Динамика отделения АПИ от КД

Отделение АПИ от КД происходит свободно, без начальной скорости относительно самолёта.

Большое влияние на траекторию движения оказывает угол выхода АПИ из отсека, изменяющийся вследствие воздействия на него воздушного потока. Влияние этого угла на разницу в относах можно оценить по следующей эмпирической формуле, предложенной Н. Л. Гертманом:

 

где – отклонение относа, м; k – коэффициент, зависящий от условий сбрасывания (например, при Н =20000 м и V =2300км/ч k =1); φ – угол выхода АПИ из отсека в градусах.

При отделении АПИ, находящегося внутри отсека, после разрыва связи с самолётом АПИ некоторое время находится внутри отсека. За это время на него действует возмущённый поток, возникающий в отсеке после открытия створок. Характер обтекания отсека зависит от его формы, количества и формы подвешенных на него АПИ и других факторов.

Известно, что в зависимости от удлинения отсека в нём могут иметь место два вида течений.

Первый тип течения возникает в отсеках малых удлинений (λ ≤ 10). Схема обтекания отсека сверхзвуковым потоком при первом типе течения приведена на рис. 4.2, а. Внешний поток, отрываясь от нижней кромки передней стенки (точка 0) и смешиваясь с воздухом, находящимся внутри отсека, образует свободный пограничный слой, который присоединяется к задней стенке, вызывая перед ней скачок уплотнения. Часть пограничного слоя проходит через скачок уплотнения и уходит во внешний поток. Другая часть воздействует на заднюю стенку отсека и, двигаясь далее против часовой стрелки, образует в отсеке циркуляционное течение с переменной по длине скоростью обратного тока. Скорость в поперечном сечении отрывной области плавно меняется от V ₀ до V ₁.

На схеме отмечены характерные линии, образующиеся при обтекании такого отсека: 01 – внешняя граница пограничного слоя; 02 – внутренняя граница пограничного слоя; 03 – разделяющая линия тока. Это линия, условно отделяющая расходы, вытекающие в пограничный слой со стороны внешней и внутренней границ; 04 – линия нулевых продольных скоростей.

 

 

Рис. 4.2. Схема обтекания отсека сверхзвуковым потоком:

а – при первом типе течения; б – при отделившемся АПИ;

в – при втором типе течения

Ориентация пограничного слоя и параметры течения в отсеке определяются условием присоединения пограничного слоя к задней стенке. В качестве такого принимают геометрическое условие попадания линии 04 в нижнюю кромку задней стенки.

Толщина струйного пограничного слоя увеличивается прямо пропорционально расстоянию от начала смещения. Эту толщину для дозвуковой скорости можно подсчитать по простой эмпирической формуле

b = cx,

 

где b – толщина струйного пограничного слоя; с – коэффициент расширения струи – эмпирическая константа турбулентности (обычно принимают с =0,27); х – расстояние от точки О до сечения.

Величину отношения скоростей в пограничном слое для дозвуковой скорости можно определить по следующей формуле:

 

 

 

Высота задней стенки, подвергающейся действию пограничного слоя, равна

 

где L –длина бомбоотсека; 10⁰ – угол ориентации внутренней границы пограничного слоя; - максимальное значение угла атаки фюзеляжа.

При первом типе течения независимо от скорости набегающего потока в отсеке скорости всегда будут дозвуковые.

При наличии в отсеке подвешенных АПИ картина обтекания будет отличаться от картины обтекания пустого отсека.

Когда сброшенное АПИ будет находиться вблизи отсека, картина его обтекания изменится. Головная ударная волна, возникающая перед АПИ, будет попадать в отсек, вызывая изменение картины его обтекания (рис. 4.2, б).

Изменяются и аэродинамические коэффициенты АПИ, подвешенных внутри отсека.

Второй тип течения возникает в отсеках больших удлинений (λ >10) и только при сверхзвуковых скоростях набегающего потока.

Схема обтекания отсека при втором типе течения приведена на рис. 4.2, в.

Внешний поток, оторвавшийся от нижней кромки передней стенки, образует пограничный слой, который поворачивается на больший, чем при первом типе течения, угол и присоединяется к верхней стенке. В месте присоединения (точка А) образуется замыкающий скачок уплотнения. За передней стенкой образуется донное течение. Часть пограничного слоя проходит через скачок уплотнения и распространяется вдоль верхней стенки. В точке В пограничный слой открывается от верхней стенки и поворачивается, ориентируясь на нижнюю кромку задней стенки. При этом образуется косой скачок уплотнения (3). В отрывной зоне перед задней стенкой образуется вихрь (4) с направлением вращения против часовой стрелки (для схемы, приведённой на рис. 4.2, в)

Таким образом, при втором типе течения в отсеке образуются две застойные зоны (за передней стенкой и перед задней стенкой отсека) и зона, где скорости потока могут быть больше скорости звука.

Из рассмотрения картин обтекания отсеков как с малым, так и с большим удлинением видно, что в отсеках при открытых створках существуют возмущённые потоки, которые приводят к появлению аэродинамических сил и моментов, действующих на АПИ при её движении в отсеке. Это приводит к тому, что в момент выхода из окрестности самолёта ось АПИ не будет параллельна касательной к траектории, а будет направлена к ней под каким-то углом. Величина этого угла зависит от режима полёта самолёта, от удлинения отсека, от первоначального местоположения АПИ в отсеке и других факторов.