Воздухозаборники и сопла двигателей самолета

Для подвода необходимого количества воздуха и поддержания устойчивой работы газотурбинного двигателя на всех режимах полета служат воздухозаборники. Воздухозаборники обеспечивают торможение потока воздуха, повышая его давление перед входом в компрессор.
На самолетах с дозвуковыми и небольшими сверхзвуковыми режимами полета (до скоростей, соответствующих числам М =1,2¸1,5) применяются воздухозаборники с нерегулируемой геометрией. Конфигурация таких входных устройств в ГТД (дозвуковых воздухозаборников) показана на рис. 14.5, 14.6, 11.15 и на рисунках в главе 20, иллюстрирующих внешний вид (облик) дозвуковых самолетов.

Рис. 14.10. Схема гондолы двигателя СПС

При дозвуковых скоростях полета степень повышения давления в воздухозаборнике незначительна по сравнению с повышением давления в компрессоре ГТД; при скоростях полета, соответствующих числам М =1,2¸1,5, воздухозаборник и компрессор практически в одинаковой степени сжимают воздушный поток; при больших сверхзвуковых скоростях полета (М >3) степень сжатия воздуха в воздухозаборнике превышает степень сжатия в компрессоре и становится возможным создание реактивной тяги двигателем, не имеющим компрессора (и, как следствие, турбины) - так называемым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), газодинамический тракт которого аналогичен тракту форсажной камеры ТРДФ (см. рис. 14.3). Естественно, что ПВРД не создает тягу на старте (при М = 0) и может быть использован на ЛА только в комбинации с другими типами двигателей.
Применение на сверхзвуковых самолетах регулируемых воздухозаборников, безусловно, усложняет конструкцию входных устройств, увеличивает их массу и стоимость, однако позволяет обеспечить более надежную и экономичную работу двигателей в широком диапазоне скоростей и высот полета. На рис. 14.10 показана схема двигательной гондолы СПС.
Щель 1 между фюзеляжем и гондолой служит для слива пограничного слоя. Накопившийся по длине фюзеляжа турбулентный пограничный слой не попадает, таким образом, в тракт двигателя, что улучшает режим работы лопаток компрессора.
Обеспечение на всех режимах полета оптимальных параметров воздушного потока, подходящего к двигателю, осуществляется за счет автоматического регулирования геометрии воздухозаборника подвижной рампой 2 (с щелями 3 для слива пограничного слоя с плоскости рампы) и створками перепуска воздуха 4 и 5. При изменении положения рампы изменяется не только площадь входа воздушного потока в тракт двигателя, но и система скачков уплотнения, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках воздухозаборника и на отдельных участках подвижной рампы.

Рис. 14.11. Принцип действия реверсера	Рис. 14.12. Глушители шума

Напомним, что при переходе воздушного потока через скачки уплотнения (см. раздел 5.5) в зависимости от угла наклона скачка меняются скорость, давление, плотность и температура потока, что используется в сверхзвуковых регулируемых воздухозаборниках для обеспечения необходимой степени сжатия воздушного потока. В этом случае регулируемый воздухозаборник фактически выполняет роль регулируемого компрессора двигателя.

Рис. 14.13. Плоское сопло с управлением вектором тяги

Одновременно с регулированием воздухозаборника осуществляется регулирование сопла 7. Реверсер 6 позволяет сократить длину пробега при посадке.
Принцип действия реверсера, отклоняющего струю двигателя вперед, проиллюстрирован рис. 14.11.
Иногда на выходе из мотогондолы устанавливают глушители шума (рис. 14.12), которые за счет "дробления" струи газа, выходящего из двигателя, снижают шум от взлетающих и садящихся самолетов в районе аэродрома. Естественно, что это уменьшает тягу двигателей.
Существенное влияние на ЛТХ сверхзвуковых маневренных самолетов интегральной компоновки могут оказать круглые или плоские (с прямоугольным поперечным сечением) сопла, позволяющие осуществлять поворот вектора тяги в любом направлении для повышения маневренных характеристик самолета и обеспечить эффект суперциркуляции на несущем фюзеляже. Плоское сопло (рис. 14.13) с управлением вектором тяги (УВТ) обеспечивает отклонение вектора тяги (а) в плоскости симметрии самолета и реверсирование (б).