Компоновка силовой уотановки на самолете
При компоновке силовой установки на самолете возникает ряд проблем, от успешного решения которых может существенно зависеть как экономичность, так и безопасность полета.
При установке гондол двигателей на хвостовой части фюзеляжа на характеристики и устойчивую работу двигателя может оказывать влияние крыло, расположенное перед воздухозаборником. При подкрыльевой компоновке неблагоприятное взаимное влияние гондолы и крыла может приводить к заметной потере аэродинамического
качества самолета.
Рассмотрим некоторые результаты исследований различных компоновок силовых установок на магистральных самолетах СЗ].
На всех отечественных и зарубежных самолетах с расположением двигателей на пилонах в хвостовой части фюзеляжа воздухозаборники удалены от поверхности последнего на расстояние, исключающее возможность попадания в канал пограничного слоя с пониженным полным давлением(это расстояние обычно не меньше двух толщин местного пограничного слоя).Гондолы у боковых поверхностей фюзеляжа должны быть установлены по линиям тока на крейсерском режиме полета. Положение гондол должно быть откорректировано в аэродинамической* трубе при испытании соответствующей модели, например, методом визуализации потока. Углы притекания потока к плоскости входа в гондолы при их расположении за крылом намного меньше, чем при расположении гондол перед крылом и возникновение срыва потока с внутренних поверхностей коллекторного участка на больших углах атаки в этом случае меньше (рис.4.31 — 4.33).
Высокая неоднородность потока в каналах гондол, расположенных у боковых поверхностей фюзеляжа, связана в основном с образованием вихревого течения на крылеили с явлениями срыва потока с поверхности крыла, которые могут иметь место на самолете во взлетной и посадочной конфигурациях или на. крейсерских режимах при полете в турбулентной атмосфере при выходе на большие углы атаки. На рис.4.34 наглядно показано, как изменяется поле давлений перед воздухозаборниками гондол, размещенных на хвостовой части фюзеляжа, в зависимости от угла скольжения и отклонения интерцептора. Локальные срывы потока с крыла, которые могут в полете вызывать помпаж двигателя, возникают также в зонах между предкрылком и фюзеляжем, если при отклоненном предкрылке между его торцевой поверхностью и фюзеляжем образуется щель, которая является достаточно сильным источником завихрения потока. Торцевые поверхности наплывов на передней кромке крыла или предкрылков являются также причиной образования свободных вихрей, интенсивность которых возрастает с увеличением угла атаки крыла.
|
Рис.4.33. Исследование поля течения перед двигателем (модель самолетаТу-154)при отклоненном интерцепторе |
Завихренный поток, попадающий в воздухозаборник, также может быть причиной помпажа. В этом случае необходимо линии тока с завихренностью сместить в сторону от воздухозаборника посредством специальных конструктивных мероприятий.
|
Рис.4.34. Влияние отклонения интерцепторов на поля потерь полного давления перед входом в двигатель на взлетном и посадочном режимах На крейсерских скоростях при полете в турбулентной атмосфере или при создании перегрузки, когда возможен выход на большие углы атаки, на верхней поверхности крыла может возникнуть срыв потока в широкой зоне перед воздухозаборниками. Полное давление в этой зоне низкое и неравномерно распределяется в плоскости, перпендикулярной направлению полета (рис.4.35).Такие условия могут быть причиной помпажа двигателей в полете и накладывают дополнительные ограничения на максимально допустимые углы атаки. При компоновке с размещением двигателя внутри хвостовой части фюзеляжа с воздухозаборником перед килем(рис.4.3б) особое внимание должно быть уделено отработке конфигурации канала S-образной формы и сопряжению реактивного сопла с килем. Потери полного давления в каналах такой формы в 3—4 раза больше, чем в |
каналах обычных гондол, и составляют 1 — т — 1,3% для двигателей со степенью двухконтурности ж = 4-=-6.0сновные причины сравнительно больших потерь полного давления в S-образном канале—его большая длина и кривизна осевой линии. Опытные данные свидетельствуют о том, что для получения удовлетворительных характеристик такого
канала необходимо соблюдать условие где г —радиус
кривизны осевой линии канала, a D —диаметр канала. Сопряжение сопла с килем следует выполнять так, чтобы донные поверхности с пониженным давлением в зоне среза сопла были минимальными. Донные поверхности обычно связаны с образованием показанного на рис.4.37анавеса”со стороны киля над соплом. Действительно, сравнение двух компоновок, приведенных на рис.4.37,показывает, что наличие “навеса”над реактивной струей приводит к снижению тяги и увеличению удельного расхода топлива. Ухудшение характеристик двигателя из-за потерь в относительно длинном канале (например, канале S-образной формы) и возможных неблагоприятных донных эффектов в области реактивных сопл частично компенсируется уменьшением внешнего сопротивления самолета при размещении двигателя внутри фюзеляжа.
|
Рис.4.35. Поля потерь полного давления перед входом в двигатель на крейсерском режиме |
|
Рис.4.36. Схема течения воздуха на входе в S-образный канал при боковом ветре |
Рис.4.37. Варианты компоновки двигателя в хвостовой части фюзеляжа: а—с “навесом "нал соплом б—без“навеса”
Неоднородность потока в S-образном канале перед двигателем в условиях полета зависит от кривизны и при не превышает
нормативных данных. При больших углах атаки ее уровень вследствие положительного влияния фюзеляжа меньше, чем в каналах гондол, расположенных по бокам фюзеляжа или под крылом и в этом случае не бывает критическим. На режимах взлета и посадки при боковом ветре во входном участке воздухозаборника, расположенного над фюзеляжем перед килем, наблюдается сложное течение с двумя зонами сорванного потока: с коллекторного участка канала и с поверхности фюзеляжа(рис.4.3б).Эти обстоятельства нередко являются причиной помпажа двигателя.
Для предотвращения явлений помпажа рекомендуются следующие конструктивные меры:
—смещение воздухозаборника от поверхности фюзеляжа;
—выполнение воздухозаборника с косым срезом, как показано на рис.4.36;
—выполнение у воздухозаборника механизации в виде окон подпитки канала(с противопомпажными створками).
Значения допустимых для самолета углов атаки, при которых неоднородность потока в канале и запасы газодинамической устойчивости двигателя взаимно согласуются, должны оцениваться в процессе разработки самолета, доводки двигателя и силовой установки в целом. Для этого целесообразно использовать данные, полученные при испытаниях моделей-аналогов в аэродинамических трубах и при испытаниях, двигателя на стенде с имитацией неоднородности потока на входе.
Сопоставление значений углов атаки самолета, допустимых по запасам устойчивости силовой установки, с возможными в условиях полета углами атаки может быть основанием для разработки рекомендаций на те или иные изменения входных каналов гондол, их сопряжений с крылом и доработку крыла при расположении гондол в хвостовой части фюзеляжа или на увеличение запасов устойчивости двигателя.
При компоновке силовой установки под крылом наиболее
существенным фактором является взаимное влияние(интерференция) гондолы и крыла. Это взаимовлияние определяется полем течения, возникающим при обтекании компоновки и в особенности характером течения в пространстве между гондолой и крылом. Это течение формируется под влиянием скорости полета, геометрических обводов гондолы, пилона и крыла, параметров входящих и выходящих из гондолы струй.
Исследования показывают, что силы интерференции, возникающие при установке силовой установки под крылом, зависят от большого числа факторов, главным среди которых является относительная величина расстояния среза реактивного сопла от
_ X
передней кромки крыла х=~э—(рйс.4.38).На графике представлена
С1тл
зависимость потери аэродинамического качества за счет увеличения внешнего сопротивления и уменьшения подъемной силы вследствие взаимного влияния гондолы и крыла. Из графика видно, что с увеличением величины х происходит заметное увеличение потерь аэродинамического качества. Это обстоятельство является важным не только при выборе расположения гондолы относительно крыла, но и при выборе типа гондолы, со смешением потоков или без него. В рассматриваемом примере из-за того, что в ступенчатой гондоле срез сопла наружного контура расположен на меньшем расстоянии х от передней кромки крыла, потери аэродинамического качества из-за интерференции вдвое меньше, чем в случае использования двигателя со смешением потоков. Из приведенного сравнения еще не следует однозначно необходимость использования ТРДД без смешения потоков. Так, например, различия во внешнем сопротивлении гондол с учетом потерь эффективной тяги реактивных сопл (включая потери, связанные с обтеканием газогенератора потоком из наружного контура) приводят к результату, приведенному в нижней части рис. 4.38, на котором приведены потери аэродинамического качества как за счет интерференции, так и различия в аэродинамических характеристиках гондол разного типа. В таком случае различие компоновок с ТРДД со смешением потоков и без смешения потоков не столь велико.
Выбор положения гондолы относительно крыла, естественно, не определяется единственно эффектами интерференции. Следует учитывать также изменение массы пилона и характеристик флаттера крыла при увеличении “выноса” гондолы и соответствующего удлинения пилона.
|
Рис.4.38. Относительное изменение аэродинамического качества двухдвигательного самолета в зависимости от расположения гондолы ТРДД со смешением (а) и без смешения потоков контуров (б) |
Для расширения диапазона углов атаки самолета с безотрывным обтеканием коллектора воздухозаборника целесообразно ось канала направить под отрицательным углом атаки а = 4-6° по отношению к хорде крыла. Гондолу следует располагать по возможности дальше от поверхности земли для уменьшения возможности попадания в воздухозаборник посторонних предметов. При невозможности безопасного удаления воздухозаборника от земли потребуются специальные меры защиты от засасывания в двигатель предметов с поверхности или использование разбега с “додачей газа”—с выводом двигателя на взлетный режим после трогания самолета с места.
Окончательное расположение гондолы относительно крыла должно корректироваться по данным испытаний моделей с имитацией условий работающего двигателя(или, по крайней мере с протоком воздуха через гондолы) в аэродинамических трубах. Имитация условий, создаваемых работающим двигателем,- при испытаниях моделей в аэродинамических трубах представляется важной и трудной задачей.
Для полного моделирования при испытаниях аэродинамических моделей необходимо:
—моделирование скорости набегающего потока(числа М«);
—моделирование геометрических параметров;
—обеспечение потребного коэффициента расхода воздуха;
—моделирование перепада давлений в реактивном сопле;
—моделирование поля давлений на выходе из сопла.
При испытаниях возникает необходимость полного или частичного моделирования СУ. Для этой цели разработаны ряд имитаторов, некоторые из которых приведены на рис.4.39 и в таблице 1.
Как видно, полное моделирование возможно при применении на исследуемых моделях небольших натурных двигателей, габариты которых соответствуют масштабу модели, у которой расход воздуха через воздухозаборник, перепады давления в сопле, поля давлений в струе на ее выходе из сопла соответствуют потребным. Возможности такого моделирования ограничены парком таких двигателей.
Возможно моделирование СУ с помощью эжекторных имитаторов, в которых с помощью воздуха высокого давления в
Рис.4.39. Способы имитации двигателей на моделях самолетов а—гондола с протоком б—эжекторный имитатор в—турбинный имитатор г—имитатор реактивной струи
определенной степени моделируется потребный расход воздуха через воздухозаборник и обеспечивается реактивная струя с нужными параметрами(рис.4.39,б).При моделировании с помощью эжекторных имитаторов расход воздуха через ВЗ будет меньше расчетного, что естественно скажется на результатах исследований модели. Для устранения этого недостатка в условиях крейсерского полета возможно использовать “фиктивное”увеличение расхода воздуха установкой на входе в ВЗ центрального тела со специально спрофилированными обводами. Профилирование этого тела выполняется таким образом, чтобы было обеспечено расчетное распределение давления по поверхности обечайки гондолы. Но при наличии центрального тела уменьшается возможный диапазон углов атаки при испытаниях модели.
В качестве имитаторов СУ на моделях возможно использование турбинных имитаторов, работающих на сжатом воздухе, подаваемым,
как и при эжекторных имитаторах, от внешнего источника. Эти имитаторы обеспечивают меньшее, чем при эжекторных имитаторах, неравенство расходов воздуха на входе и выходе модели.
На начальной стадии разработок широко распространено моделирование с помощью гондол с протоком. Это моделирование является наиболее простым, но при нем не моделируется течение на выходе(реактивная струя двигателя)и обеспечение потребного коэффициента расхода воздуха на входе в ВЗ требует увеличенной площади сопла модели гондолы.
Для определения потерь эффективной тяги хвостовой части гондолы в присутствии крыла, а также влияния реактивной струи на обтекание крыла может быть использована установка, схема которой приведена на рис.4.40. Установка представляет собой аэродинамическую трубу, в рабочей части которой на весах устанавливается отсек крыла, вблизи поверхности которого (в
|
Рис.4.40. Схема стенда для исследования взаимного влияния крыла и хвостовой части гондолы с реактивной струей. |
различных положениях)на своих весах располагается хвостовая часть гондолы с реактивной струей. Раздельное измерение сил, действующих на гондолу и крыло представляет широкие возможности для исследования их взаимного влияния. В качестве недостатка установки следует указать невозможность изменения углов атаки и
скольжения, а также относительно малая протяженность отсека крыла при заданном диаметре хвостовой державки.
|
Таблица 1
|