Аэродинамика гондол двухконтурных двигателей
Разработка гондол для двухконтурных двигателей базируется на комплексе расчетных и экспериментальных исследований гондол в целом и их отдельных элементов.
4.2.1. Воздухозаборники двигателей умеренной и большой степени двухконтурности
На начальном этапе проектирования целесообразно использовать приближенную зависимость, с помощью которой для разрабатываемого самолета оценивается влияние геометрических параметров воздухозаборника (ВЗ) на дальность полета самолета. Принимается, что при малом изменении геометрии воздухозаборника величина подъемной силы изменяется незначительно. Относительное изменение дальности полета представляется в виде:
A L _/А а, А С*АСвз • (1~тЬ _
L — С, Сш + л )
Ок * ІіГдГ-
1_Gk
= Cx+aC/?+аСвз • где
■ к 1п_й
A C x— относительное изменение внешнего сопротивления при __ вариантах геометрии ВЗ,
&Cr— относительное изменение удельного расхода топлива из-за __ потери полного давления в ВЗ,
AGb3 —относительное изменение веса ВЗ, Gh, Gk — вес самолета в начале и конце полета.
В анализе используются данные по рассматриваемому самолету, по расходному сопротивлению ВЗ, коэффициенту сопротивления трения Cjctp—F(Re), зависимости АСй = (1~Kr) А м:р(где v ср —средний по площади входа в двигатель коэффициент восстановления давления, &сР 1 и ср), а также зависимость суммарной неоднородности потока на выходе из канала ВЗ двигателя W от величины угла раскрытия диффузора шф.
В результате анализа получаем характеристики типа приведенных в качестве примера на рис. 4.7 и 4.8.
Рис.4.7. Зависимость относительного удельного расхода топлива (ЛСК), относительного сопротивления (АС,) и параметра суммарной неоднородности от геометрии воздухозаборника |
где <Рг —<рі — величина зоны пониженного по сравнению со средним значением давления по окружности.
; #(Лср) ““безразмерный расход воздуха.
Воздухозаборник с выбранной геометрией проходит экспериментальные исследования в аэродинамических трубах на критических режимах, определяющих (подтверждающих) обеспечение условий, необходимых для устойчивой работы двигателя. Такими режимами являются:
— М=0 и начальный участок разбега самолета без бокового ветра и при его наличии;
— крейсерские режимы полета с выходом на предельные углы атаки.
При разработках гондол двигателя решение задач аэродинамики направлено на обеспечение устойчивой (безпомпажной) работы двигателя в условиях эксплуатации самолета, на обеспечение высоких аэродинамических характеристик.
На начальной стадии проектирования самолета, если для этого самолета нет особых требований, возможно использовать накопленный опыт проектирования ВЗ для дозвуковых самолетов С6]. В этом случае целесообразно рассмотреть ВЗ со слёдующей геометрией (рис.4.4):
—диаметр "горла” ВЗ выбираемся исходя из обеспечения удель
^ 200 кг/м2 (Gnp—приведенный расход
воздуха, Fr— площадь "горла” ВЗ), что исключает возможность возникновения местных зон со сверхзвуковым потоком и позволяет иметь некоторый запас по площади "горла” для компенсации производственных допусков на параметры двигателя и воздухозаборника.
<Рдиф — угол раскрытая д иффузора в канале не должен превышать 8°—9°, что исключает возникновение (развитие) отрывного течения в канале. do—диаметр ВЗ по передней кромке должен обеспечить выполнение входного коллекторе с коэффициентом коллекторности К — 10-12%, что исключает возникновение отрывного течения на входе в канал в условиях эксплуатации самолета. din = — диаметр миделевого сечения гондолы выбирается из обеспечения do = d0/d/n^ 0,86.
Ік — длина ВЗ определяется выбранными выше параметрами. Для примера приведем геометрические параметры ВЗ двигателя ПС-90:
—длина воздухозаборника /н—0,64 dm,
—входной коллектор с К =12%,
-тугол раскрытия диффузора в канале <р диф, —9°, _
—относительный диаметр обечайки по ее передней кромке 0= 0,84 0,86.
Рис.4.9. Изменение характеристик воздухозаборника на М = 0 работа на месте в зависимости от величины коллекторности
а—коэффициент потерь полного давления [ &Р = (1 — vep) 1 6—параметр радиальной неравномерности (А бр) в—параметр суммарной неоднородности (WO.
Выполнение у ВЗ коллектора с К<С 10*М2% приведет на М —О, на начальном участке разбега, а также в крейсерском полете в условиях турбулентной атмосферы, когда угол атаки самолета может достигать предельных величин, к срывным явлениям на входе в ВЗ и, как следствие, к большой неравномерности поля полных давлений и низким уровням среднего по сечению коэффициента восстановления полного давления vCp (рис 4.9), что может вызвать помпаж двигателя. При проектировании ВЗ целесообразно использовать разработаныые типовые, предельные величины параметров А о о и W.
Возможно выполнение ВЗ с меньшей входной коллекторностью, чем приведено выше, но это потребует применения у него специальной механизации, выполненной, например, в виде окон перепуска с клапаном в зоне входа и с относительной площалью в критическом сечении
/Гщ=^гк=20^23%(рис. 4.10), где
Fm—площадь в критическом сечении окон,
Fr —площадь "горла” ВЗ.
Возможно в качестве механизации у ВЗ вдува воздуха или предкрылка.
От величины относительного диаметра по передней кромке ВЗ существенно зависит протекание
Foo
зависимости Cxo(f), где /=~^;
Foo-площадь струйки, входящей в воздухозаборник в невозмущенном потоке; F0 —площадь входа в воздухозаборник, соответствующая do, рис.4.11 и 4.12. Если ч при ^>=0,85, как это видно из рисунков, изменение коэффициента расхода воздуха через ВЗ от 0,8 до 0,5 (например, при дросселировании или при отказе двигателя) приводит к относительно небольшому возрастанию лобового сопротивления обечайки вентилятора двигателя Схо, то при обечайке с а 0=0,938 это приводит к резкому увеличению лобового сопротивления. Поэтому при проектировании ступенчатых гондол обечайку вентилятора следует по возможности выполнять с меньшими величинами do^ 0,86.
Внешняя часть воздухозаборника (от начала коллектора до миделевого сечения гондолы) очерчивается контуром
XT’ duvux do Го * „ X 1
у~ 2 L2“*r(1_"2zr>J
п принимается равным 0,45 для М крейс^О, 6^-0, 7 и 0,6 для М крейс~ 0? 75.
Коэффициент расхода воздуха такого воздухозаборника на крейсерских режимах полета для обеспечения минимального внешнего сопротивления должен быть порядка /—0,65 — 0,75. Если необходимо повысить коэффициент расхода, то этого можно достигнуть увеличением угла раскрытия диффузора до <р диф. —8°-9°.
Воздухозаборник с выбранной на этапе проектирования предварительной геометрией должен (для его оптимизации) быть экспер^-
ментально исследован на модели, схема которой приведен на рис.
4.13, а. При этом определяются следующие характеристики:
—коэффициент восстановления полного давления на входе в двигатель;
—параметры окружной и радиальной неравномерности потока на входе в двигатель;
—пульсации полного давления на входе в двигатель.
Для определения этих характеристик на модели в сечении на входе в двигатель должны быть установлены гребенки с приемниками полного и статического давления и приемники для измерения пульсаций.
Характеристики воздухозаборника определяются в диапазоне. изменения расхода воздуха, имеющем место при эксплуатации. самолета.
4.2.2. Воздухозаборники двигателей со сверхбольшой степенью двухконтурности
Увеличение экономичности силовой установки может быть достигнуто применением двигателей со сверхбольшой двух — контурностью. Однако, вследствие ряда особенностей этих двигателей использование при разработках компоновок с их применением требует иных принципов, чем при двигателях с малой и умеренной двухконтурностями. Особенностями двигателей, которые следует учитывать при разработках воздухозаборников, являются:
—большие диаметры двигателей;
—большие скорости воздуха на входе в двигатель в крейсерском полете самолета;
—отсутствие выступающих за обводы вентилятора агрегатов; —высокий коэффициент влияния потерь полного давления на
входе в двигатель на его тягу;
—обеспечение реверса тяги поворотом лопастей вентилятора. Вследствие этих особенностей необходимо применение новых технических решений при разработках гондол и, в частности, воздухозаборников. Применение разработанных для ТРДД с менышей двухконтурностью технических решений приведет, как зто видно на рис.4.14 (см. вариант 3), к переразмеренному миделю гондолы, относительно большой длине обечайки вентилятора, а, следовательно, к увеличению веса и Сх гондолы.
Основными задачами, которые необходимо решить на первых этапах разработок силовой установки с ТРДД сверхбольшой двухкон- турности являются:
—разработка воздухозаборника с оптимальной геометрией, при которой обеспечиваются условия, необходимые для устойчивой работы двигателя при минимальном внешнем сопротивлении;
—разработка системы реверса поворотом лопастей вентилятора; —разработка оптимальной обечайки вентилятора с малым внешним сопротивлением.
За основу при разработках на начальной стадии представляется целесообразным принять ВЗ малой длины, обечайку вентилятора малой длины с минимальным, исходя из габаритов двигателя, миделем, воспользовавшись при начальном выборе контура той же зависимостью, что и для ТРДД с умеренной двухконтурностью.
Проведенный комплекс расчетных и экспериментальных исследований позволил разработать два варианта воздухозаборников для ТРДД со степенью двухконтурности т = 13-М7. Вариант 1 с механизацией и вариант 2 без механизации.
Вариант 1 имеет относительную длину канала
входную коллекторноеть К—4% н относительный диаметр по передней кромке do — 0,94 (рис. 4.15). При этом варианте на одном из основных критических режимов, определяющих в основном геометрию ВЗ, а именно при Моо=0 и на начальном участке разбега, имеет место характеристики, приведенные на рис. 4.15, Как видно из рис. 4.15, на М = 0 средние потери полного давления при приведенном
Рис.4.14. Виды воздухозаборников для ТРДД со сверхбольшой двухконтурностью
а—воздухозаборник с механизацией (вариант 1) б—воздухозаборник без механизации (вариант 2 и 3) расходе воздуха, соответствующем <7(Лер) =0,66 (является расчетным для одного из двигателей с т=13) не превышают 4—2% уже при Ко=20 м/с.
Вариант 2 имеет относительную длину? к—0,45, не имеет механизации, К=7,3% и 5о=0,94^-0,95 (рис. 4.15). Этот вариант ВЗ на Ко —0 имеет средние потери полного давления~8%, но уже при Ко = 20—-25 м/с оба варианта имеют одинаковые потери полного давления. Оба варианта исследовались на моделях без моделирования работы вентилятора. Оба могут использоваться на самолетах с нормальным взлетом и со взлетом с “додачей” газа, т. е. с выводом двигателя на взлетный режим после трогания самолета с места, для уменьшения зоны сечения, занятой срывным потоком на их
входах. На втором критическом режиме работы ВЗ, а именно в крейсерском полете с выходом на большие углы атаки, оба ВЗ могут обеспечить условия, необходимые для устойчивой работы двигателя. В
Рис.4 Л 5. Характеристики вариантов воздухозаборников для ТРДД со сверхбольшой двухконтурностью
а-воздухозаборник с механизацией(вариант 1) б-воздухозаборник без механизации (вариант 2)
обоих случаях обеспечивается безотрывное течение на входе в двигатель вплоть до углов атаки сваливания самолета. В качестве примера на рис.4.16 представлены характеристики, полученные в аэродинамической трубе Т-106, где показано, на примере характеристик самолета Ту-204, что при этих ВЗ начало возникновения отрывного течения на их входе можно ожидать при М = 0,6 — г 0,7 только при достижении самолетом углов атаки
СИ — СИ свал.
Применяя эти ВЗ, следует иметь ввиду, что вследствие больших относительных диаметров по их передним кромкам, обусловленных выбором минимально возможного миделя обечайки, при дросселировании двигателя возрастает лобовое сопротивление гондолы (рис.4.11 и 4.12).