуковым самолета трансформировалось в сложный регулируемый узел, связанный с системой управления двигателем и летательным аппаратом в целом. Современное сопло состоит из десятков подвижных элементов, обеспечивает отклонение вектора тяги и имеет отдельный силовой привод. При этом обеспечивается плавное сопряжение внешнего контура сопла и обводов хвостовой части мотогондолы и сводится к минимуму их отрицательное взаимовлияние.
Выбор типа сопла, его газодинамической схемы и геометрических параметров определяется в значительной степени назначением летательного аппарата, набором его основных режимов и характеристиками используемого реактивного двигателя. Для многорежимных сверхзвуковых самолетов широкое применение нашли суживающиеся-расширяющиеся сопла, поэтому основные подходы к проектированию хвостовой части фюзеляжа (мотогондолы) будут изложены для таких сопел.
Одним из основных количественных критериев, по которому оценивается совершенство сопла и условий его размещения на самолете, является эффективная тяга сопла, представляющая собой разность между тягой собственно сопла двигателя и внешним сопротивлением мотогондолы с соплом в присутствии реактивной струи:
Рс.эф. = Рс –Хмг+с.
На практике при проведении аэродинамического расчета самолета используется величина потерь эффективной тяги, представленная в безразмерной форме:
,
где Рс.ид. – идеальная тяга сопла, то есть тяга сопла, в котором газ без потерь расширился до атмосферного давления.
Дальнейший
анализ особенностей компоновки сопел
на самолете ведется именно с точки
зрения влияния различных факторов на
величину
Задачами проектировщика при формировании хвостовой части мотогондолы (фюзеляжа) и сопла являются:
обеспечить плавные внешние обводы, исключающие опасность возникновения отрыва потока;
свести к минимуму размер уступов (донных областей) как на поверхности хвостовой части, так и на ее срезе, где в условиях размещения двух и более двигателей могут образовываться донные области между соплами (рис.2-01.);
свести к минимуму вредное влияние элементов планера, расположенных близ внешней поверхности сопла – оперения, хвостовых балок и т.п., – на характер обтекания этой поверхности, а значит, и на потери эффективной тяги.
Более подробно эти вопросы будут рассмотрены в главе 7, в разделе «Компоновка элементов силовой установки». Здесь же ограничимся рассмотрением некоторых схемных решений, касающихся сопла.
Реверсивные сопла
Применение реверса тяги на послепосадочном пробеге сопровождается явлениями, которые необходимо учитывать не только при проектировании реверсивного устройства, но и при компоновке его на самолете. При пробеге самолета, когда он омывается встречным потоком атмосферного воздуха, направленная вниз реверсированная струя выхлопных газов, сталкиваясь с ВПП, разворачивается и течет вдоль ее поверхности, постепенно теряя энергию. Когда полное давление реверсированной струи становится примерно равным полному давлению встречного потока, она отрывается от поверхности ВПП, образуя своеобразный «вал». Горячий выхлопной газ, подхваченный встречным потоком, может попасть на вход в двигатель, вызвав нарушение режима его устойчивой работы. В начале пробега, когда скоростной напор встречного потока велик, упомянутый вал располагается, как правило, позади плоскости входа в воздухозаборник и горячий газ не попадает в него. По мере снижения скорости пробега вал продвигается вперед и, начиная с некоторого момента, горячий газ попадает в двигатель (рис. 2-13) [6]. Поэтому реверс тяги обычно отключают на скорости меньшей той, при которой начинается засасывание горячего газа на вход в двигатель. Величина этой скорости обычно определяется на стадии проектирования расчетным анализом, в ходе испытания специальных моделей и натурных испытаний самолета. Ниже приводятся некоторые материалы, полученные при исследовании на модели особенностей применения реверса тяги на самолете Торнадо (рис. 2-14).
Чтобы затянуть в область меньших скоростей пробега момент начала попадания горячего газа в двигатель, можно дросселировать его в процессе пробега. Этот эффект иллюстрирует график, полученный в процессе оптимизации реверсивного устройства самолета Торнадо (рис. 2-15) [6]. Для этого самолета рассматривался также вариант «увода» нижней реверсированной струи в сторону от плоскости симметрии воздухозаборника (рис. 2-16). При отклонении струи в боковом направлении линия отрыва потока от ВПП (соответствующая зоне формирования газовоздушного вала) смещается назад, и момент начала засасывания горячего газа соответствует меньшей скорости пробега, то есть увеличивается время использования реверса тяги.
Подобное средство широко применяется на пассажирских самолетах, у которых реверсивные устройства решетчатого типа оснащают разнонаправленными отклоняющими лопатками, позволяющими не только смещать зону отрыва потока от ВПП, но и ослаблять вредное взаимодействие реверсированных струй многодвигательных самолетов (рис. 2-17)
Реверсированные струи могут вызвать повышение температуры на близрасположенных элементах планера. На рис. 2-18 представлены результаты измерения температуры воздуха (газа) вблизи элементов модели самолета Торнадо, в которой реверсированные струи имитировались с помощью высоконапорного горячего газа. Самый высокий уровень температуры зафиксирован в задней части фюзеляжа (вблизи сопла), которая в любом случае изготавливается из термостойких материалов. В других зонах температура вполне допустимая, за исключением некоторых зон на киле и на руле направления при его отклонении, поэтому для этих зон могут потребоваться термостойкие материалы [6].
При реверсировании тяги интерференция реверсированных струй с внешним потоком, килем, горизонтальным оперением и крылом может вызвать некоторые проблемы по устойчивости самолета (рис. 2-19). Изменения подъемной силы, сопротивления и момента тангажа зависят от скорости пробега и от располагаемого перепада давления в струе (то есть от режима работы двигателя). Количественная оценка диапазона изменения характеристик конкретного самолета будет определять комплекс необходимых конструктивных изменений как самого реверсивного устройства, так и прилегающих к нему элементов планера [6].