Другого рода проблемы возникают при размещении двигателей в гондолах под задними частями крыла либо под корневой частью крыла и фюзеляжем. Такое местоположение гондол позволяет использовать систему косых скачков уплотнения, возникающих под крылом, для увеличения подъемной силы самолета. Наиболее эффективным с этой точки зрения является размещение двигателей в одной общей гондоле, как это сделано в самолете ХВ-70А. Однако недостаток такого решения заключается в увеличении массы конструкции из-за большой длины воздушных каналов. Разнесение гондол, как в самолете «Конкорд», позволяет использовать более короткие воздушные каналы и приводит к разгрузке крыла. Однако при этом прирост подъемной силы по сравнению с общей подфюзеляжной гондолой уменьшается в два раза (20 и 10% соответственно). Ввиду этого в самолете Ту-144 принято промежуточное решение.
В сверхзвуковых самолетах двухмоторная двигательная установка размещается обычно внутри хвостовой части фюзеляжа. Такая компоновка имеет следующие преимущества :
– отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления;
– уменьшение момента инерции массы самолета относительно его продольной оси, что облегчает управление по крену.
Но эта компоновка имеет также и недостатки, а именно:
– усложнение формы и конструкции, а также удлинение воздушных каналов;
– значительный объем фюзеляжа занят двигателями, воздушными каналами и выходными устройствами;
– затрудняется доступ к двигателям, так как для этого возможно использовать лишь относительно небольшие люки конструкции фюзеляжа.
Выше упоминалось, что расположение двигателей один над другим в плоскости симметрии самолета использовалось редко. Одним из двух самолетов, построенных по такой схеме, является «Лайтнинг». При проектировании этого самолета оказалось, что проблема размещения двух двигателей при условиях наименьшей площади миде- лева сечения и минимальной асимметрии тяги может быть успешно решена путем установки двигателей (с общим лобовым воздухозаборником) друг над другом с продольным сдвигом (верхний ближе к концу фюзеляжа). Это не только упрощает задачу балансировки самолета, но также приводит к увеличению боковой поверхности фюзеляжа, а значит, к улучшению путевой устойчивости и возможности некоторого уменьшения площади вертикального оперения.
Однако эта концепция не нашла последователей, так как, помимо обычных недостатков размещения двигателей в фюзеляже, ее характеризует еще более трудный доступ к двигателям, усложнение формы воздушных каналов, а также большой демпфирующий момент хвостовой части фюзеляжа, возникающий во время выполнения маневров в горизонтальной плоскости. Таким образом, основным вариантом компоновки двух двигателей в фюзеляже можно считать их расположение рядом друг с другом.
Наиболее часто двигатели устанавливаются в фюзеляже рядом практически вплотную и только в одном случае (самолет F-14) они раздвинуты на некоторое расстояние. Для первого варианта характерны большие потери давления и большая масса конструкции воздушных каналов (что связано с их большей длиной и криволинейной формой), а также опасность последовательного отказа обоих двигателей. Второй же вариант объединяет достоинства размещения двигателей в фюзеляже и в крыле, поскольку в этом случае воздушные каналы короткие и прямые, а двигатели разделены внутрифюзеляжным пространством, значительная часть которого может быть отведена под оборудование. Этот вариант компоновки отличается также меньшим сопротивлением хвостовой части фюзеляжа, которую можно выполнить в форме клина.
Эволюция воздухозаборника
Основными параметрами, характеризующими двигатель как силовую установку самолета, являются развиваемая им тяга и удельный расход топлива. Эти параметры определяются на основании характеристик внутридвигательных процессов, которые в случае турбореактивного двигателя зависят главным образом от работы компрессора и турбины. Однако с увеличением скорости полета остальные узлы и агрегаты начинают оказывать на работу двигателя все большее влияние. Это в первую очередь относится к воздушному каналу, форма которого зависит не только от конструкции и назначения двигателя, но также и от его местоположения на планере. С увеличением скорости полета потери давления в воздушном канале увеличиваются, вследствие чего происходит уменьшение тяги двигателя и увеличение удельного расхода топлива.
Рис. 1.44. Возникновение неприсоединенного (а) и присоединенного (б) скачков уплотнения перед воздухозаборниками с закругленной и острой входными кромками.
Следовательно, определяющими для самолета являются характеристики двигательной установки в целом, а не одного только двигателя. Это утверждение в первую очередь относится к сверхзвуковым самолетам, так как различие между соответствующими характеристиками двигательной установки и двигателя возрастает с увеличением скорости полета. Поэтому для двигательной установки вводится понятие «эффективная тяга», под которой понимается результирующая сил, действующих на внешние и внутренние поверхности двигателя. Характер и величины сил, создаваемых внутренним давлением, и сил трения, обусловленного вязкостью рабочего тела, определяются процессами, происходящими внутри двигателя. Силы же, действующие на внешние поверхности, определяются характером обтекания двигателя внешним потоком и зависят от местоположения и способа установки двигателя на планере, а также от скорости полета. Воздухозаборник и воздушный канал, обычно составляющие часть планера, более других элементов влияют на силу тяги, создаваемой двигательной установкой. Они обеспечивают подвод воздуха, необходимого для нормальной работы двигателя, в требуемом количестве и с определенными скоростью и давлением. При малых скоростях полета сжатие воздуха перед камерой сгорания происходит главным образом в компрессоре. С ростом же скорости полета, а особенно после достижения сверхзвуковых скоростей, появилась возможность использования кинетической энергии потока для повышения давления воздуха, подводимого к двигателю. При таких скоростях роль воздухозаборника существенно возрастает, поскольку использование кинетической энергии набегающего потока воздуха приводит к уменьшению расхода энергии на привод компрессора. Такое входное устройство является фактически предварительным бестурбинным компрессором.
В околозвуковых самолетах достаточно хорошо выполняет свою функцию воздухозаборник постоянной геометрии с закругленной передней кромкой. Тщательное профилирование воздухозаборника обеспечивает малые потери, а также однородное поле скоростей потока перед компрессором. Однако при сверхзвуковой скорости перед таким воздухозаборником на расстоянии толщины ударного слоя образуется неприсоединенный прямой скачок уплотнения, за которым скорость уменьшается до дозвукового значения. Такому скачку сопутствует большое волновое сопротивление, поэтому воздухозаборники постоянной геометрии с закругленной передней кромкой могут использоваться только до М ‹ 1,14-1,2.
Для сверхзвуковых самолетов потребовалось разработать воздухозаборники иной формы и иного принципа действия. Ввиду широкого диапазона эксплуатационных скоростей этих самолетов их воздухозаборники и воздушные каналы должны одинаково хорошо работать в разных условиях, обеспечивая как простой подвод воздуха при взлете, так и создание оптимальной системы скачков уплотнения в полете с максимальной скоростью. Таким образом, конструкция воздухозаборника зависит от скорости полета и расположения двигателя на планере, а также от формы и принципа действия входного устройства двигателя.
В построенных до настоящего времени сверхзвуковых самолетах нашли применение воздухозаборники:
1) центральные (лобовые), т.е. размещенные по оси симметрии самолета (или оси гондолы), либо боковые (по бокам фюзеляжа);
2) нерегулируемые либо регулируемые, т.е. воздухозаборники, внутренняя геометрия которых постоянна или может изменяться в зависимости от условий полета;
3) с внешней, внутренней или комбинированной компрессией, т.е. воздухозаборники, в которых сжатие воздуха путем преобразования кинетической энергии потока в статическое давление происходит соответственно перед воздухозаборником либо в воздушном канале;
4) плоские либо трехмерные, т.е. воздухозаборники, форма поперечных сечений которых близка к прямоугольной либо круглой (полукруглой, эллиптической и т.п.).
В табл. 1 воздухозаборники характеризуются только по первому и второму признакам. Из этих данных следует, что на 33 самолетах применен лобовой воздухозаборник (в том числе на 13 нерегулируемый), а на 52-боковой (в том числе на 17 нерегулируемый). Три самолета с ракетным двигателем, естественно, не имели воздухозаборника. Лобовые воздухозаборники в 21 случае размещены в фюзеляже и в 12-в гондолах. Среди фюзеляжных воздухозаборников в 18 случаях они находятся в носовой части фюзеляжа, а в остальных 3 применен надфюзеляжный (в самолете YF-107A) или под фюзеляжные (в самолетах «Гриффон» и F-16). Боковые же воздухозаборники обычно размещаются перед передней кромкой крыла в его плоскости, над крылом либо под ним в зависимости от принятой аэродинамической схемы самолета. Первый вариант характерен для среднепланов, а второй и третий – соответственно в низкопланах и высокопланах.
