ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ СУ


 

Внешние потери в СУ сверхзвуковых самолетов принято оценивать двояким путем – либо по аэродинамическим коэффициентам лобового сопротивления, либо в долях от тяги двигателя. Неучет внешних потерь СУ приводит к ошибочным оценкам летно-технических данных проектируемых сверхзвуковых ЛА, что недопустимо.

Рассмотрим вначале способы оценки внешних потерь по аэродинамическим коэффициентам лобового сопротивления.

Значительную роль в общем сопротивлении СУ играет дополнительное сопротивление входного устройства. Величина сх.доп зависит в первую очередь от значения потребного коэффициента расхода jпотр. При числе М полета, расчетном для СВУ, (при Мн.р= Мр.вх), как известно, j≈1, 0 и сх.доп≈0. При Мн< Мр.вх величина потребного коэффициента расхода для двигателя снижается. Это приводит к увеличению сх.доп.

Рис.40.5

На протекание зависимостей jпотр и сх.доп от Мн наиболее сильное влияние оказывает величина расчетного числа М СВУ – Мр.вх. Это видно из рис. 40.5, где даны зависимости jпотр от Мн для Н=11 км при Мр.вх=2,0; 2,5 и 3,0. Они определены для ТРДДФсм с m0=0,65. Там же даны соответствующие им величины сх.доп. Как видно, во всех случаях минимальные значения коэффициентов jпотр и соответственно максимальные величины сх.доп достигаются в области трансзвуковых скоростей полета(при Мн=1,2…1,3), причем с ростом Мр.вх существенно повышается уровень максимальных значений сх.доп при Мн< Мр.вх. Это объясняется тем, что при использовании в составе СУ одного и того же двигателя с увеличением Мр.вх возрастает потребная площадь входа воздухозаборника Fвх, а также расширяется диапазон изменения величин nНД.пр и q(lв), от которых зависит диапазон изменения jпотр.

Рис.40.6

Другим фактором, существенно влияющим на характер изменения значений jпотр и сх.доп от числа М полета, является крутизна нарастания потребного для двигателя расхода воздуха по числу М полета и, соответственно, интенсивность его снижения при уменьшении Мн. Она зависит от компрессора в ТРДФ и и расчетной степени двухконтурности двигателя m0 в ТРДДФсм. Снижение или повышает крутизну нарастания Gв по Мн, а это приводит к более интенсивному снижению jпотр и увеличению сх.доп при уменьшении Мн. У ТРДДФсм при уменьшении m0 вследствие повышения темп возрастания Gв по Мн снижается. Это, как видно из рис. 40.6, приводит к замедлению интенсивности снижения jпотр и к менее значительному возрастанию сх.доп при уменьшении Мн при малых m0.

 

Высокие значения сх.доп в области трансзвуковых скоростей полета, где избыточные тяги при разгоне самолета особенно малы, приводит к существенному ухудшению эффективных тяговых характеристик СУ. Поэтому используются различные средства увеличения jпотр и уменьшения сх.доп в указанной области режимов полета. Эффективным средством снижения дополнительного сопротивления является увеличение расхода воздуха через СВУ, а затем перепуск избыточного воздуха во внешний поток через створки перепуска а также выпуск части воздуха из СВУ через систему слива пограничного слоя, либо подача его в эжекторное сопло или донную полость выходного устройства.

Перепуск части воздуха через створки (в обход двигателя) позволяет увеличить значения j СВУ (по сравнению с jпотр двигателя) и уменьшить дополнительное сопротивление. Но при этом возникают потери в системе перепуска. Эти потери принято оценивать величиной сх.пер. Многочисленные исследования показали, что при правильном выборе параметров системы перепуска снижение величины сх.доп при наличии перепуска получается более существенным, чем увеличение сх.пер, и в результате применения перепуска суммарное сопротивление СВУ снижается.

Слив пограничного слоя с поверхностей СВУ также должен учитываться при расчете эффективной тяги СУ. Выпуск во внешний поток некоторого количества воздуха Gв.сл снижает тягу двигателя. Но такой перепуск воздуха увеличивает j и снижает дополнительное сопротивление.

Необходим правильный учет и всех остальных составляющих внешнего сопротивления СВУ. В общем случае суммарное внешнее сопротивление входного устройства равно сумме его отдельных составляющих

Хвх= Хдоп + Хоб + Хств.пер+ Хств.подп + … ,

а суммарный коэффициент лобового сопротивления СВУ равен

сх.вх= сх.доп + сх.об + сх.ств.пер+ сх.ств.подп + … .

Рис.40.7

Для выходного устройства коэффициенты сх.кор, сх.дон и в конечном счете коэффициент сх.вых, оценивающий суммарное сопротивление выходного устройства, зависят от числа М полета, геометрической формы кормового участка и степени прикрытия внешних регулируемых створок сопла, характеризуемой параметром . Величина , определяется из условия получения минимальных суммарных потерь (кормового и от нерасчетности) в выходном устройстве. При расчетном значении числа М для выходного устройства Мр.вых величина сх.вых мала, поскольку створки сопла раскрыты и форма кормового участка близка к цилиндрической. Но по мере снижения Мн величина сх.кор (и, соответственно, сх.вых) увеличивается, т.к. происходит прикрытие внешних регулируемых створок сопла. На режиме «ПФ» величина сх.вых ниже, чем на режимах «М» вследствие более значительного прикрытия на режиме «М» створок сопла, требуемого для обеспечения одинаковых значений при каждом числе М полета. Качественный характер зависимостей сх.вых от Мн для режима «М» и «ПФ» показан на рис. 40.7.

На уровень кормовых потерь значительное влияние оказывает также величина Мр.вых выходного устройства. Увеличение Мр.вых повышает , а это приводит к необходимости более значительного прикрытия створок сопла при снижении Мн. Внешнее сопротивление выходного устройства Хвых помимо кормового сопротивления Хкор (включающего сопротивление регулируемых внешних створок) может иметь и другие составляющие внешнего сопротивления, но они сравнительно невелики и величина сх.вых всего выходного устройства качественно изменяется так же, как и сх.кор.

Из сказанного видно, что задача согласования элементов СУ с целью обеспечения максимальной эффективной тяги является весьма сложной, особенно если она решается с учетом возможностей снижения внешнего сопротивления за счет перепуска воздуха. Для каждого конкретного самолёта проводятся детальные расчеты всех потерь, вызванных особенностями внешнего обтекания силовой установки с поисками путей их минимизации. Эти исследования особенно важны и сложны для боевых сверхзвуковых ЛА, одной из характерных особенностей которых является многорежимность, т.е. необходимость обладания хорошими лётно-техническими данными в широком диапазоне скоростей и высот полёта

 



Дата добавления: 2018-05-10; просмотров: 689;


Поиск по сайту:

Воспользовавшись поиском можно найти нужную информацию на сайте.

Поделитесь с друзьями:

Считаете данную информацию полезной, тогда расскажите друзьям в соц. сетях.
Poznayka.org - Познайка.Орг - 2016-2024 год. Материал предоставляется для ознакомительных и учебных целей.
Генерация страницы за: 0.007 сек.