Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Аэродинамическая интерференция движителя с элементами компоновки дозвукового самолета 15
1.1 Эффективная тяга и эффективный КПД 17
1.2 Импульсная теория аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки самолета 18
1.3 Влияние сжимаемости на эффекты интерференции 24
1.4 Преимущества расположения движителя в вязком аэродинамическом следе за телом 27
Глава 2 Метод расчета профильного сопротивления тела в присутствии струи движителя 40
2.1 Интегральные соотношения пограничного слоя 40
2.2 Определение сил давления, обусловленных вытесняющим 44 действием пограничного слоя
2.3 Методы расчета ламинарного и турбулентного пограничного слоя 46
2.4 Определение профильного сопротивления тела 55
2.5 Расчет поля скоростей, создаваемого движителем и определение профильного сопротивления тела в присутствии струи 56
Глава 3 Примеры решения задач аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки дозвукового самолета 64
3.1 Определение геометрической формы мотогондолы, обеспечивающей наибольший эффективный КПД системы винт-мотогондола 64
3.1.1 Метод оценки КПД соосного винта 65
3.1.2 Влияние торможения потока на эффективность работы винта 69
3.1.3 Аэродинамическое сопротивление мотогондолы 72
3.1.4 Выбор оптимального диаметра миделя мотогондолы с толкающим соосным винтовентилятором 73
3.2 Влияние поджатия хвостовой части фюзеляжа на эффективный КПД системы винт-фюзеляж 74
3.2.1 Характеристики соосного винта в системе с фюзеляжем 74
3.2.2 Улучшение характеристик силовой установки 75 с
3.3 Влияние отбора пограничного слоя фюзеляжа на эффективность ТРДД с различной степенью двухконтурности 78
3.3.1 Оценка увеличения полетного КПД
3.3.2 Влияние потерь полного давления на термический КПД двигателя 85
3.3.3 Рациональная схема силовой установки с отбором пограничного слоя 88
Глава 4 Влияние на летно-технические характеристики пассажирского самолета аэродинамической интерференции движигаля с элементами компоновки 90
4.1 Структура комплексной программы расчета летно-технических характеристик и оптимизации основных параметров пассажирского самолета 90
4.1.1 Метод оптимизации траектории и расчет дальности полета 90
4.1.2 Методы расчета крейсерской поляры самолета и интерполяции ВСХ и ДХ силовой установки 97
4.1.3 Метод расчета взлетно-посадочных характеристик 100
4.1.4 Методы расчета весовых характеристик 103
4.1.5 Определение взлетного веса самолета, обеспечивающего заданную дальность полета 104
4.2 Оценка эффекта от поджатия хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета с силовой установкой с ТВВД 104
4.3 Оценка эффекта применения на пассажирском самолете интегрированной силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа 108
Заключение 118
Источники с изложением основных положений диссертации 122
Список использованных источников 124
Рисунки 128
- Импульсная теория аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки самолета
- Расчет поля скоростей, создаваемого движителем и определение профильного сопротивления тела в присутствии струи
- Влияние отбора пограничного слоя фюзеляжа на эффективность ТРДД с различной степенью двухконтурности
- Оценка эффекта от поджатия хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета с силовой установкой с ТВВД
Введение к работе
Обзор проблем и работ по теме. Проектирование перспективных магистральных самолетов, как правило, включает в себя оптимизацию основных параметров самолета для достижения наилучших показателей технического совершенства. Глубина проработки проекта и обоснованность принимаемых технических решений во многом зависят от качества используемых расчетных методов. В частности, проблема достижения высокой топливной эффективности магистральных самолетов не может успешно решаться без детального анализа и минимизации всех составляющих аэродинамического сопротивления. Важное место в этом анализе занимают * задачи определения дополнительного сопротивления, обусловленного взаимной интерференцией элементов планера и силовой установки. Тщательное изучение этих вопросов с привлечением расчетных методов позволяет отыскать некоторые дополнительные возможности в повышении эффективности самолета. Например, известны случаи, когда анализ условий обтекания и последующая оптимизация формы поверхности крыла, пилона и мотогондолы приводили к заметному увеличению крейсерского аэродинамического качества самолета [40]-[42].
По-прежнему не утратили актуальность вопросы аэродинамического расчета самолетов с винтовентиляторными силовыми установками. В России были разработаны проекты самолетов подобного типа - высокоэкономичные самолеты Ту-334 II и Як-46 с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), фирма Боинг проводила разработку самолета B-7J7 с ТВВД GE-36. Основным преимуществом двигателей с открытыми винтовентиляторами является малый расход топлива, достигаемый за счет высокого полетного КПД винтовентиляторов. Методы определения аэродинамических характеристик воздушных винтов и способы оптимизации их основных геометрических параметров довольно хорошо проработаны. Существуют расчетные и экспериментальные методы, которые позволяют проводить аэродинамическое проектирование винтов, обеспечивающее оптимизацию распределения
5 нагрузки по лопастям для достижения максимального полетного КПД [32]. Для улучшения скоростных характеристик винта используются лопасти с большой относительной шириной хорды, большим саблевидным отгибом и малой относительной толщиной профилей (так называемые винтовентиляторы), что позволяет на больших скоростях полета снизить аэродинамическое сопротивление лопастей. В качестве дополнительного резерва в улучшении характеристик винтов рассматриваются также возможности повышения КПД за счет размещения винта в заторможенной зоне потока, создаваемой внешним контуром мотогондолы или фюзеляжа. Так, в работе [29] показано, что при увеличении миделя мотогондолы с толкающими винтами появляется дополнительное торможение потока в плоскости винта, которое приводит к повышению его КПД. Однако, этих данных недостаточно для окончательного вывода о целесообразности применения указанного эффекта. Необходим комплексный анализ всех аэродинамических аспектов, имеющих место при взаимодействии винта и мотогондолы. При этом следует учитывать, ,что топливная эффективность самолета зависит не только от КПД винта, но и от
КПД системы винт-мотогондола или винт-фюзеляж, т.к. указанный способ повышения КПД винта может приводить к увеличению интерференционного, профильного и волнового сопротивления мотогондолы или фюзеляжа. С этой целью в данной работе применен оригинальный метод расчета интерференционного и профильного сопротивления, основанный на гидродинамическом взаимодействии источников, моделирующих активный диск винта, контур мотогондолы или фюзеляжа и толщину вытеснения пограничного слоя. Предлагаемый метод основан на использовании формулы для силы, действующий на источник, помещенный в неоднородный поток [4], с помощью которой определяется значение силы сопротивления давления, возникающей на теле под влиянием пограничного слоя и аэродинамического следа. Эта сила в сумме с силой трения составляет профильное сопротивление тела. В разработанной методике легко учесть влияние на профильное сопротивление тела обдува струей винта. Показано, что за счет выбора рациональной формы мотогондолы и фюзеляжа можно повысить топливную эффективность самолета с ТВВД при полете с крейсерским числом Маха М = 0.78 на 2.7 %.
Наиболее значительные резервы в повышении эффективного КПД связаны с размещением движителя в аэродинамическом следе за телом. Эта идея обсуждалась еще в трудах Фруда и Ренкина - основоположников теории реактивной тяги [57]. Преимущества размещения движителя в следе за телом подтверждаются практикой судостроения, где широко используются толкающие гребные винты. В авиации по аналогичному принципу действуют силовые установки беспилотных летательных аппаратов типа крылатых ракет, хотя экспериментальное изучение этой проблемы началось на моделях дирижаблей. В 1939 году В.В. Гриневецкий и Г.П. Свищев показали эффективность расположения толкающего винта в следе за корпусом дирижабля. В 1962 году в полномасштабной аэродинамической трубе NASA проводились весовые испытания модели дирижабля с толкающими винтами [52], которые показали значительно более высокую (на 30 %) эффективность толкающих винтов, установленных в кормовой части дирижабля, по сравнению с винтами, установленными в свободном потоке. Результаты испытаний модели дирижабля распространяются на случай легкомоторного самолета в работе [48]. Длина модели дирижабля (6.34 м) сопоставима с размерами фюзеляжа легкого самолета, это обстоятельство учитывал автор статьи при оценке характеристик самолета с толкающим малогабаритным винтом, расположенным в хвостовой части фюзеляжа. Идея заглатывания пограничного слоя прослеживается также в американском проекте перспективного большегрузного пассажирского самолета, выполненного в схеме "летающее крыло". Силовая установка самолета состоит из трех ТРДД, установленных на задней кромке крыла в корневой зоне. Воздухозаборники двигателей поглощают пограничный слой с верхней поверхности крыла. В работе [54] с помощью решения уравнений Навье-Стокса проводилась численная оптимизация формы корневой хорды крыла самолета, выполненного в схеме "летающее крыло", и конфигурации входного устройства двигателя с большой степенью двухконтурности (ш = 20), заглатывающего пограничный
7 слой, с целью получения наименьшего сопротивления при трансзвуковой скорости полета с заданным коэффициентом подъемной силы.
В ЦАГИ также проводились теоретические и экспериментальные исследования компоновок пассажирских самолетов с силовой установкой, заглатывающей пограничный слой. Рассматривались двух и трех двигательные силовые установки, расположенные в хвостовой части фюзеляжа и заглатывающие пограничный слой с поверхности фюзеляжа [20], [25]. Проводились экспериментальные исследования параметров потока в воздухозаборных каналах, обеспечивающих раздельный подвод воздуха к наружному и внутреннему контурам ТРДД. Расчетными методами с использованием аппроксимации профиля скорости в пограничном слое степенной функцией определялась оптимальная доля, отбираемого в двигатель пограничного слоя. Теоретическое изучение данной проблемы, проведенное в работе [25], показывает, что основным эффектом, обуславливающим улучшение эффективности самолета при отборе в двигатель заторможенного в пограничном слое потока, является уменьшение потребной мощности двигателя. Это приводит к увеличению крейсерской дальности полета пассажирских самолетов типа Ту-154 и Ту-134 на 10-12 %.
Для демонстрации принципиальной возможности реализации схемы самолета с отбором пограничного слоя фюзеляжа в специальный канал, в котором располагается дополнительный выносной вентилятор, в гидротрубе ЦАГИ были проведены испытания модели, выполненной методом стереолитографии [12]. Общий вид модели показан на рисунке В. 1. Маршевые двигатели силовой установки располагаются в каналах, полуутопленных в хвостовую часть фюзеляжа и воспроизведенных в модели. Кроме того, модель оснащена дополнительным каналом с установленным в нем винтом, имитирующем работу выносного вентилятора, разгоняющего поступающий из пограничного слоя фюзеляжа заторможенный поток. Модель установлена на державке, сквозь которую протянут гибкий вал, вращающий винт. На рисунке В. 2 показана визуализация течения вблизи поверхности фюзеляжа. Видно, что практически весь пристеночный поток жидкости попадает в дополнительный
Рисунок В. 1 - Модель для испытаний в гидротрубе
Рисунок В.2 - Визуализация течения канал и разгоняется винтом, для компенсации сопротивления фюзеляжа. Проведенные исследования показали характер обтекания и качественную характеристику течения при работающем винте и продемонстрировали правильность выбранных геометрических параметров модели.
Экспериментальные исследования по определению условий работы толкающего винта, установленного в хвостовой части тела вращения, проведены в АДТ Т-102 ЦАГИ [11]. С этой целью была спроектирована и изготовлена модель осесимметричного тела с воздушным винтом в хвостовой части (рисунок В. 3). Модель с толкающим винтом устанавливалась на аэродинамических весах, что позволяло измерять суммарные силы и моменты, действующие на тело и винт. Воздушный винт приводится во вращение асинхронным электродвигателем с максимальной мощностью 5 кВт при числе оборотов ~11000 об/мин. Регулирование по числу оборотов осуществляется управлением частотой переменного тока, вырабатываемого специальным блоком электропитания на базе тиристорных преобразователей. Электродвигатель установлен на шестикомпонентных тензометрических весах, закрепленных на внутренней раме модели фюзеляжа. Внутримодельные тензовесы позволяют измерять аэродинамические нагрузки, действующие на винт в компоновке модели. Эти же тензовесы были использованы для определения характеристик «изолированного» воздушного винта, установленного в тянущей схеме на специальной модели.
Рисунок В. 3 - Модель осесимметричного тела с толкающим винтом в АДТ Т-102
10 На основе результатов измерений суммарных сил, действующих на модель с работающим воздушным винтом, и сил на винте выявлено наличие положительной аэродинамической интерференции, которая проявляется в виде снижения потребной мощности на валу толкающего винта для создания тяги, компенсирующей сопротивление расположенного перед винтом тела вращения. Показано, что при скорости потока 50 м/с, для преодоления сопротивления тела вращения, требуется на 20% меньшая мощность по сравнению с мощностью изолированного винта, создающего тягу, равную сопротивлению тела вращения в невозмущённом потоке.
Актуальность работы определяется тем, что в ней рассматриваются проблемы оптимизации компоновки дозвуковых магистральных самолетов для улучшения интеграции с силовой установкой, что является важной составной частью решения общей задачи повышения топливной экономичности самолета.
Объект и предмет исследований - дозвуковые магистральные самолеты с турбовинтовой и реактивной силовой установкой.
Цели работы: - исследование вариантов интеграции движителя с элементами компоновки самолета для минимизации затрат мощности на создание эффективной тяги; -комплексный анализ полученных решений и оценка возможностей снижения расхода топлива, потребного на полет самолета с заданной скоростью.
Научные проблемы: - необходимость оценки приращений аэродинамического сопротивления элементов компоновки, возникающих под влиянием работающего движителя; необходимость оценки эффективной тяги с учетом аэродинамического влияния элементов компоновки на работу движителя; построение расчетной модели, позволяющей определять основные характеристики самолета при различных условиях работы силовой установки и различных компоновочных схемах.
Научная новизна работы заключается в следующем: - Разработана и апробирована методика расчета эффективных характеристик силовой установки, размещенной в комбинации с элементами компоновки планера. Оригинальность методики состоит в том, что она базируется на понятии сил, действующих на источники, моделирующие геометрический контур тел и вытесняющее действие пограничного слоя, и позволяет учитывать влияние на эффективную тягу изменений в профильном сопротивлении, включая возникновение интерференционного сопротивления, вызванного действием сил давления в неоднородном потоке; — Разработан удобный для применения метод численного решения уравнений для интегральных соотношений турбулентного пограничного слоя, основанный на преобразовании дифференциальных уравнений к трансцендентному виду. Данный метод обеспечивает на каждом шаге интегрирования нахождение величины площади потери импульса в области допустимых значений. - Проведен комплексный анализ возможностей . улучшения характеристик самолета за счет оптимизации формы обводов мотогондолы с толкающим соосным винтом, а также образования поджатия обводов фюзеляжа при расположении винтовых двигателей в хвостовой части фюзеляжа; - Получены соотношения, позволяющие оценить эффективность расположения движителя в аэродинамическом следе за телом, показано, что при таком расположении происходит увеличение полетного КПД силовой установки, положительный эффект от которого может быть представлен в виде условного снижения аэродинамического сопротивления компоновки ЛА ; - Проведен анализ эффективности силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа, дано сравнение повышений полетного КПД силовой установки за счет расположения движителя в аэродинамическом следе и при увеличении степени двухконтурности ; - Проведен комплексный анализ летно-технических характеристик вариантов ближне-среднего магистрального самолета, с обычной силовой
12 установкой, состоящей из двух двигателей, установленных на пилонах под крылом, и силовой установкой с движителем, расположенным в аэродинамическом следе фюзеляжа (самолет с интегрированной силовой установкой).
Основные положения, выносящиеся на защиту.
Методика расчета эффективных характеристик силовой установки, позволяющая учесть взаимное расположение движителя и элементов компоновки ЛА, а также особенности их геометрической формы ;
Рекомендации по способам повышения эффективности самолета за счет улучшения интеграции силовой установки с элементами планера.
Достоверность результатов работы, подтверждается тем, что они хорошо согласуются с экспериментальными данными, полученными при испытаниях тематических моделей.
Практическая значимость работы заключается в возможности использования полученных результатов при проектировании компоновок перспективных магистральных самолетов.
Публикация и апробация работы. По теме диссертации опубликованы в отечественных и зарубежных изданиях 8 печатных работ [1]-[4],[6]-[8], [15]. Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались на Конференции ЦИАМ 1986 г., Конференции по авиационной акустике, Дубна 1988 г, Юбилейных чтениях, посвященных 159-летию Н.Е. Жуковского 1998 г., Международной конференции Двигатели XXI века 2000 г, Международной конференции на Московском авиационно-космическом салоне (МАКС-2001), 2001 г.
Личный вклад автора. Все математические выкладки, численные расчеты и положения, вынесенные на защиту, принадлежат лично автору.
Вклад автора в работы, выполненные в соавторстве, состоит в непосредственном его участии на всех стадиях от постановки задачи до анализа результатов и выпуска отчетного материала или публикации.
13 Структура и объем диссертации
Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников и рисунков. Диссертация содержит 157 страниц, из них 121 страница основного текста с 14 рисунками и 15 таблицами, 6 страниц списка использованных источников из 58 наименований и 30 страниц в конце книги с 44 рисунками.
В первой главе рассмотрены теоретические основы аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки как в идеальном потоке, так и в случае расположения движителя в вязком следе за телом.
Во второй главе рассмотрен метод расчета профильного сопротивления тела, основанный на интегральном представлении параметров пограничного слоя и моделировании вытесняющего действия вязкого пограничного слоя с помощью распределения вдоль поверхности тела слоя источников и стоков. Часть профильного сопротивления, связанная с действием сил давления, находится как результат гидродинамического взаимодействия источников, моделирующих геометрический контур тела и пограничный слой, и след за телом. Предлагаемый способ расчета профильного сопротивления удобно применять в программах расчета обтекания методом дискретных особенностей.
В третьей главе проведена оптимизация степени торможения потока в зоне размещения толкающего соосного винта. Торможение потока достигается за счет увеличения миделя мотогондолы. Показано, что таким способом можно увеличить эффективный КПД примерно на 0.6 %. Рассмотрены характеристики соосного открытого винта в системе с фюзеляжем, имеющим поджатие в зоне размещения винтов. Эффективный КПД системы винт-фюзеляж превышает КПД изолированного винта на 2.5 %. Рассматривается также силовая установка с отбором пограничного слоя фюзеляжа. Показано, что при степени двухконтурности m = 5 увеличение тягового КПД силовой установки может достигнуть 11.5%.
В четвертой главе приведена методология и краткое описание основных модулей комплексной программы расчета ЛТХ пассажирских самолетов. Приведены, полученные с помощью комплексной программы, результаты
14 оценки эффектов от поджатия хвостовой части фюзеляжа самолета с ТВВД и использования схемы самолета с интегрированной силовой установкой с отбором пограничного слоя фюзеляжа. Показано, что за счет придания хвостовой части фюзеляжа специальной формы с поджатием при Мкр = 0.78 можно уменьшить на 2.7% расход топлива. Приведены результаты сравнительного комплексного анализа основных характеристик пассажирского самолета с обычной силовой установкой, состоящей из двух ТРДД, установленных на пилонах под крылом, и с интегрированной силовой установкой, состоящей из двух двигателей, установленных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, и дополнительного канала с выносными винтовентиляторами, в который поступает пограничный слой с поверхности фюзеляжа. Показано, что по сравнению с обычной схемой самолета можно получить снижение на ~7 % расхода топлива на пассажирокилометр.
Автор выражает благодарность ученым ЦАГИ, учеником которых он себя считает: Л.Л. Теперину, В.Е. Денисову, В.И. Бабкину. Также выражает благодарность научному руководителю С.Л. Чернышеву и научному консультанту А.В. Петрову, высказавшим ценные замечания по содержанию диссертации.
Импульсная теория аэродинамической интерференции движителя с элементами компоновки самолета
На основе результатов измерений суммарных сил, действующих на модель с работающим воздушным винтом, и сил на винте выявлено наличие положительной аэродинамической интерференции, которая проявляется в виде снижения потребной мощности на валу толкающего винта для создания тяги, компенсирующей сопротивление расположенного перед винтом тела вращения. Показано, что при скорости потока 50 м/с, для преодоления сопротивления тела вращения, требуется на 20% меньшая мощность по сравнению с мощностью изолированного винта, создающего тягу, равную сопротивлению тела вращения в невозмущённом потоке. Актуальность работы определяется тем, что в ней рассматриваются проблемы оптимизации компоновки дозвуковых магистральных самолетов для улучшения интеграции с силовой установкой, что является важной составной частью решения общей задачи повышения топливной экономичности самолета. Объект и предмет исследований - дозвуковые магистральные самолеты с турбовинтовой и реактивной силовой установкой. Цели работы: - исследование вариантов интеграции движителя с элементами компоновки самолета для минимизации затрат мощности на создание эффективной тяги; -комплексный анализ полученных решений и оценка возможностей снижения расхода топлива, потребного на полет самолета с заданной скоростью. Научные проблемы: - необходимость оценки приращений аэродинамического сопротивления элементов компоновки, возникающих под влиянием работающего движителя; — необходимость оценки эффективной тяги с учетом аэродинамического влияния элементов компоновки на работу движителя; — построение расчетной модели, позволяющей определять основные характеристики самолета при различных условиях работы силовой установки и различных компоновочных схемах. Научная новизна работы заключается в следующем: 1 - Разработана и апробирована методика расчета эффективных характеристик силовой установки, размещенной в комбинации с элементами компоновки планера. Оригинальность методики состоит в том, что она базируется на понятии сил, действующих на источники, моделирующие геометрический контур тел и вытесняющее действие пограничного слоя, и позволяет учитывать влияние на эффективную тягу изменений в профильном сопротивлении, включая возникновение интерференционного сопротивления, вызванного действием сил давления в неоднородном потоке; 2 — Разработан удобный для применения метод численного решения уравнений для интегральных соотношений турбулентного пограничного слоя, основанный на преобразовании дифференциальных уравнений к трансцендентному виду. Данный метод обеспечивает на каждом шаге интегрирования нахождение величины площади потери импульса в области допустимых значений. 3 - Проведен комплексный анализ возможностей . улучшения характеристик самолета за счет оптимизации формы обводов мотогондолы с толкающим соосным винтом, а также образования поджатия обводов фюзеляжа при расположении винтовых двигателей в хвостовой части фюзеляжа; 4 - Получены соотношения, позволяющие оценить эффективность расположения движителя в аэродинамическом следе за телом, показано, что при таком расположении происходит увеличение полетного КПД силовой установки, положительный эффект от которого может быть представлен в виде условного снижения аэродинамического сопротивления компоновки ЛА ; 5 - Проведен анализ эффективности силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа, дано сравнение повышений полетного КПД силовой установки за счет расположения движителя в аэродинамическом следе и при увеличении степени двухконтурности ; 6 - Проведен комплексный анализ летно-технических характеристик вариантов ближне-среднего магистрального самолета, с обычной силовой установкой, состоящей из двух двигателей, установленных на пилонах под крылом, и силовой установкой с движителем, расположенным в аэродинамическом следе фюзеляжа (самолет с интегрированной силовой установкой). Основные положения, выносящиеся на защиту. - Методика расчета эффективных характеристик силовой установки, позволяющая учесть взаимное расположение движителя и элементов компоновки ЛА, а также особенности их геометрической формы ; - Рекомендации по способам повышения эффективности самолета за счет улучшения интеграции силовой установки с элементами планера. Достоверность результатов работы, подтверждается тем, что они хорошо согласуются с экспериментальными данными, полученными при испытаниях тематических моделей. Практическая значимость работы заключается в возможности использования полученных результатов при проектировании компоновок перспективных магистральных самолетов.
Публикация и апробация работы. По теме диссертации опубликованы в отечественных и зарубежных изданиях 8 печатных работ [1]-[4],[6]-[8], [15]. Основные положения и результаты работы докладывались и обсуждались на Конференции ЦИАМ 1986 г., Конференции по авиационной акустике, Дубна 1988 г, Юбилейных чтениях, посвященных 159-летию Н.Е. Жуковского 1998 г., Международной конференции Двигатели XXI века 2000 г, Международной конференции на Московском авиационно-космическом салоне (МАКС-2001), 2001 г.
Личный вклад автора. Все математические выкладки, численные расчеты и положения, вынесенные на защиту, принадлежат лично автору.
Вклад автора в работы, выполненные в соавторстве, состоит в непосредственном его участии на всех стадиях от постановки задачи до анализа результатов и выпуска отчетного материала или публикации.
Расчет поля скоростей, создаваемого движителем и определение профильного сопротивления тела в присутствии струи
В качестве примера, поясняющего смысл полученных соотношений, рассмотрим следующие варианты работы винта в идеальной жидкости: 1) изолированный винт находится в однородном потоке, 2) винт в системе с телом расположен в зоне с положительными возмущенными скоростями, индуцированными телом (винт в разогнанном потоке) и 3) винт в системе с телом расположен в зоне с отрицательными возмущенными скоростями, индуцированными телом (винт в заторможенном потоке). Если во всех случаях коэффициент тяги винта одинаков, то из (1.4) следует, что одинаковыми будут и относительные скорости в струе Vj и, как следует из формулы (1.7), будут одинаковыми эффективные КПД. Различными будут значения эффективной тяги. При размещении винта в зоне разгона потока секундный расход жидкости через активный диск возрастает и к тяге винта добавляется аэродинамическая сила, создающая дополнительную тягу. Следовательно, эффективная тяга в этом случае будет больше тяги винта. Так как скорость потока в плоскости винта V увеличена, то, как следует из формулы (1.8), КПД винта, установленного в зоне разгона, будет меньше КПД изолированного винта. Следовательно, в этом случае винт для создания той же тяги будет потреблять большую мощность. Если винт расположен в зоне торможения потока, то эффективная тяга системы будет меньше тяги винта. Изменим теперь режим работы винта, установленного в системе с телом, так, чтобы коэффициент эффективной тяги равнялся коэффициенту тяги изолированного винта В. В случае размещения винта в зоне разгона потока к тяге винта добавляется дополнительная аэродинамическая сила ХА и для того, чтобы обеспечить суммарную тягу, равную тяге винта в свободном потоке, в данном случае необходимо уменьшить тягу винта. Это приведет к снижению коэффициента тяги винта и уменьшению скорости Vj, и, следовательно, к увеличению эффективного КПД. Относительная скорость в струе за винтом, установленным в системе с телом и создающим эффективную тягу, равную тяге изолированного винта, Vj системы j находится по формуле: V і системы = VB + (u + l)2-u. (1.17) При размещении винта в зоне торможения потока приходится увеличивать тягу винта, что приводит к уменьшению эффективного КПД. Сравнение эффективного КПД тЭфф и КПД изолированного винта г\0 при различных значениях г0 и различной степени разгона или торможения потока в плоскости винта иср показано на рисунке 1.2. На этом рисунке приведены также диапазоны значений КПД, которые соответствуют режимам разбега на взлете и начальному набору высоты и крейсерскому режиму полета. При значениях г0 = 0.5-0.7, что соответствует разбегу самолета по ВПП и начальному набору высоты, наблюдается наибольшее влияние скорости иСр на прирост эффективного КПД. Если разгон потока будет сопоставим с величиной набегающей скорости, т.е. иср=1, то прирост эффективного КПД может достигать 15%. В крейсерском полете значения г0 = 0.9-0.95 и, как видно из данных рисунка 1.2, влияние разгона потока на величину прироста эффективного КПД не так заметно. Понятие пропульсивного КПД теряет смысл при работе винта на месте, поэтому для анализа влияния скорости иСр на эффективность работы движителя при малых скоростях удобнее сравнивать подводимые к движителю мощности. Отношение мощности NCHCTeMbi5 подводимой к движителю в системе с телом, к мощности NBH11Ta, подводимой к изолированному движителю в случае, когда эффективная тяга системы равна тяге изолированного винта, можно определить по формуле: В предыдущем разделе проблемы интерференции рассматривались в потоке несжимаемой жидкости. Учет сжимаемости потока приводит к некоторым изменениям в модели активного диска, имитирующего работу движителя. Если в несжимаемой жидкости активный диск индуцирует непрерывное поле скоростей, а наличие тяги моделируется скачкообразным изменением в плоскости диска статического давления, то в случае сжимаемого течения в плоскости диска имеются разрывы в распределении не только статического давления, но и в распределениях скорости и плотности потока. Коэффициент эффективной тяги ВЭфф можно определить при помощи теоремы импульсов: На рисунке 1.4 схематично показана трубка тока, охватывающая активный диск, моделирующий винт с центральным телом. Параметры потока с индексом 1 соответствуют зоне течения непосредственно перед активным диском, а с индексом 2 — зоне течения за диском. Оценку величины относительного секундного расхода можно получить, используя широко применяемое в линейной теории предположение о малости вносимых в поток возмущений. Линеаризированное уравнение Бернулли в струе непосредственно перед активным диском имеет вид: подробный вывод этих соотношений дан в разделе 2.5 второй главы. С учетом этих приближенных соотношений можно получить оценку относительного секундного расхода:
Влияние отбора пограничного слоя фюзеляжа на эффективность ТРДД с различной степенью двухконтурности
При расположении движителя в вязком слое за телом затрачивается наименьшая мощность для создания реактивной тяги. Теоретическое обоснование этого эффекта содержится в работах отечественных и зарубежных авторов, например в работах [25], [55] и [33].
В ЦАГИ проводились экспериментальные исследования компоновок самолетов с отбором пограничного слоя в двигатели. Рассматривались как двух-, так и трехдвигательные схемы пассажирских самолетов с расположением силовой установки в хвостовой части фюзеляжа и отбором в двигатели пограничного слоя фюзеляжа. Некоторые результаты экспериментальных исследований, проводившихся в аэродинамических трубах ЦАГИ, показаны на рисунке 1.5 [20]. На этом рисунке приведены значения внешнего сопротивления моделей самолета Сх в зависимости от коэффициента расхода воздуха f через проточную часть мотогондолы при двух вариантах компоновки мотогондолы - обычной компоновки мотогондолы и мотогондолы с кольцевым возвухозаборником, заглатывающим пограничный слой фюзеляжа. .В процессе испытаний моделей самолета кроме весовых измерений аэродинамических сил, действующих на модель самолета в целом, проводилось так же измерение с помощью специальной гребенки параметров потока на выходе из проточной части мотогондолы, что позволяло при обработке результатов испытаний выделить сопротивление проточной части мотогондолы. Разность между сопротивлением модели, замеренной на весах, и сопротивлением проточной части мотогондолы является внешним аэродинамическим сопротивлением модели. В варианте мотогондолы с кольцевым воздухозаборником, опоясывающим по контуру поперечное сечение фюзеляжа и расположенным в хвостовой части фюзеляжа, поток из пограничного слоя фюзеляжа поступает в проточную часть мотогондолы и, следовательно, в соответствии с используемой методикой измерений получается, что часть аэродинамического сопротивления фюзеляжа входит в состав внутреннего сопротивления мотогондолы. Чем больше высота кольцевого воздухозаборника, тем большая часть пограничного слоя фюзеляжа поступает в проточную часть мотогондолы, и, следовательно, большая часть сопротивления фюзеляжа входит в состав сопротивления проточной части мотогондолы. Как видно из рисунка 1.5, при коэффициенте расхода, равном f=0,5 уже практически все сопротивление фюзеляжа входит в состав внутреннего сопротивления мотогондолы, поэтому внешнее сопротивление самолета достигает наименьшей величины. Для количественной оценки эффекта отбора в двигатель пограничного слоя фюзеляжа в работе [20] рассматривалась величина относительного прироста дальности полета Lnc. В приведенной формуле Сх и Сх пс - аэродинамическое сопротивление моделей за вычетом сопротивления проточной части обычной мотогондолы и мотогондолы с кольцевым воздухозаборником. Так как в последнем случае внешнее сопротивление модели не содержит сопротивление фюзеляжа, то удельный расход топлива в варианте компоновки с заглатыванием пограничного слоя в двигатель CRnc будет превышать CR для обычной компоновки. Влияние параметров силовой установки на величину относительного прироста дальности полета Lnc приведено на рисунке 1.6. Переменная KR является коэффициентом, связывающим уменьшение относительной тяги двигателя AR с величиной относительного снижения полного давления потока на входе в двигатель Ли :
Ожидаемый эффект от применения компоновки с отбором пограничного слоя фюзеляжа в двигатель со степенью двухконтурности 6 составил 10%.
Эксперимент, убедительно доказавший преимущества расположения движителя в следе за телом был проведен в 1962 году в NASA с моделью дирижабля, в кормовой части которого устанавливался толкающий винт [52]. Измерения сил, действующих на модель дирижабля и толкающий винт, позволяли моделировать в аэродинамической трубе крейсерский режим, когда тяга винта уравновешивала сопротивление корпуса дирижабля. На рисунке 1.7 приведены результаты испытаний модели дирижабля с толкающим винтом, расположенным в кормовой части фюзеляжа и при размещении винта в свободном невозмущенном потоке. Крейсерский режим соответствует случаю, когда эффективная тяга винта ТЭфф равна сопротивлению корпуса дирижабля при неработающем винте XQ. Испытания показали, что для движения дирижабля с одинаковой скоростью в случае расположения винта в кормовой части корпуса требуется на 30% меньшая мощность по сравнению со случаем расположения винта в свободном потоке.
Похожие результаты были получены при экспериментальном исследовании характеристик осесимметричного тела с толкающим винтом в АДТ Т-102 ЦАГИ [11]. Результаты испытаний приведены на рисунке 1.8 в виде зависимости от скорости полета потребной мощности для создания на винте тяги, уравновешивающей сопротивление осесимметричного тела. При расположении винта в системе с телом в толкающей схеме (винт расположен в аэродинамическом следе ) потребная мощность на 20% меньше мощности, затрачиваемой для создания потребной тяги на изолированном винте. Рассмотрим условия работы движителя, находящегося в вязком аэродинамическом следе за телом. По теореме импульсов сила аэродинамического сопротивления тела равна:
Оценка эффекта от поджатия хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета с силовой установкой с ТВВД
Такой режим работы движителя характерен, например, для дирижабля с винтом, расположенным в хвостовой части корпуса. Скорость в следе за телом V2 1, поэтому по формуле (1.35) получаем величину больше 1. Естественно этот факт противоречит понятию КПД. На самом деле эффективность процесса в данном случае характеризует обратная величина, т.е.:
В справедливости формулы (1.36) можно убедиться рассматривая уравнение для затрат мощности применительно к телу. Мощность, отбираемая телом от потока в результате торможения потока в следе до скорости V2, будет равна:
Условно говоря, эту мощность можно было бы снять с вала ветроколеса, движущегося со скоростью Vi и имеющего такое же аэродинамическое сопротивление, как и корпус дирижабля. В качестве затраченной мощности в этом процессе нужно рассматривать мощность, необходимую для преодоления силы сопротивления ветроколеса (корпуса дирижабля), т.е. произведение сопротивления на скорость полета ХдирижабляхУі, а в качестве полезного результата — мощность N, получаемую на валу. Отношение этих величин находится по формуле (1.36) и эта величина естественно всегда меньше единицы. Таким образом, приходим к выводу, что мощность N, отбираемая у потока корпусом дирижабля N Хдприжабля і , и если движитель поместить в следе за дирижаблем, то для компенсации его сопротивления к движителю будет достаточно подвести мощность N. Выше было показано, что при размещении движителя в свободном потоке для создания той же тяги требуются затраты мощности, превышающие величину В этом и состоит преимущество расположения движителя в аэродинамическом следе. Для преодоления того же сопротивления двигателю нужно вырабатывать меньшую мощность. Величину, определяемую по формуле (1.35), можно назвать коэффициентом восстановления потерянного импульса. Выше было показано, что при моделировании следа ступенчатым профилем скорости наименьшее значение скорости составляет V2 = 1/2 . Если подставить это значение скорости в формулу (1.35), получим, что наибольшее значение коэффициента восстановления при ступенчатом профиле скорости будет равно т]=4/3. Ясно, что ступенчатый профиль скорости является достаточно грубым приближением реального распределения скоростей в вязком следе. В работе [51] показано, что в общем случае формула (1.35) будет иметь следующий вид: где К является отношением толщины потери энергии к толщине потери импульса. Формула (1.37) получена в предположении, что движитель поглощает весь аэродинамический след. На рисунке 1.11 приведены расчетные и экспериментальные зависимости [55] (получены по данным измерения параметров следа за изолированными профилями и профилями в составе решетки) величины К от значения формпараметра Н, являющегося отношением толщины вытеснения и толщины потери импульса. Приведенные данные показывают, что при значениях формпараметра Н 2.4 значение параметра К стремится к 0,5, и, следовательно, формула (1.37) также дает максимальное значение коэффициента восстановления потерянного импульса близкое к 4/3. Важной является проблема определения оптимальных габаритов движителя, находящегося в пограничном слое. В работе [25] решена задача определения оптимальной доли пограничного слоя, отбираемого в двигатель. Показано, что если профиль скорости в пограничном слое подчиняется степенному закону, то наилучшие габариты движителя, работающего в режиме уравновешивания сопротивления фюзеляжа, обеспечивают расход, равный примерно 1/3-1/5 части расхода через пограничный слой. Сравним эти результаты с выводами, полученными в данной работе. Выше было показано, что наилучшая эффективность движителя реализуется при значении средней скорости V2 = 1/2, что достигается при значении площади входа S2 = 2 С х SM . Для оценки расхода воздуха через двигатель можно воспользоваться соотношением между аэродинамическим сопротивлением и толщиной потери импульса в следе за телом на бесконечности, тогда S2 = 4 So,. Если вход в двигатель расположен в цилиндрической части фюзеляжа, то можно считать, что скорость вне пограничного слоя равна скорости набегающего потока и, как следует из формулы Сквайра-Юнга, площадь потери импульса в сечении S2 будет равна S . Таким образом, мы получили оценку величины площади входа S2. При степенном законе изменения скорости по высоте пограничного слоя u/U=(y/h)/ толщина потери импульса составляет 7/72 высоты пограничного слоя h. Тогда высота сечения будет составлять 7/18 h и соотношение расхода через сечение S2 составит примерно 1/3 часть расхода в пограничном слое. В 1962 году в NASA [48] были проведены испытания в аэродинамической трубе модели дирижабля с толкающим винтом. Аэродинамическая компоновка толкающего винта, установленного в хвостовой части корпуса дирижабля, была выбрана с учетом условий его работы в пограничном слое. С этой целью был замерен профиль скорости потока в плоскости диска винта, который использовался затем для проектирования формы и 2.44 м измерить все необходимые параметры для определения эффективности работы винта и анализа интерференционных эффектов между корпусом дирижабля и воздушным винтом. Для этого модель дирижабля устанавливалась на весах, что давало возможность в процессе испытаний определить режим работы винта, когда весы показывали нулевую продольную силу, т.е. в этот момент моделировались условия установившегося горизонтального полета, когда тяга винта уравновешивала сопротивление дирижабля. Кроме того, измерялась тяга винта и подводимая к нему мощность. Полученные данные позволили определить КПД винта и эффективный КПД. На рисунке 1.13 показаны измеренные в эксперименте значения коэффициента тяги В в зависимости от угла установки лопасти и V относительной поступи винта X = —Е—. Здесь ns — число оборотов винта в секунду, DD— диаметр винта. Пунктирной линией на рисунке 1.13 показан режим работы винта, при котором тяга уравновешивает сопротивление модели. Кроме того, приведено значение сопротивления модели без винта. Видно, что винт, создающий тягу, увеличивает сопротивление модели. Измеренные при различных углах установки лопасти и поступи значения КПД винта приведены на рисунке 1.14.
