Изменение режимов течения в сверхзвуковом воздухозаборнике при его разгоне и торможении
(Change of flow patterns in a supersonic air intake during its acceleration and deceleration)
Звегинцев В.И., Мельников А.Ю.
Обычные методы расчета характеристик воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя при сверхзвуковых скоростях полета сталкиваются с проблемой реализации сверхзвукового течения по всему тракту или с проблемой «запуска». Суть проблемы заключается в том, что при разгоне летательного аппарата на входе в канал воздухозаборника появляется прямой скачок (даже при небольшой степени геометрического сжатия струи - примерно в 1,5 раза), и характеристики воздухозаборника резко ухудшаются. Дальнейшее увеличение скорости полета не позволяет устранить образовавшийся прямой скачок. Это явление хорошо известно и носит название «предел Кантровица». В то же время, если канал воздухозаборника запущен при какой-то скорости полета и прямой скачок отсутствует, то сверхзвуковой режим течения сохраняется при значительном уменьшении скорости полета или при значительном увеличении степени сжатия захватываемой струи воздуха.
В статье приведены результаты численного расчета режимов течения в типичном воздухозаборнике (степень сжатия струи – в 1,8 раза) при увеличении и уменьшении скорости полета. Результаты расчетов подтверждают невозможность запуска воздухозаборника при его разгоне и сохранение запущенного состояния при торможении до предела допустимого изоэнтропического сжатия (до М = 2,1).