Выбор основных характеристик двигателя маневренного самолета.

Энерговооруженность самолета в полете определяется эффективной тягой силовой установки, т.е. реализуемой в полете тягой двигателя с учетом ее потерь в воздухозаборнике и сопле.

Выбор основных характеристик двигателя целесообразно рассмотреть на примере самолетов третьего и четвертого поколений. Для маневренных самолетов третьего поколения тяговооруженность составляет ₀ = 0,8, а для самолетов четвертого поколения — тяговооруженность ₀ = 1,1 - 1,2. Такой существенный рост тяговооруженности имеет определенное физическое объяснение.

Рассмотрим соотношение параметров дви­гателей самолетов третьего и четвертого поколений (табл. 1.3.2) с типами двигателей ТРД и ТРДД.

Смена поколений самолетов, связанная с появлением двигателей с очень высокими газодинамическими, весовыми и геометрическими параметрами, обусловила разработку жаропрочных охлаждаемых лопаток турбины, позволивших резко поднять температуру торможения газов перед турбиной , и введение двигателя нового типа с двухконтурностью (т 0,6). Существенное изменение характеристик двигателя позволило повысить тяговооруженность самолетов, что представлено на рисунке 1.3.2 Так, при задан­ных ЛТХ и оборудовании обеспечение тяговооруженности ₀ = 1,2 при удельном весе двигателя γ_дв = 0,18 приводит к очень большим размерностям самолета, что делает эту задачу практически невыполнимой. Таким образом, основным объяснением различия тяговооруженности между самолетами третьего и четвертого поколения являются характеристики двигателей, которые позволяют реали­зовать = 1,2 при меньшем весе самолета.

Соотношение параметров двигателей маневренных самолетов третьего и четвертого поколений

Таблица 1.3.2

Типы воздухозаборников для маневренного самолета.

В настоящее время известно большое количество разных типов воздухозаборников, применяемых в силовых установках самолетов. Классификация воздухозаборников может быть осуществлена по нескольким признакам.

а) По способу торможения потока системой скачков:

- с внешним сжатием;

- с внутренним сжатием;

- со смешанным сжатием.

Более простая конструкция, меньшая масса и практически совпадающие коэффициенты давления при числах М < 2,5 делают более предпочтительными для маневренных самолетов воздухозаборники с внешним сжатием.

б) По способу регулирования:

- регулируемые;

- нерегулируемые.

Для маневренных самолетов применяют воздухозаборники обоих видов. Однако при ограничении числа М < 1,8 используют нерегулируемые воздухозаборники (самолет F-16), при предельном числе М > 1,8 воздухозаборник имеет регулировку системы скачков, осуществляющих торможение потока, так как использование нерегулируемого воздухозаборника на этих числах существенно снижает коэффициент восстановления давления.

Рис. 1.3.2. Влияние удельного веса двигателя γ_дв на G₀ маневренного самолета

в) По компоновке и расположению воздухозаборника на самолете:

- с вертикальным клином;

- с горизонтальным клином;

- носовые;

- подкрыльевые;

- поднаплывные;

- подфюзеляжные;

- наспинные

Чтобы разобраться в целесообразности применения воздухозаборников различных типов, нужно рассмотреть основные требования, предъявляемые к ним.

г) Требование высокого коэффициента восстановления полного давления. На рис. 1.3.3 представлен типичный график изменения коэффициента давления v_α / v_α=3 в зависи­мости от угла атаки α самолета для различных вариантов компоновки воздухозаборников

Рис. 1.3.3. Зависимости изменения коэффициента восстановления полного давления v_α / v_α=3 от угла атаки α при различных компоновках воздухозаборника на самолете:

1 — боковых с вертикальным клином; 2 — лобовых (МиГ-21); 3 — расположенных в зоне спрямленного потока на положительных углах атаки (под фюзеляжем или наплывом)

д) Требование устойчивой работы воздухозаборника. Запасы устойчивости воздухозаборника при прочих равных условиях зависят от скосов, зон торможения, отрыва потока перед ним. Наиболее благоприятные условия, с точки зрения его функционирования, — у носового воздухозаборника, а наименее благоприятные при наспинном расположении воздухозаборника — в зоне сильных вихревых течений, торможений и отрывов потока.

е) Требование устойчивой работы двигателя. Свойство силовой установки работать на предельных режимах без остановки зависит как от устойчивости работы воздухозаборника, так и от запасов устойчивости двигателя. Следует отметить, что на устойчивую работу двигателя сильное влияние оказывает длина канала воздухозаборника, выраженная в калибрах входа двигателя. Хорошие результаты могут быть получены при длине канала порядка 4 - 5 калибров. При такой длине канала неравномерности полей скоростей на входе воздухозаборника успевают в значительной степени уменьшиться, что обеспечивает удовлетворительные поля скоростей перед компрессором двигателя.

ж) Требование к непопаданию посторонних предметов. При эксплуатации самолетов с пло­хо подготовленных полос или грунтовых аэродромов в результате подсасывающего эффекта стояночного вихря ступени компрессора забива­ются посторонними предметами, что приводит к досрочной замене 20 - 25% двигателей. Чтобы избежать этого, необходимо воздухозаборник размещать на достаточном удалении от земли.

В настоящее время известны следующие способы защиты двигателя от попадания по­сторонних предметов:

- создание дополнительного входа и при­крытие основного входа на режимах рулежки, взлета и посадки. Так, в самолете МиГ-29 дополнительный вход расположен на верхней поверхности крыла и открывается по сигналам выпуска шасси и при скорости V < 200 км/ч. Недостаток такого решения — потеря полез­ного внутреннего объема V=120 л;

- установка предохраняющих сеток на основном входе в двигатель, однако возможное обледенение сеток приводит к падению тяги двигателя или его останову (самолет Су-27);

- создание струйной защиты, разрушающей подсасывающие вихри. Недостатками такой защиты являются сложность отработки взаимодействия струи и подсасывающих вихрей, необходимость защиты двигателя в момент запуска от посторонних предметов, снижение тяги вследствие отбора части воздуха для струйной защиты.

Требование незаметности.

Исследования этого вопроса показали, что со встречных ракурсов до 70% поверхности отражения при излучении РЛС происходит из-за отражения от входа воздухозаборника и внутренней поверхности канала и ступеней компрессора.

Пути снижения отражения:

- использование поглощающих обмазок;

- расположение воздухозаборников в зоне, экранированной от облучения частями самолета;

- введение S - образности канала воздухозаборника;

- использование в канале перегородок и радиопоглощающих решеток, перекрывающих прямую видимость входа в двигатель.

Применение экранирования воздухозаборников на маневренных самолетах затруднено, так как при экранировании может быть нарушена равномерность потока перед входом в воздухозаборник и снижен в нем коэффициент восстановления давления. Недостатками установки в канале радиопоглощающей решетки являются необходимость обеспечения доступа к ней для замены в случае повреждения поверхности и проблема обледенения.

В настоящее время осуществляются работы с целью выбора положения воздухозаборника на самолете в зоне устойчивых вихревых течений, обеспечивающих удовлетворительную равномерность потока на всех эксплуатационных углах атаки.

С учетом всех требований и путей улучшения работы воздухозаборника наиболее приемлемым его расположением является расположение в зоне, обеспечивающей высокие коэффициенты давления на больших углах атаки, т.е. под наплывом или фюзеляжем. Это решение диктуется необходимостью получения высоких тяг двигателя на режимах маневра.

Типы сопл для маневренных самолетов.

В настоящее время характеристика и компоновка сопл на самолете выбираются, исходя из основного требования - обеспечения минимальных потерь тяги на форсажных и бесфорсажных режимах работы двигателя. Для однодвигательного самолета этот вопрос решается довольно просто. Достаточно обеспечить плавные сходы с углами поверхности относительно оси двигателя θ _СХ 12°.

Значительно более сложная компоновка на двухдвигательных самолетах, так как не удается избежать зон отрыва потока в хвостовой части (рис. 1.3.4). Эти области располагаются в зоне влияния горизонтального оперения, киля и пространства между двигателями.

Рис. 1.3.4. Варианты компоновки хвостовых частей самолета:

а) с зоной отрыва; б) без зоны отрыва

Уменьше­ние зон отрыва потока можно достигнуть следующим образом: - выносом сопла на расстояние около одного калибра от места расположения оперения;

- специальной компоновкой фюзеляжа самолета и его хвостовой части. Такая компоновка обеспечивается за счет разнесенных мотогондол двигателя, использования центрального тела между двигателями с плавными сходами, а также выносом вертикального оперения из зоны расположения сопла на хвостовую балку и удлинением хвостовой части.

Способы уменьшения аэродинамического сопротивления при околонулевых углах атаки.

Сопротивление самолета на околонулевых углах атаки определяется:

- сопротивлением трения;

- сопротивлением, зависящим от формы самолета;

- волновым сопротивлением при ско­ростях полета М > М _кр.

Сопротивление трения зависит от площа­ди омываемой поверхности и состояния пограничного слоя. Состояние пограничного слоя, в свою очередь, определяется местным числом М и наличием неровностей поверхности. Проведенные исследования показали, что состояние омываемой поверхности самолета зависит от уровня конструктивных и технологических решений. Наибольшее влияние оказывают:

- системы управления самолета (качалки, шарниры, обтекатели) — 8%;

- информационные системы (антенны, термодатчики, щели) — 4,7%;

- возможные отклонения поверхности от теоретического контура — 14%.

Выбор параметров конструкции, обеспечивающих снижение индуктивного сопротивления.

Индуктивное сопротивление определяется последним выражением в

формуле перегрузоч­ной поляры:

При анализе этого соотношения, прежде всего, необходимо обратить внимание на отношение Рассмотрим статистические данные, показывающие различные подходы к этому параметру (табл. 1.3.3).

Для самолетов третьего поколения (МиГ-21, Мираж IIIC) это отношение обеспечено минимальным при схеме самолета бесхвостка. Удалось разместить достаточно большое крыло и реализовать при равной тяговооруженности более высокие установившиеся перегрузки.

Установившиеся перегрузки самолетов четвертого поколения существенно выше, чем самолетов третьего поколения. Это объясня­ется правильным выбором соотношения площади, веса и удлинения крыла. Следует отметить, что такое соотношение оказывается более выгодным у самолетов большей размерности (F-15, Су-27) по сравнению с самолетами МиГ-29 и F-16, так как на таких самолетах легче обеспечить снижение веса конструкции вследствие роста строительных высот (относительных толщин аэродинамических профилей).

Для самолетов пятого поколения это соотношение может быть улучшено удлинением крыла при использовании композитных мате­риалов в его конструкции.