АЭРОДИНАМИКА ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ

4.1. Общие положения

На дозвуковых пассажирских самолетах широкое рас­пространение получили компоновки двигателей в гондолах, расположенных:

— на пилонах под крылом,

— на пилонах по бокам фюзеляжа,

— в хвостовой части фюзеляжа.

При разработке двигательных установок и, в частности, гондол двигателей решение задач газовой динамики и аэродинамики направлено на достижение следующих целей:

— обеспечение высокой экономичности на крейсерском режиме полета;

— обеспечение устойчивой (без помпажа) работы двигателей в условиях их компоновки на самолете на всех возможных при эксплуатации режимах;

— удовлетворение требований по допустимому уровню щума на местности и в кабине самолета.

Успешное решение перечисленных задач во многом зависит от совершенства двигателей, расположения их на самолете, аэродинамического совершенства гондол (воздухозаборников, реактивных сопл) [1]» [2]. Требования по уровню шума могут накладывать определенные условия на конфигурацию каналов воздухозаборников и реактивных сопл, а также на выбор типа гондолы.

Для магистральных самолетов проблема создания высокоэкономичных силовых установок (СУ) имеет особо важное значение.

Уменыиеше удельного расхода топлива за счет непрерывного

совершенстования узлов двигателя, параметров его газодинамического цикла, реализации тенденции разработки двигателей с малой удельной тягой на единицу “обрабатываемой” ими массы воздуха, а именно—разработки двухконтурных двигателей с большой (т = 4-г

8) и сверхбольшой w = 15-1-20 степенями двухконтурности.

Стремление обеспечить высокую экономичность в полете привело также к разработкам компоновок СУ с отбором той или иной части пограничного слоя планера в двигатель. Проведенные расчетные и экспериментальные исследования на моделях подтвердили возможность применения таких компоновок. В этом случае кинетическая энергия возмущенного в следе за самолетом и попадающего в двигатель воздуха будет меньщей, чем при обычных компоновках, что приводит к повышению полетного КПД системы планер-двигатель, компенсируя с избытком снижение термического КПД двигателя из-за засасывания в компрессор двигателя воздуха, имеющего пониженное полное давление (рис.4.1). Степень эффективности отбора в двигатель пограничного слоя планера зависит от особенностей компоновки самолета и применяемых двигателей. Проведенные экспериментальные исследования на моделях показали, что при применении компоновок с отбором пограничного слоя планера на двухдвигательном самолете, когда оба двигателя размещены в хвостовой части фюзеляжа, по сравнению с таким же самолетом, но с двигателями в гондолах по бокам фюзеляжа при двигателях с малой степенью двухконтурности дает 10—12% экономии топлива 131.

Удельный расход топлива у двухконтурных двигателей падает по мере увеличения степени двухконтурности (рис.4.2), однако лобовая поверхность двигателей и внешнее сопротивление их гондол при этом заметно возрастает.

Влияние коэффициента восстановления полного давления в воздухозаборнике v на тягу R и удельный расход топлива характеризуется коэффициентом K

£R/R = £R = Kr ■ A p

AQ*/Cr = ACr = (i — Kr) A v

Величина Kr зависит от скорости полета и от удельной тяги двигателя, т. е. от величины тяги с килограмма расхода воздуха через

Рис.4 Л. Различные принципы компоновки двигателей на самолете: а—обычная распространенная компоновка б—компоновка с отбором пограничного слоя в двигатель

Рис.4.2. Изменение удельного расхода топлива двигатель. При увеличении скорости полета величина уменьшается. На рис. 4.3 приведена зависимость Kr от числа М полета для одноконтурного двигателя. “Дорожка” разброса зависи­мости соответствует различным значениям температуры газа перед турбиной и степени повышения давления в компрессоре. Увеличение степени двухконтурности и связанное с этим

уменьшение удельной тяги двигателя приводит к увеличению величи­ны Kr (рис.4. 3).

Рис.4.3. Изменение коэффициента влияния при изменении числа М(а)и степени двухконтурности w*( б)

Удельный расход топлива двигателя Си, как известно, связан с его полным коэффициентом полезного действия соотношением

3600 • К,

Tfi ’ Н и *

Ко — скорость полета, Ни — теплотворная способность топлива. В свою очередь полный КПД (770) является произведением пропульсивного (V”) КПД и КПД, характеризующего двигатель как тепловую машину (т? э)

750= 77 э • Т)п

Пропульсивный КПД зависит, от скорости в отбрасываемой дви­гателем реактивной струе газов (К)

2

V»-

С увеличением степени двухконтурности величина скорости Кс уменьшается, что и приводит к увеличению КПД и уменьшению удельного расхода топлива.

На рис. 4.2 приведено изменение удельного расхода топлива авиационных двигателей для пассажирских самолетов, начиная с 60-х годов. Показанное на графике постоянное снижение удельного расхо-

да топлива связано как с совершенствованием узлов двигателей, оп­тимизацией параметров по мере развития авиадвигателестроения и применения новой технологии, так и с постоянно возрастающей степенью двухконтурности [4] .

Уменьшение удельного расхода топлива при увеличении степени двухконтурности сопровождается увеличением лобовой поверхности двигателя, возрастанием внешнего сопротивления гондол, увеличе­нием их аэродинамического взаимодействия с планером самолета. Эти обстоятельства требуют от конструктора самолета и силовой установки больших усилий по совершенствованию гондолы и ее элементов и оптимизации компоновки силовой установки на самолете.

Двухконтурный двигатель в зависимости от степени двухконтурности может размещаться в гондолах различных схем (рис. 4. 4).ТРДД с малой и умеренной степенью двухконтурности {ш ^ 4) выполняется, как правило, со смешением потоков наружного и внутреннего контуров и размещаются в гондолах с общим реактивным соплом (нижняя часть схемы, приведенной на рис. 4. 4). Смешение потоков контуров приводит к некоторому выигрышу в удельном расходе топлива (за счет улучшения характеристик термодинамического цикла). Этот выигрыш при степени двухконтурности w = 4-r5 может составлять 1,5^2%. Кроме того, при смешении потоков контуров наличие камеры смешения и общего сопла облегчают задачу размещения звукопоглощающих конструкций, что важно для удовлетворения все возрастающих требований по снижению уровня шума. В то же время наличие камеры смешения и относительно длинной обечайки общего реактивного сопла связано с увеличением массы и длины силовой установки.

При увеличении степени двухконтурности эффективность исполь­зования смешения потоков наружного и внутреннего коцтуров на ха­рактеристики ТРДД уменьшается, а увеличение массы гондолы и ее длины становится все более значительным. Поэтому при т — 4-і-5 используются гондолы как со смешением, так и без смешения потоков контуров, а при т>5, как правило, используются ТРДД с раздель­ными реактивными Струями, размещаемые в "ступенчатой” гондоле (верхняя часть схемы, приведенной на рис. 4. 4).

Тяга двигателя, размещенного в гондоле ступенчатой формы, должна определяться с учетом сил давления по поверхности а—Ъ— с—d—е (см. рис. 4. 4), у которой две части а—Ъ и с—е “жидкие”. В этом случае силы, действующие на все обтекаемые внутренним потоком элементы двигателя, включая внутреннюю часть пилона и выступающую за обечайку часть газогенератора, рассматриваются как составляющие реактивной силы. Давление, возникающее на внешней стороне поверхности а—Ь—с—d—е, определяет силы, которые являются составляющими суммарных сил, действующих на самолет. На практике силы, действующие на "жидкие” поверхности, отдельно не определяются, они входят составляющими сил, измеряемых на аэродинамических весах при испытаниях моделей в аэродинамических трубах.

ТРДД ібверхбольїіюй (ш = 15-г 20) степени двухконтурности,
естественно, следует выполнять без смешения потоков контуров (ввиду малой эффективности смешения и относительно больших габа­ритов двигателя).

Снижение тяги двигателя с ш—4-і-6, размещенного в гондоле, из-за потерь давления в отдельных элементах характеризуется сле — дующими ориентировочными данными: Ступенчатая гондола Гондола со смешением 1. В воздухозаборнике теряется 1% тяги 1% тяги. 2. В канале и реактивном сопле второго 2-3% — контура 3. На обтекателе газогенераторного 3-4% — контура 4. На внутренней части пилона 0.5% — 5. На обечайке вентилятора 2-3% — 6. На внешней части пилона 0.5% 0,5% 7. В канале и общем сопле — 2-3% 8. На обечайке гондолы — 4-6% ИТОГО потери составляют 9-12% 7-10%

Потери тяги по п. п. 2 и 7 учитываются в характеристиках двигателя. Двигатель, дла которого определены эти величины, называется установленным. Потери тяги по п. п. 5, 6 и 8 учитываются в поляре самолета. Потери тяги по п. п. 1, 3 и 4 учитываются дополнительно вместе с потерями на отбор воздуха и мощности на самолетные нужды при определении ЛТХ самолета.

Для удовлетворения требований по уровню допустимого шума на местности стенки канала гондолы до вентилятора и за ним выпол­няются со специальными шумоглушащими устройствами (рис. 4.5). В случае невозможности размещения на стенках воздухозаборника необходимой по площади звукопоглощающей конструкции следует или увеличить длину канала, или установить в канале специальную (спе­циальные) вставку с аналогичной конструкцией на ее боковых по­верхностях (рис. 4.6). Наличие вставки в канале приведет к снижению тяги двигателя на ~ 1% и увеличению удельного расхода топлива примерно на ~0, 5% [51.

Одним из основных вопросов при разработке силовых установок пассажирских самолетов является обеспечение газодинамической ус­тойчивости двигателей в условиях эксплуатации самолета. Запасы газодинамической устойчивости и максимально возможная в условиях эксплуатации самолета неоднородность потока в канале воздухоза­борника, влияющая на величину запасов устойчивости двигателя, должны быть взаимно связаны. Неоднородность потока, характеризу­емая стационарной неравномерностью и пульсациями полного давления или их суммой, может достигать наибольших уровней для самолетов с дозвуковой скоростью полета на взлетных и посадочных режимах при наличии скосов потока, а также при взлете с боковым ветром, на крейсерских режимах при полете в турбулентной атмосфере. Изучение теоретическими методами характера распространения неоднородного потока в. компрессоре в сочетании с обобщением экспериментального материала позволили разработать методологию и количественные критерии для согласования воздухозаборников с одноконтурными двигателями. Эти разработки были распространены с некоторым дополнением на гондолы двухконтурных двигателей, однако в какой мере это приемлемо для гондол двигателей с большой и тем более сверхбольшой степеней двухконтурности, еще не определено из-за отсутствия достаточных экспериментальных материалов. Таким

образом, вопрос обеспечения устойчивой работы двигателя большой и сверхбольшой степетни двухконтурности на самолете должен решаться с учетом указанных выше положений и нормативных материалов, на основе индивидуальных особенностей двигателя, самолета и их компоновки.