На фото: СВУ двигателей бомбардировщика Ту-160. егодня поговорим о воздухозаборниках. Тема эта достаточно сложная (как и многое в авиации). Попытаюсь, как всегда, побольше упростить для общего знакомства. Начинавшийся погожий летний день 1988 года ничем не отличался от множества таких же будничных дней в 164-ом орап (г. Бжег, Польша). Была дневная летная смена. Разведчик погоды уже вернулся, и начался разлет бортов всех эскадрилий согласно плановым таблицам полетов. Форсажный грохот взлетающих самолетов будоражил окрестности и даже на приангарной стоянке ТЭЧ хорошо чувствовалась его внушительная мощь. Я тогда исполнял обязанности начальника группы регламента двигателей. Сразу после общего построения ко мне устремился начальник ТЭЧ и отвел в сторону для беседы. Новость оказалась, мягко говоря, неприятной. Один из МиГ-25-х в процессе разгона на сверхзвуковой скорости попал в трудную ситуацию. Сначала летчик почувствовал странные толчки, затем погас форсаж правого двигателя и почти сразу после этого произошло его самовыключение.

Самолет МиГ-25РБ.

Попытка запуска успехом не увенчалась, летчик прекратил выполнение задания и, продолжая полет на одном двигателе, вернулся на аэродром. Посадку выполнил успешно, без проблем, однако, на лицо было серьезное летное происшествие.

Мы, двигателисты, совместно со специалистами по АО после транспортировки самолета в ТЭЧ занялись поиском причины произошедшего. При предварительном осмотре было обнаружено, что сопло и вся форсажная камера в пределах видимости ее элементов влажная от топлива. Керосин не так быстро испаряется, тем более тот тип (достаточно тяжелый), который использовался тогда на МиГ-25 (Т-6).

Однако, при штатном выключении двигателя такого не бывает, ведь оно выполняется путем прекращения подачи топлива в камеру сгорания (РУД на СТОП), а остатки топлива из топливных коллекторов после прекращения горения и распыла сливаются в дренажный бачок.

Это значит, что выключение форсажа и останов двигателя вероятно произошли внезапно из-за погасания пламени в ФКС и ОКС, а  топливо еще некоторое время продолжало поступать и распыляться форсунками, пока РУД не был поставлен на «Стоп». И причиной погасания видимо стали проблемы именно с воздушным потоком.

Буквально сразу после начала проверок был выявлен отказ системы управления правым воздухозаборником. В результате, в процессе разгона на уже достаточно большой сверхзвуковой скорости произошел помпаж воздухозаборника, вызвавший погасание обоих камер сгорания (ОКС и ФКС) и, как следствие, остановку двигателя.

Достаточно пространное описание обстоятельств, сопутствовавших летному происшествию, потребовалось потому, что причина его непосредственно относится к теме сегодняшней статьи. В данном случае воздухозаборник – это не просто труба, пропускающая воздух. Это серьезный, работающий элемент силовой установки самолета с ТРД(Д, Ф), при создании которого должен быть соблюден целый комплекс норм и правил. Без них его корректная работа  и, в конечном итоге, эффективная и безопасная работа всей двигательной установки невозможна. Неправильная работа воздухозаборника (ВЗ) турбореактивного двигателя может стать причиной серьезного и даже, в особых случаях, тяжелого летного происшествия.

Само название, однако, никаких намеков на этот счет не дает. Слово «воздухозаборник» означает специальный узел конструкции, который, используя скоростной напор, «забирает воздух» из атмосферы и подает его к специфическим агрегатам летательного аппарата. Кстати, не только ЛА, но и, например, различных, в особенности достаточно скоростных, автомобилей.

Цели забора воздуха могут быть различными. В основном, их можно поделить на две существенным образом отличающиеся друг от друга группы.

Первая. Забортный воздух на быстро движущихся транспортных средствах (в первую очередь на ЛА), удобен для охлаждения тех или иных, нагревающихся в процессе работы, узлов, приборов, агрегатов и их конструкционных частей или технических спецжидкостей (рабочих тел), применяемых  для функционирования систем. Такие системы и агрегаты из соображений обтекаемости по большей части располагаются внутри (и даже глубоко внутри) конструкции летательного аппарата.

Для подачи к ним воздуха и существуют специальные воздухозаборники, объединенные, если нужно, с воздуховодами, формирующими и направляющими в нужное место воздушную струю. В этом случае обдуву с целью охлаждения могут подвергаться ребра охлаждения, специальные радиаторы, как воздушные, так и жидкостные, либо просто детали и корпуса агрегатов.

На каждом летательном аппарате таких конструкционных узлов достаточно. И, в общем-то, ничего особенно сложного они из себя не представляют. Конечно все воздушные каналы должны быть правильно спрофилированы, в основном с целью соблюдения минимума лобового сопротивления и подачи достаточного количества воздуха для обдува.

Однако, некорректная работа таких ВЗ как правило не приводит к немедленному нарушению работы обдуваемых самолетных агрегатов и, тем более, к каким-либо серьезным или фатальным последствиям для ЛА.

В качестве примера можно привести воздухозаборники для охлаждения агрегатов самолета Су-24М.

Вторая. А вот плохо работающие ВЗ, относящиеся ко второй группе, вполне могут стать тому причиной. Это воздухозаборники воздушно-реактивных двигателей. Воздух, который они пропускают через себя подается на вход в эти двигатели и служит для них рабочим телом (далее превращаясь в газ).

От параметров и количества поступающего воздуха, качества и состояния воздушного потока зависят характеристики и эффективность работы двигателя (в том числе тяга и удельный расход топлива), а значит, в итоге, и всего летательного аппарата. Ведь двигатель, как известно, —  это его сердце. Состояние этого сердца во многом определяется корректной работой важнейшего узла силовой установки — воздухозаборника, который иначе (и заслуженно) называют входным устройством газотурбинного двигателя (ВУ ГТД).

Значимость правильной работы воздухозаборника напрямую зависит от скорости полета. Чем выше скоростные возможности самолета, тем сложнее конструкция ВЗ турбореактивного двигателя и выше требования к ней.

При работе двигателя в стартовых условиях воздух поступает в ВЗ в основном за счет разрежения, создаваемого компрессором ГТД на входе. В этом случае основная задача воздухозаборника – направить воздушный поток в компрессор с наименьшими потерями.

А с ростом скорости, при полетах на больших дозвуковых и, особенно, сверхзвуковых скоростях к этой задаче прибавляется еще две, и обе они главные. Нужно снизить скорость потока до дозвуковой, и при этом эффективно использовать скоростной напор для повышения статического давления воздуха перед входом в двигатель.

Это самое использование состоит в преобразовании кинетической энергии набегающего потока (скоростного напора) при его торможении в потенциальную энергию давления воздуха. Достаточно упрощенно об этом можно сказать следующим образом.

Так как полное давление потока (согласно закону Бернулли) – величина постоянная и равна сумме статического и динамического давлений (весовое в нашем случае можем не учитывать), то с падением давления динамического, растет давление статическое. То есть заторможенный поток имеет более высокое статическое давление, в чем и заключается основа работы воздухозаборника.

То есть ВЗ по сути дела работает, как компрессор. И чем выше скорость, тем работа эта внушительнее. При скоростях 2,-2,5М степень повышения давления в воздухозаборнике может составлять 8-12 единиц. А при больших сверхзвуковых (и гиперзвуковых) скоростях работа ВЗ настолько эффективна, что потребность в компрессоре фактически отпадает. Существует даже такое понятие, как «вырождение компрессора» на большом сверхзвуке. Это тот самый процесс, когда ТРД постепенно превращается в прямоточный ВРД.

Обязательно надо отметить, что в реальных воздухозаборниках при таком динамическом сжатии не вся кинетическая энергия потока используется для повышения давления. Неизбежно существуют потери (так называемые потери полного давления), зависящие от многих факторов и разные для различных воздухозаборников.

Типы современных входных устройств.

По отношению к скорости (максимальной) самолета, на котором они используются, ВЗ могут быть дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые.

Дозвуковые…

В настоящее время это чаще всего входные устройства ТРДД большой степени двухконтурности. Они характерны для современных дозвуковых пассажирских или транспортных самолетов. Такие двигатели обычно располагаются в отдельных мотогондолах, и их воздухозаборники достаточно просты по конструкции, но не столь просты по требованиям, к ним предъявляемым и, соответственно, их исполнению.

Рассчитываются, как правило, на крейсерские скорости полета около 0,75…0,85М. Они должны обладать относительно малой массой при условии обеспечения необходимого расхода воздуха. Очень важным требованием для них становится обеспечение малых потерь энергии воздушного потока (внутренние потери), который они направляют в двигатель через свой канал, а также потерь на преодоление внешнего сопротивления (внешние потери).

Это обеспечивается правильным профилированием внутреннего канала и внешних обводов, что позволяет уменьшить сопротивление и улучшить обтекание. К тому же передние кромки входного устройства чаще всего имеют достаточно толстый профиль, в продольном ( меридиональном) сечении канала принимающий форму профиля крыла.

Это позволяет обеспечить безотрывное обтекание потоком поверхностей, что минимизирует потери и, кроме того, проявляется еще одно полезное действие. При обтекании толстой входной кромки возникает аэродинамическая сила, подобная подъемной.

А ее горизонтальная проекция направлена по полету и является своеобразной добавкой к тяге. Эту силу называют «подсасывающей», и она очень ощутимо компенсирует внешнее сопротивление воздухозаборника.

Преобразование динамического давления в статическое в таком типе ВЗ происходит следующим образом. Конструкция канала рассчитывается так, что в его входном сечении скорость потока меньше скорости полета. В результате поток перед входом в ВЗ имеет форму диффузора («расходится» в стороны), что неизбежно влечет за собой торможение и рост давления (вышеупомянутый закон Бернулли).

То есть сжатие от скоростного напора в основном происходит еще до входа в ВЗ (так называемое внешнее сжатие). Далее оно продолжается на первом участке канала, который тоже спрофилирован в виде диффузора. А перед ним канал чаще всего имеет еще небольшой конфузорный участок (то есть сужающееся сечение). Это делается с целью выравнивания потока и поля скоростей.

Плоскость входа в воздухозаборник часто бывает наклонной. Это делается для обеспечения эффективной работы воздухозаборника (и двигателя) на больших углах атаки, когда вход затеняется нижней частью корпуса мотогондолы.

В конструкции входного устройства этого типа для некоторых двигателей могут быть предусмотрены так называемые створки дополнительной подпитки воздухом. Когда двигатель работает на повышенных режимах в стартовых условиях ( то есть скоростной напор отсутствует или достаточно мал), то не всегда можно обеспечить требуемый расход воздуха.

Предварительное внешнее сжатие на таких режимах практически отсутствует, а входное сечение ВЗ просто не может пропустить весь требуемый воздух, так как не позволяют размеры.

Поэтому на обечайке воздухозаборника могут выполняться дополнительные окна, которые открываются на нужном режиме (обычно из-за разрежения в канале ВЗ) и закрываются после набора скорости. Пример – самолет Ту-154Б-1. На видео хорошо видно открытие створок подпитки на левом двигателе.

Трансзвуковые.

У таких входных устройств радикального конструктивного отличия от дозвуковых, в общем-то, мало. Однако условия обтекания у них уже более жесткие, потому как они используются в силовых установках самолетов с максимальными скоростями полета до 1,6…1,7М. До этих скоростей применение  воздухозаборника с постоянной геометрией проточной части еще не ведет за собой большого роста потерь в результате динамического сжатия.

У таких ВЗ более острые кромки по сравнению с дозвуковыми ВЗ для уменьшения волнового сопротивления, которое проявляется, как известно, в трансзвуковой и сверхзвуковой областях обтекания. Для уменьшения потерь из-за срыва при обтекании острых кромок  и обеспечения расхода воздуха на малых скоростях и в стартовых условиях на этих ВЗ могут также применяться окна дополнительной подпитки.

Перед таким ВЗ при полете на сверхзвуке образуется прямой скачок уплотнения (об образовании скачков уплотнения я писал здесь). Для острых кромок он присоединенный. При прохождении через него повышается давление в потоке (внешнее сжатие). Дальнейшее повышение давления происходит в канале диффузорного типа.

Для уменьшения скорости потока перед скачком уплотнения входное устройство выгодно располагать в так называемой зоне приторможенного течения, которая образуется при обтекании потоком элементов конструкции расположенных впереди ВЗ (примыкающие ВЗ – о них ниже).

Это, например, боковые (Су-24М, F-5)) или подфюзеляжные входные устройства (F-16). Конструктивно они обычно отодвинуты от фюзеляжа с образованием своеобразного щелевого канала шириной 50 – 100 мм. Он нужен для того, чтобы пограничный слой, нарастающий на впереди лежащей поверхности фюзеляжа не попал в канал ВЗ и не нарушил равномерность течения, увеличивая потери. Он как бы «сливается» далее в поток.

Сверхзвуковые.

Основные сложности начинаются для входных устройств при использовании более высоких максимальных скоростей полета – 2,0…3,0М и более. На таких скоростях трансзвуковой воздухозаборник применен быть не может из-за большого роста интенсивности прямого присоединенного скачка и, соответственно, роста потерь полного давления, что отрицательно влияет на параметры двигателя (в частности на тягу).

Высокая эффективность сжатия здесь достигается использованием сверхзвуковых входных устройств (СВУ). Они более сложны по конструкции и для повышения давления в них применяется система скачков уплотнения.

Для управления процессом торможения потока (а значит и повышения давления в нем) в таких входных устройствах конструктивно сформирована так называемая поверхность торможения, имеющая специфический профиль. Эта поверхность при взаимодействии со сверхзвуковым потоком (скоростным напором) создает условия для формирования скачков уплотнения.

Как правило, их несколько, то есть создается система скачков, включающая в себя два, три (или даже четыре) косых и один прямой скачок (так называемая головная волна), который является замыкающим. При прохождении косых скачков снижение скорости и потери полного давления меньше, чем  при прохождении прямых, изменение параметров менее резкое, и итоговое статическое давление выше из-за меньших потерь.

В общем, чем больше косых скачков, тем меньше потери давления в потоке. Однако, их количество обуславливается конструкцией воздухозаборника, рассчитанной на определенные максимальные скорости.

Проходя через такую систему поток снижает скорость примерно до 1,5….1,7М, то есть до уровня трансзвуковых ВЗ. После этого он может пройти через прямой скачок с относительно небольшими потерями, что и происходит, и поток становится дозвуковым, приобретая определенную величину давления, и далее проходит по сужающемуся каналу в его наименьшее сечение, называемое «горлом».

Поверхность торможения может иметь различную форму, но чаще всего выполняется  в виде клина или конуса (в зависимости от формы ВЗ). Клин (конус) обычно имеет несколько поверхностей (или ступеней), сочлененных друг с другом. По местам сочленения (углы) и образуются косые скачки уплотнения.

Их наклон зависит от числа М полета и углов наклона отдельных ступеней. Эти углы выбираются для создания условий обтекания, наиболее близких к оптимальным на расчетном режиме.

В зависимости от расположения поверхности торможения относительно корпуса ВЗ (его обечайки), а также ее конфигурации, скачки уплотнения могут по-разному располагаться относительно плоскости входа в воздухозаборник.

Это, в свою очередь, определяет тип процесса торможения и, соответственно, тип самого сверхзвукового входного устройства. Первый тип – СВУ с внешним сжатием. У него все косые скачки располагаются перед плоскостью входа в воздухозаборник (то есть снаружи), а горло расположено в непосредственной близости к нему.

Второй тип – СВУ со смешанным сжатием. Здесь часть косых скачков расположена снаружи, до плоскости входа, а часть внутри, то есть за ней. Горло отодвинуто дальше от входных кромок, а канал от входа до горла имеет сужение.

Третий тип – СВУ внутреннего сжатия. В нем все скачки уплотнения располагаются внутри воздушного канала за плоскостью входа.

На практике применяются в основном СВУ с внешним сжатием. Применение двух других типов, теоретически более эффективных для сжатия потока на больших сверхзвуковых скоростях, на практике сталкивается с различными трудностями технического характера.

Существует также деление воздухозаборников на типы по конструктивным признакам:

По  форме входного сечения.

Это так называемые плоские и пространственные (чаще осесимметричные).

Плоские ВЗ (иногда они бывают коробчатыми или совковыми) имеют входное сечение в виде прямоугольника, иногда со скруглениями в угловых точках. Сам канал от прямоугольного входа постепенно меняет свое сечение на круглое перед входом в двигатель.

Поверхность торможения плоского ВЗ выполняется в виде клина, имеющего специальный профиль. Если воздухозаборник управляемый (подробнее об этом ниже), то как раз у плоского для этого есть хорошие возможности, заключающиеся в возможности достаточно большого изменения его геометрии, позволяющей создавать систему скачков уплотнения различной интенсивности.

У осесимметричного воздухозаборника для создания такой системы используется конус, также профилированный специальным образом (ступенчатый). Входное сечение у такого ВЗ – круговое. Конус является центральным телом на первом участке внутреннего канала, далее канал также имеет круговое сечение.

Существуют также так называемые секторные воздухозаборники, входное сечение которых представляет из себя часть (сектор) круга. И поверхностью торможения у них является тоже часть (сектор) конуса. Они обычно располагаются по бокам фюзеляжа по принципу боковых (об этом ниже) и соперничают с ними в плане снижения потерь полного давления. Примером таких конструкций могут служит воздухозаборники самолетов серии Mirage, бомбардировщика F-111, перехватчика Ту-128, экспериментального МиГ-23ПД.

Для современных летательных аппаратов (пятого поколения) конструируются пространственные воздухозаборники с различной формой входного сечения (например, Т-50; F-22 – параллелограмм) с так называемым пространственным сжатием. Здесь в создании целого комплекса скачков уплотнения участвуют не только поверхности торможения, но и специально спрофилированные кромки обечайки.

По расположению на фюзеляже.

Это лобовые и примыкающие. Лобовые ВЗ устанавливают либо в носовой части фюзеляжа, либо в отдельных мотогондолах. Таким образом, работают они в невозмущенном воздушном потоке. По форме они чаще всего осесимметричны.

Примыкающие ВЗ располагаются (примыкают) возле какого-либо участка поверхности ЛА. В результате воздушный поток, в них попадающий, оказывается уже приторможенным из-за обтекания им впереди расположенных элементов ЛА. Это означает, что размер необходимой степени повышения давления уменьшается, что позволяет упростить конструкцию ВЗ.

Однако, при этом приходится бороться с нарастающим пограничным слоем, стремящимся попасть в ВЗ с этих же впереди расположенных элементов (чаще всего с фюзеляжа). Обычно пограничный слой просто «сливают» через канал, образующийся при расположении воздухозаборника на некотором расстоянии от конструкции ЛА (50…100 мм – уже упоминалось выше).

Тем не менее определенная степень неравномерности потока на входе в канал все же образуется. И ее не всегда можно продуктивно исправить из-за достаточно небольшой длины (по условиям самолетной компоновки) воздуховода.

Примыкающие воздухозаборники бывают боковыми, подфюзеляжными и подкрыльевыми. Поверхность торможения почти всегда имеет вид ступенчатого клина (горизонтального или вертикального ). Исключение составляют вышеупомянутые секторные воздухозаборники, у которых поверхностью торможения служит сектор конуса (самолеты Мираж).

Некоторые особенности СВУ с внешним сжатием.

СВУ рассчитывается на определенные числа М полета, как правило близкие к максимальным. Исходя из этого для расчетного режима подбираются конструктивные параметры. Это площади входа, горла и выхода, углы расположения панелей поверхности торможения (поверхностей конуса), расположения изломов этих панелей, углы расположения обечайки (в частности «угол поднутрения»).

Для расчетного режима существуют две схемы косых скачков уплотнения. При первой косые скачки уплотнения сфокусированы на передней кромке обечайки. Прямой скачок (головная волна) располагается в канале за горлом. Поток организован так, что входит в канал со сверхзвуковой скоростью и может стать дозвуковым, только проходя через этот скачок.

Недостатком этой схемы входных устройств является взаимодействие такого прямого скачка с пограничным слоем вблизи стенок канала. Это приводит к отрывам слоя и пульсациям давления, в результате чего на выходе поток может быть недостаточно равномерным и стационарным. Однако, при этом такой тип ВЗ обладает меньшим внешним сопротивлением, по сравнению со вторым типом.

При второй схеме прямой скачок (головная волна) выдвинут перед входом в ВЗ, находясь частично во внутреннем потоке (перед каналом), частично во внешнем, и имеет по длине разную интенсивность. Перед входом во внутренний канал он представляет собой практически прямой скачок, который только возле поверхности торможения несколько раздваивается, становясь λ-образным. Во внешнем потоке он загибается в сторону против полета превращаясь в косой.

Чтобы головная волна не разрушила систему косых скачков в непосредственной близости от вход в воздухозаборник, эти скачки слегка сдвигаются и немного расфокусировываются по отношению к входной кромке обечайки (за счет выбора углов расположения панелей (β) поверхности торможения), то есть, проще говоря, не сходятся все (три) в одной точке этой кромки, а продолжаются далее во внешний поток.

При расчетах, однако, такая схема с достаточной степенью точности может быть заменена на упрощенную, когда принимается что система косых скачков сфокусирована на передней кромке и замыкается прямым скачком, тоже расположенным непосредственно на кромке обечайки.

Этот сдвиг и расфокусировка стала причиной наиболее частого применения на практике именно второго типа входных устройств. Дело в том, что такое расположение скачков значительно уменьшает возможность их разрушения головной волной, которая может перемещаться в процессе работы на вход и выход вдоль канала, когда воздухозаборник работает на различных нерасчетных режимах.

То есть повышается устойчивость работы воздухозаборника, а значит и двигателя в целом. При этом, однако, сопротивление входного устройства второго типа больше. Это происходит из-за появления так называемого сопротивления растекания, которого нет для первого типа.

Немного о сопротивлении растекания.

В воздухозаборник первого типа поток сразу входит на сверхзвуковой скорости (как упоминалось выше). А во втором типе, где головная волна расположена практически на входе в ВЗ, поток входит в канал уже дозвуковым. Из-за расположения косых скачков поток на входе, проходя вдоль поверхности торможения, формируется таким образом, что его крайние слои растекаются по сторонам, не попадая в канал ВЗ.

То есть фактическая площадь входа становится меньше конструктивной (на рисунке выше FH < Fвх) поэтому и действительный расход воздуха через воздухозаборник тоже становится меньше. То есть часть воздуха, приторможенного, которая уже прошла через косые скачки, а значит на повышение давления в которой была затрачена энергия (двигателя в конечном итоге) в сам двигатель не попадает и в создании тяги не участвует.

Существует даже такой параметр для характеристики работы воздухозаборника, как коэффициент полноты расхода воздуха, равный отношению действительного расхода к максимально возможному. Если этот коэффициент меньше единицы, значит имеет место растекание потока на входе, что является причиной возникновения сопротивления растекания.

В общем, заодно уже говоря, для воздухозаборника помимо сопротивления растекания рассматривают еще и другие виды внешнего аэродинамического сопротивления, к уменьшению которого необходимо стремиться. Это важно, потому что так называемое внешнее сопротивление входного устройства – это сила, направленная против полета, а значит она снижает эффективную тягу всей силовой установки, в состав которой, собственно, и входит воздухозаборник.

Помимо упомянутого сопротивления растекания в состав внешнего сопротивления воздухозаборника входит также сопротивление обечайки и различных створок перепуска (при их наличии)- это так называемые силы избыточного давления, а также силы трения в потоке.

Дополнительные потери при прохождении потока в канале связаны с вязкостью газа, а также с конфигурацией самого канала. Вредное влbяние выражается в наращивании толщины пограничного слоя и повышении вероятности отрыва потока из-за достаточно сложной формы поверхности торможения.

Форма канала и площадь горла корректируется с цель. уменьшить вредные эффекты. Поток при вхождении во внутренний канал делает достаточно крутой поворот. Чтобы избежать отрыва потока сам канал сначала делают конфузорным (сужение) а после поворота диффузорным (расширение).

Наибольшую скорость поток (дозвуковой) достигает в горле. С точки зрения подавления отрыва наиболее выгодной скоростью в горле становится скорость звука. Если скорость потока в горле равна скорости звука, то горло называют оптимальным.

Вредное влияние вязкости (пограничный слой) преодолевают при помощи различных технических приспособлений. К ним относятся: использование перфорации на участках поверхности торможения для отсоса пограничного слоя или специальных щелей вблизи горла для его слива. Эти приемы позволяют уменьшить размер возникающих зон отрыва, тем самым упорядочивая поток на выходе из ВЗ.

Для активизации пограничного слоя применяют также специальные турбулизаторы, устанавливаемые за горлом. Они создают небольшие вихри, помогающие перемешивать погранслой с основным потоком и, тем самым ускоряющие процесс выравнивания поля скоростей потока в канале.

Возвращаясь к вышеупомянутым двум типам СВУ с внешним сжатием, можно сказать, что несмотря на большее внешнее сопротивление и меньшую реальную пропускную способность (коэффициент расхода меньше единицы) на расчетном режиме, воздухозаборники с расфокусированными косыми скачками в основном бывают более предпочтительными в использовании, нежели ВЗ первой схемы.

Это происходит из-за того, что расфокусировка позволяет ощутимо повысить запас устойчивой работы воздухозаборника, что бывает достаточно важно для безопасной эксплуатации на различных режимах работы, даже при некотором снижении эффективности.

В полете меняется скорость, высота, температура и плотность воздуха и конечно же режим работы самого двигателя, которому воздухозаборник поставляет воздух. Иногда этого воздуха нужно много, иногда мало и это (при неизменной скорости полета) обязательно повлияет на изменение режима работы входного устройства.

При постоянном числе М полета (например, равном расчетному) и изменении режима работы двигателя можно выделить три типа режимов работы воздухозаборника.

Первый режим —  сверхкритический. В этом случае за горлом имеет место сверхзвуковая зона течения. При переходе на повышенные режимы двигатель увеличивает обороты и ему нужно много воздуха. Понятно, что он интенсивно забирает воздух из ВЗ. В этом случае уменьшается противодавление, всегда существующее на стационарном режиме в конце канала воздухозаборника (заторможенный воздух с уже повышенным давлением, готовый для входа в компрессор ГТД).

В результате головная волна несколько сдвигается ко входу (по потоку), а сам поток в канале разгоняется и при прохождении горла становится сверхзвуковым с дальнейшим разгоном в расширяющемся канале. Происходит процесс в принципе аналогичный процессу в сопле Лаваля.

Однако, так как противодавление в конце канала (перед компрессором ГТД) хоть и уменьшенное, но остается, то на некотором расстоянии за горлом образуется скачок уплотнения (S), при прохождении которого поток становится дозвуковым. Этот скачок может иметь различное положение и интенсивность в зависимости от режима работы двигателя, а значит его потребности в воздухе.

Второй режим. При дросселировании двигателя и, следовательно, уменьшении потребного количества воздуха, противодавление в конце канала входного устройства повышается и сдвигает скачок S к горлу (против потока). Если горло выполнено оптимальным (упоминалось выше), то перемещаясь в него скачок исчезает. Такой режим работы воздухозаборника  называется критическим.

Третий режим – докритический. Такой режим возможен при дальнейшем дросселировании двигателя. Теперь уже поток практически на всем протяжении канала воздухозаборника становится дозвуковым. А это значит, что действие противодавления от конца канала распространяется на всю его протяженность. Следствием может стать сдвиг головной волны против потока ближе к косым скачкам (иногда говорят волна выбивается вперед – «выбитая волна»).

При этом из-за общего уменьшения скорости потока падают потери на трение, что само по себе. конечно. хорошо. Но зато есть и «плохо», вредное влияние которого может оказаться значительным. Выбитая головная волна может настолько сместиться против потока, что начнет разрушать систему косых скачков. Результатом может стать увеличение потерь, снижение эффективности и, главное, снижение устойчивости работы ВЗ, что может вылиться в такой неприятное явление, как помпаж воздухозаборника.

Неустойчивые режимы работы сверхзвукового входного устройства.

1. Помпаж.

Термин «помпаж» уже ранее встречался, когда мы знакомились с компрессорами ГТД. Само это слово произошло от французского pompage — «насос» или «накачка». Поэтому применимо не только к авиационным компрессорам и насосам. Означает оно явление неустойчивости, нестационарности потока (газа или жидкости), сопровождающееся низкочастотными колебаниями параметров, в частности давления и расхода (воздуха для нас).

Определение помпажа в основном применяется к лопаточным машинам. Такой машиной, в частности, является осевой компрессор ТРД. Воздухозаборник, конечно, к этому виду механизмов не относится, но является по сути дела компрессором и принципиально подвержен такому явлению как помпаж.

Механизм возникновения.

Условия для возникновения помпажа воздухозаборника могут появиться  только на достаточном сверхзвуке ( М > 1,4…1,5). При этом режим работы должен быть докритический, когда канал воздухозаборника переполняется лишним воздухом, который двигатель не в состоянии пропустить, обычно из-за резкого дросселирования (снижения оборотов).

Из-за такого переполнения возрастает противодавление со стороны выхода из воздухозаборника на вход. Из-за этого головная волна выдавливается (выбивается) против потока и начинает разрушать косые скачки, сначала их ближнюю ко входу в ВЗ часть.

В результате в воздушном потоке появляются слои с меньшим полным давлением. Это те слои которые не прошли через скачки (из-за их разрушения, обычно это наружные слои) и те, которые касаются поверхности торможения (из-за потерь в пристеночном пограничном слое – обычно это внутренние слои). Получаются так называемые ослабленные зоны (на рисунке I, II, III ).

И, вот, через эти зоны при дальнейшем дросселировании двигателя возросшее противодавление прорывается наружу из канала ВЗ. То есть сжатый воздух выходит в атмосферу, или, точнее говоря, интенсивно выбрасывается. При этом он еще дальше выталкивает головную волну, которая уже полностью разрушает систему косых скачков.

Такое положение сохраняется до того момента, пока давление в канале воздухозаборника не станет ниже давления на входе (из-за выброса сжатого воздуха через ослабленные зоны). Тогда начинается движение воздуха в обратном направлении – в канал. Движение быстрое настолько, что СВУ переходит на сверхкритический режим. При этом в пространстве за горлом появляется скачок S.

Далее по мере наполнения канала ВЗ воздухом появляется и растет противодавление, которое смещает этот скачок к горлу и происходит переход системы на докритический режим. Тем самым опять создаются исходные условия для повторения помпажного цикла и все начинается сначала. То есть имеют места колебания расхода и давления воздуха в сверхзвуковом воздухозаборнике.

Колебания эти низкочастотные, от 5 до 15 Гц обычно. При этом они имеют достаточно большую амплитуду и очень чувствительны для летательного аппарата и экипажа. Проявляются в виде толчков, из-за колебаний тяги двигателя (изменение расхода), а также хлопков и тряски конструкции, особенно в районе воздухозаборника.

Амплитуда таких колебаний зависит от числа М и может достигать 50% от величины давления перед помпажем при М > 2. То есть интенсивность их достаточно высока и последствия для силовой установки могут быть серьезными.

Во-первых, может начаться помпаж компрессора двигателя, что может привести к выходу его (двигателя) из строя. Во-вторых, из-за резкого периодического уменьшения расхода воздуха (то есть резкого уменьшения количества кислорода – особенно на больших высотах) может произойти погасание камер сгорания, как форсажной, так и основной, то есть самовыключение двигателя.

Именно это произошло в случае с самолетом МиГ-25Р, упомянутым в начале статьи, когда у него на большом сверхзвуке из-за отказа системы управления ВЗ внезапно полностью выпрямился управляемый клин, открыв вход в ВЗ большому количеству воздуха.

Кроме того, если колебания давления достаточно интенсивны, то обшивка канала ВЗ может деформироваться или даже разрушиться со всеми вытекающими отсюда последствиями. И чем длиннее канал, тем выше инерционность потока и сильнее проявляются помпажные явления.

Предотвращение (устранение) помпажа.

Из-за столь серьезных возможных последствий помпажа он недопустим в эксплуатации. Если же он все-таки возникает, то главным и основным способом его прекращения является по возможности быстрое снижение скорости. Как уже упоминалось выше, скоростные условия возникновения помпажа – М > 1,4…1,5.

Если же полет проходит на меньшей скорости, то косые скачки уплотнения менее интенсивны и расположены под большим углом к поверхности торможения (то есть меньше наклонены), а значит находятся дальше (относительно конечно) от плоскости входа и обечайки воздухозаборника. В этом случае головная волна при воздействии на нее противодавления может выдвигаться против потока без риска разрушить систему скачков. То есть помпаж не наступает даже при большой степени дросселирования двигателя.

Существуют и конструктивно-технические способы предотвращения этого явления. Самый простой из них – использование так называемых створок перепуска. Принцип здесь понятен: помпаж предотвращается (или устраняется) путем перепуска «лишнего» воздуха из канала воздухозаборника за горлом. Тем самым снижается противодавление, выбивающее головную волну. Или, говоря проще, исключается переполнение ВЗ.

Второй конструктивный способ связан с изменением пропускной способности входного устройства или, точнее говоря, пропускной способности системы скачков уплотнения на входе в воздухозаборнике. Но об этом чуть ниже, а пока еще об одном неустойчивом режиме работы ВЗ.

2. Зуд входного устройства.

Название забавное, но подмечено точно. Зуд в некотором роде противоположность помпажа, правда на расход воздуха практически не влияет. Представляет собой колебания давления с достаточно высокой частотой (100…250 Гц) и невысокой амплитудой (5…15% от начального давления). Возникает только на глубоких сверхкритических режимах работы ВЗ, когда двигателю требуется много воздуха и воздухозаборник не обеспечивает эти потребности.

Как уже говорилось в этом случае за горлом возникает сверхзвуковое течение со скачком уплотнения S. Взаимодействие этого скачка с пограничным слоем потока становится причиной его нестацинарности. Чем дальше по каналу располагается скачок, тем толще пограничный слой и выше интенсивность скачка. Появляются и увеличиваются зоны отрыва, увеличивающие неравномерность потока.

В этих зонах происходят периодические колебания давления с достаточно высокой частотой. К этим пульсациям присоединяются высокочастотные колебания самого скачка. Они, в свою очередь, воздействуют на обшивку и элементы конструкции. Вот эти конструкционные колебания как раз и «зудят», причем достаточно неприятно.

Зуд воздухозаборника по сравнению с помпажем не столь опасен, однако, из-за порождаемой им нестационарности потока, он отрицательно влияет на работу компрессора в плане снижения устойчивости его работы. К тому же высокочастотные колебания могут нарушать работу приборов и агрегатов, расположенных в районе ВЗ, а в физиологическом плане неприятно действуют на летчика, рабочее место которого чаще всего располагается близко к их источнику.

Зуд устраняется путем дросселирования двигателя, то есть снижением его потребности в воздухе и устранением разгона потока за горлом. А предотвращается использованием слива и отсоса пограничного слоя, а также его турбулизацией. Приспособления для этого упоминались выше.

Еще один действенный способ аналогичен второму способу борьбы с помпажем. Это изменение пропускной способности воздухозаборника. То есть использование так называемого регулируемого входного устройства.

Регулируемые сверхзвуковые воздухозаборники.

Все предыдущее описание воздухозаборников и их особенностей подразумевало, что они имеют стационарную неизменяемую геометрию. То есть изначально при проектировании входное устройство расcчитывается для какого-то определенного режима работы, который так и называется расчетным (скачки уплотнения сфокусированы на обечайке). В процессе работы геометрические размеры и форма его не меняются.

Однако, в реальной эксплуатации далеко не всегда воздухозаборник работает на расчетном режиме, особенно у маневренных самолетов. Параметры атмосферы и параметры полета, режимы работы воздухозаборника и двигателя постоянно меняются, и их сочетание чаще всего не укладывается в понятие «расчетный».

А это означает, что для силовой установки в целом не всегда могут быть достигнуты достаточно высокие показатели. Поэтому целью конструкторов (для нашего случая конструкторов воздухозаборника ТРД) является достижение максимально возможного согласования режимов работы воздухозаборника и двигателя для того, чтобы получить по возможности наивыгоднейшие характеристики эффективности всей силовой установки и при этом обеспечить устойчивую и безопасную работу СВУ на всех возможных в эксплуатации сочетаниях режимов работы двигателя, параметров и условий полета.

Стоит заметить, что слова «по возможности» употреблены здесь по той причине, что требования сохранения высоких показателей эффективности (малые потери полного давления, большая степень повышения давления, малое сопротивление и достаточный расход) одновременно с большим запасом устойчивости противоречивы.

Например, с точки зрения  сохранения высокой эффективности и отсутствия пульсаций потока из-за взаимодействия пограничного слоя со скачком S более выгоден докритический режим работы ВЗ. Однако при этом устойчивость невысока, возмущения могут распространяться против потока (дозвук в канале), параметры работы приближаются к границам помпажа.

Наоборот, на сверхкритическом режиме головная волна далека от системы косых скачков, устойчивость ВЗ высока. Но зато понижается эффективность, в частности из-за воздействия скачка S на пограничный слой. При глубокой сверхкритике этот скачок настолько близок к выходу из ВЗ, что значительно повышается вероятность зуда.

Поэтому, на практике приходится выбирать нечто среднее и часто допускать некоторое снижение эффективности из соображений обеспечения устойчивых режимов работы ВЗ. Этому способствует, в частности, и форма проточной части (как у сопла Лаваля), в принципе более располагающая к работе на сверхкритическом режиме.

Для традиционных воздухозаборников с постоянной геометрией возможности в достижении вышеупомянутого согласования режимов работы не слишком высоки, в особенности, если самолеты предусмотрены для эксплуатации на большом сверхзвуке (М>2). А значит и скоростной диапазон самолетов, на которых они установлены будет не очень широк.

Поэтому практически все современные сверхзвуковые входные устройства оборудованы системой изменения геометрии с целью обеспечения  согласованной совместной работы с двигателем во всем скоростном эксплуатационном диапазоне.

Физический смысл регулирования СВУ состоит в том, чтобы обеспечить соответствие пропускной способности ВЗ пропускной способности двигателя на всех режимах его работы и всех эксплуатационных числах М полета. Пропускная способность ВЗ определяется пропускной способностью системы скачков и горла.

Регулирование происходит за счет перемещения так называемого клина, состоящего из нескольких панелей –  для плоских(коробчатых) воздухозаборников, либо за счет осевого перемещения специального ступенчатого конуса (центральное тело) – для осесимметричных ВЗ. При этом меняется положение скачков уплотнения и площадь горла, а значит пропускная способность и запас устойчивости.

В  упрощенном виде выдвижение клина с ростом скорости выглядит, как перекрытие канала воздухозаборника (или его горла) с тем чтобы не пропустить туда лишний воздух.

На самом деле при этом выдвижении и соответствующем изменении положения скачков (углы наклона) уменьшается площадь сечения захватываемой воздухозаборником струи воздуха, потому что воздух, проходя скачки уплотнения и двигаясь параллельно поверхности торможения растекается по сторонам. Из-за этого часть струи (внешние слои) просто не попадают в канал. В итоге объем воздуха, попадающего в ВЗ уменьшается (упоминалось выше).

Для осесимметричного СВУ процесс регулирования аналогичен. Только при выдвижении конуса косые скачки уплотнения не меняют своего наклона и взаимного расположения. Однако, точно также происходит уменьшение площади сечения захватываемой воздухозаборником воздушной струи, а уменьшение площади горла за счет так называемого «угла поднутрения» обечайки, потому как само горло при выдвижении конуса сдвигается ко входу.

Элементами регулирования могут быть также дополнительные створки на передней кромке обечайки (поворотная обечайка) и створки перепуска, которые для разных типов воздухозаборников помогают решать задачи сохранения нужного расхода и запаса устойчивости.

Например, для осесимметричных (лобовых) СВУ, у которых выдвижение конуса по конструктивным условиям заканчивается до достижения самолетом максимальных чисел М полета открытие створок перепуска, расположенных за горлом, позволяет предотвратить чрезмерное удаление от входа головной волны, тем самым снижая сопротивление и увеличивая запас устойчивости входного устройства.

На других же ЛА створки перепуска играют роль противопомпажного устройства и работают только в определенных условиях: глубокое дросселирование двигателя, выключение форсажа и др.

На взлетном режиме и в режиме малоскоростного дозвукового полета для обеспечения повышения расхода воздуха, а также снижения возможности срыва потока с острых кромок обечайки важно максимально раскрыть горло. Поэтому панели клина (или управляемый конус) устанавливаются в полностью убранное положение.

Кроме того для стартовых условий в СВУ с аналогичными целями могут быть применены уже упомянутые выше (для дозвуковых и трансзвуковых ВЗ) створки дополнительной подпитки воздухом, устанавливаемые за горлом ВЗ.

Эти створки открываются внутрь под действием разрежения создающегося в канале ВЗ при работе двигателя на старте или в полете с малыми скоростями. При достижении необходимой скорости и уменьшении разрежения створки закрываются. Возможно так же автоматическое открытие и закрытие таких створок от гидро-  (Су-24М) или электросистем.

Использование таких створок обеспечивает снижение потерь тяги на взлете (воздуха достаточно) и позволяет повысить устойчивость компрессора путем уменьшения интенсивности срывных явлений на острых входных кромках (для СВУ и трансзвуковых ВЗ).

Для плоских воздухозаборников существующие возможности регулирования по расходу воздуха ощутимо шире, поэтому часто для них не требуется использование створок перепуска (а также створок подпитки).

Кроме того у таких ВЗ есть возможность отклонения передней кромки обечайки (изменения  «угла поднутрения»), что позволяет изменять геометрическую площадь входа. Отклонение внутрь уменьшает ее и позволяет на умеренном сверхзвуке удерживать головную волну вблизи передней кромки обечайки, что повышает устойчивость работы СВУ.

А отклонение наружу обеспечивает плавный вход потока в канал и уменьшает потери, связанные с его отрывом. Это важно, как уже упоминалось, в условиях взлета (малая скорость и большие углы атаки), когда возможны большие потери из-за срыва потока с острых передних кромок обечайки СВУ. Таким воздухозаборником обладает в частности самолеты МиГ-25 и МиГ-31.

В системах регулирования воздухозаборников в принципе может применяться отдельное регулирование пропускной способности скачков и площади горла, когда каждая панель управляется отдельно по своей программе. Это так называемое многопараметрическое регулирование.

Однако в этом случае система получается слишком сложной. Поэтому на практике используется однопараметрическое управление, когда все панели связаны между собой кинематически и управляются перемещением только одного главного шарнира. То есть выбирается какой-то средний режим управления – однопараметрический.

Управление органами механизации воздухозаборника автоматическое, однако бывает предусмотрено и ручное, применяемое только в аварийных случаях. Специальная программа управления учитывает внешние факторы полета (число М, температуру воздуха) и частоту вращения ротора двигателя. Обычно программа формируется под уже заданные расходные параметры двигателя.

Влияние углов атаки и скольжения.

Сверхзвуковые входные устройства достаточно чувствительны к изменению углов атаки и скольжения. Конечная реакция воздухозаборников разных типов может отличаться, но в целом такое изменение оказывается вредным. Увеличение или уменьшение  углов набегания потока меняет положение и интенсивность скачков уплотнения, что оказывает влияние на пропускную способность, величину потерь и запас устойчивости воздухозаборника.

Например, для лобовых осесимметричных входных устройств при больших положительных или отрицательных углах атаки ощутимо меняется симметрия обтекания поверхности торможения. С наветренной стороны интенсивность скачков увеличивается, значит увеличивается давление в потоке за скачками. С подветренной (затененной) стороны процесс противоположный, здесь степень повышения давления падает.

В результате в канале и на поверхности торможения происходит поперечное перетекание потока из областей с меньшим давлением в области с большим давлением, что вызывает стекание пограничного слоя, его утолщение и отрыв. Следствием становится нестационарность потока, снижение устойчивости и действительного расхода воздуха.

Для плоских воздухозаборников степень влияния изменения углов атаки во многом определяется расположением воздухозаборника относительно элементов конструкции самолета.

Для улучшения работы воздухозаборников на положительных углах атаки (как лобовых, так и плоских) их геометрическую ось часто располагают под некоторым отрицательным углом к строительной горизонтали самолета. Этот угол называют «углом заклинения». Он обычно составляет -2˚…-3˚ . Такая мера позволяет понизить величину углов набегания потока при полете на больших углах атаки.

Подобный же угол наклона часто формируется и на нескоростных ВЗ. Например, на дозвуковых воздухозаборниках (пассажирские самолеты) плоскость входа может быть наклонена верхним сектором вперед (упоминалось выше).

Аналогичные меры разворота геометрической оси могут применяться и для более комфортного обтекания при полете с углом скольжения.

В некоторых воздухозаборниках на начальном участке внутреннего канала устанавливаются специальные перегородки для выравнивания потока и упорядочения поля скоростей.

Входные устройства DSI.

Для современных истребителей скорость их практического использования обычно ограничивается числом Маха, равным 2 (или даже менее). Это относится и к недавно появившимся самолетам пятого поколения. В связи с этим рассматриваются и уже находят практическое применение (F-22, F-35) идеи использования для них неуправляемых воздухозаборников.

Дело еще и в том, что системы управления ВЗ усложняют конструкцию, снижая, тем самым надежность, и добавляют вес. К тому же усложненные пространственные ВЗ новых самолетов часто делают затруднительным эффективное регулирование поверхностей сложной конфигурации.

Однако, достаточно высокие требования к таким воздухозаборникам, исходя из высоких же заданных характеристик вновь разрабатываемой техники, в особенности истребителей 5-го поколения, заставляют искать способы их усовершенствования и улучшения параметров, которые они всегда имели на самолетах, созданных в предыдущие годы.

Такие параметры, как малая радиолокационная заметность и крейсерский полет на сверхзвуке (пусть и не слишком большом) – нормальные требования для самолета 5-го поколения. А это значит, что все особенности конструкции, увеличивающие РЛ заметность должны быть по возможности нивелированы. Потери полного давления в воздухозаборнике должны быть также уменьшены.

Важным шагом на этом пути стал относительно новое входное устройство, так называемый воздухозаборник DSI . В нем, в частности, использованы две идеи, позволяющие усовершенствовать воздухозаборник путем уменьшения потерь давления.

Первая – это увеличение количества скачков уплотнения. Чем их больше, тем потери меньше. Теоретически увеличение количества скачков уплотнения до бесконечности сводит потери полного давления к нулю.

Вторая. Скачки уплотнения, сгенерированные конусом имеют меньший угол наклона, нежели скачки, сгенерированные клином (углы при вершине конуса и клина равны). Поэтому с точки зрения потерь полного давления при торможении в ВЗ более выгодным считается лобовой осесимметричный воздухозаборник. Однако он не всегда может быть скомпонован в конструкции.

Компромиссом в этом смысле стали так называемые секторные воздухозаборники (упоминались выше – самолеты  типа Мираж, F-111, МиГ-23ПД, Ту-128), у которых центральным телом в воздухозаборнике выступает часть (сектор) конуса. Эффективность таких ВЗ может быть выше, чем у обычных плоских боковых.

В воздухозаборнике DSI новым элементом является так называемая рампа, представляющая собой поверхность торможения (сжатия) на входе в ВЗ и имеющая форму, аналогичную форме части поверхности конуса. То есть течение потока здесь тоже коническое (оптимальное для воздухозаборника).

Кроме того специальные стреловидные (или косые) кромки обечайки такого воздухозаборника также создают множественные волны сжатия (иначе говоря веер волн сжатия (или скачков уплотнения на сверхзвуке)).

В результате помимо так называемого пространственного сжатия, эти волны во взаимодействии с коническим течением на рампе при определенных условиях оказывают разворачивающее действие в поперечном направлении на линии тока на ней, то есть на пограничный слой, набегающий от элементов фюзеляжа, расположенных перед воздухозаборником. Происходит его слив за пределы воздухозаборника, что уменьшает потери полного давления и повышает устойчивость работы.

При достаточном сверхзвуке, то есть на расчетном режиме, в зависимости от формы кромки ВЗ воздействием волн сжатия от нее больший объем пограничного слоя может быть слит за пределы воздухозаборника. Для косой кромки при М1,25 — до 90%, для стреловидной кромки в форме «клыка» — при М1,4 — до 85%.

Действия по сливу пограничного слоя отражены в самой аббревиатуре названия такого воздухозаборника – DSI (diverterless supersonic inlet). В буквальном переводе эта аббревиатура означает что-то вроде «воздухозаборник без отклонителя». Слово «отклонитель» здесь, конечно, искуственное и означает традиционный канал для слива пограничного слоя, который имеется на самолетах с примыкающими воздухозаборниками (упоминалось выше).

Канал этот достаточно широк и ощутимо увеличивает радиолокационную заметность самолета. Таким образом воздухозаборники DSI в этом плане дают преимущество, так как для них специального канала для слива ПС не предусмотрено, что, кстати, положительно влияет и на уменьшение аэродинамического сопротивления. Кроме того выступ рампы ощутимо перекрывает просвет воздухозаборника, уменьшая прямую видимость лопаток первой ступени компрессора двигателя, что также достаточно важно с точки зрения уменьшения радиолокационной заметности.

Примером такого типа воздухозаборника может стать ВЗ самолетов F-35, XF-35. XF-35 имеет кромку воздухозаборника тип «клык».

Справедливости ради….

Все же стоит отметить, что расчет и конструирование новых пространственных неуправляемых воздухозаборников и воздуховодов дело сложное и дорогое. Таких, например, как у F-22, у которого еще и S-образные воздушные каналы от ВЗ до двигателей.

На нерасчетном режиме работа таких ВЗ, несмотря на всю их продвинутость обязательно будет сопровождаться потерями, а значит меньшей эффективностью силовой установки. А ведь таких режимов множество.

Управляемые воздухозаборники этих потерь, можно сказать, не имеют. В этом случае работа системы воздухозаборник-двигатель оптимизирована для всех режимов, достаточно предсказуема, контролируема и имеет высокие параметры эффективности.

Поэтому выбор типа воздухозаборника — это своего рода компромисс, заставляющий учитывать многие, часто противоречивые факторы. Например, истребитель Т-50 имеет регулируемые ВЗ пространственного сжатия. F-22 имеет пространственные нерегулируемые ВЗ.

При этом российский истребитель достойный конкурент американцу (даже превосходящий его во многом) несмотря на меньшую стендовую тягу двигателей, да еще и со значительно меньшими затратами. Вполне вероятно, что эффективность силовой установки F-22 на нерасчетных режимах (особенно при быстром маневрировании) не столь высока, как об этом говорится в открытых источниках.

На этом, пожалуй, и закончим. Надеюсь, что основные положения этой, на самом деле достаточно сложной для понимания и обширной темы, уже перестали быть непонятными. Спасибо, что дочитали до конца. До новых встреч и статей.

В конце добавлю картинки, которые «не влезли» в основной текст.