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).