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 с_х.доп зависит в первую очередь от значения потребного коэффициента расхода j_потр. При числе М полета, расчетном для СВУ, (при М_н.р= М_р.вх), как известно, j≈1, 0 и с_х.доп≈0. При М_н< М_р.вх величина потребного коэффициента расхода для двигателя снижается. Это приводит к увеличению с_х.доп.

Рис.40.5

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

Рис.40.6

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

Высокие значения с_х.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 j_потр и уменьшения с_х.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 j_потр двигателя) и уменьшить дополнительное сопротивление. Но при этом возникают потери в системе перепуска. Эти потери принято оценивать величиной с_х.пер. Многочисленные исследования показали, что при правильном выборе параметров системы перепуска снижение величины с_х.доп при наличии перепуска получается более существенным, чем увеличение с_х.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 G_в.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

Х_вх= Х_доп + Х_об + Х_{ств.пер}+ Х_{ств.подп} + … ,

а суммарный коэффициент лобового сопротивления СВУ равен

с_х.вх= с_х.доп + с_х.об + с_{х.ств.пер}+ с_{х.ств.подп} + … .

Рис.40.7

Для выходного устройства коэффициенты с_х.кор, с_х.дон и в конечном счете коэффициент с_х.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 М_р.вых величина с_х.вых мала, поскольку створки сопла раскрыты и форма кормового участка близка к цилиндрической. Но по мере снижения М_н величина с_х.кор (и, соответственно, с_х.вых) увеличивается, т.к. происходит прикрытие внешних регулируемых створок сопла. На режиме «ПФ» величина с_х.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 с_х.вых от М_н для режима «М» и «ПФ» показан на рис. 40.7.

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