Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата
AIRCRAFT DOUBLE-FLOW ENGINE AIR INTAKE MODEL

Изобретение относится к области авиации, к аэродинамическим испытаниям моделей воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД), в частности, к моделированию степени двухконтурности двигателя при исследовании, например, условий вихреобразования и попадания посторонних (твердых) частиц в воздухозаборник двигателя летательного аппарата на стартовых режимах, и других исследованиях при заданных суммарных расходах воздуха через двигатель в условиях внешнего обдува.
При эксплуатации самолетов с газотурбинными двигателями (ГТД), в особенности при их базировании на аэродромах пониженного класса, наблюдается большое число случаев повреждения лопаток компрессора посторонними предметами, попадающими в двигатель. Исследование причин и закономерностей повреждения ГТД посторонними предметами, а также разработка мероприятий для их защиты, ведутся в РФ и за рубежом. Однако из-за многообразия причин повреждения в целом проблема остается нерешенной до настоящего времени.
По данным статистики, большинство ГТД, отсылаемых на базы капитального ремонта, имеют относительно небольшие повреждения в виде выбоин и вмятин, глубина которых превышает пределы, установленные техническим регламентом. Небольшие размеры зарубок указывают на то, что большинство из них было сделано маленькими предметами.
Исследования показывают, что повреждение компрессора является основной причиной, приводящей к росту числа аварий реактивных самолетов. Одна из причин - засасывание частиц воздушным вихрем с поверхности аэродрома.
Процент повреждений посторонними предметами двигателей различных самолетов зависит от высоты расположения воздухозаборника двигателя над поверхностью земли и режима работы двигателя. Проблема особенно актуальна при использовании региональных аэропортов, имеющих низкое качество покрытия взлетно-посадочной полосы, и для самолетов с низким расположением двигателей. В связи с этим, возникает необходимость исследования этой проблемы как теоретическими, так и экспериментальными методами.
Экспериментальные исследования проводятся при моделировании условий обдува и режимов работы двигателя без учета влияния степени двухконтурности двигателя (соотношения расходов воздуха, проходящих через вентиляторный и газогенераторный контуры). Степень двухконтурности двигателей может принимать широкий диапазон значений. Этот параметр определяет, например, характеристику вихревого течения вблизи воздухозаборника и, как следствие, формирует различные траектории движения частиц, подхваченных вихрем. Моделирование степени двухконтурности двигателя при проведении испытаний воздухозаборника позволит обеспечить наиболее полное соблюдение условий аэродинамического подобия при исследовании явления вихревого захвата посторонних частиц и их попадания в воздухозаборник, а также других исследованиях.
Известны различные модели для аэродинамических испытаний, являющиеся аналогами заявленного изобретения.
Известна модель двухконтурного реактивного двигателя (патент 2334206, G01M 9/08) для исследования попадания посторонних частиц в воздухозаборник летательного аппарата, состоящая из цилиндрического корпуса и расположенной внутри него цилиндрической обечайки, имитирующей разделение входного потока на внешний и внутренний контуры, при этом носовая часть корпуса выполнена с обводами, идентичными обводам мотогондолы и воздухозаборника, причем хвостовые торцы корпуса и обечайки перекрыты установленными с зазором относительно друг друга наклонными сепарационными сетками для задержания попавших в воздухозаборник посторонних частиц, кроме того, модель двигателя снабжена двумя накопительными устройствами для сбора этих частиц.
Известны и другие модели для аэродинамических испытаний двухконтурных воздушно-реактивных двигателей, являющиеся аналогами заявляемого изобретения (авторское свидетельство SU 793094, авторское свидетельство SU 862680, патент RU 2287140, US 3835703, JP 62005145, JP 2002022597, JP 8054334, DE 19902573, US 6276217).
Известные аналоги не предназначены для исследования попадания посторонних частиц в двигатель при взаимодействии набегающего потока с моделью мотогондолы и воздухозаборника двигателя, расположенной над поверхностью взлетно-посадочной полосы.
Ближайшим аналогом является патент RU 2349888, G01M 9/00, в котором представлена модель двухконтурного воздухозаборника, имитирующего вентиляторный (внешний) и газогенераторный (внутренний) контуры двигателя.
Носовая часть модели выполнена с обводами, идентичными обводам воздухозаборника. При испытаниях создают воздушный поток, протекающий через модель воздухозаборника.
Однако в данной модели отсутствует регулирование степени двухконтурности (соотношения расходов воздуха, проходящих через внешний и внутренний контуры) с целью моделирования работы двухконтурного двигателя. Степень двухконтурности двигателя может принимать широкий диапазон значений. Этот параметр определяет, например, характеристику вихревого течения вблизи воздухозаборника и, как следствие, формирует различные траектории движения частиц, подхваченных вихрем. Моделирование степени двухконтурности двигателя при проведении испытаний воздухозаборника позволит обеспечить наиболее полное соблюдение условий аэродинамического подобия при исследовании явления вихревого захвата посторонних частиц и их попадания в воздухозаборник, а также других исследованиях.
Техническим результатом изобретения является устранение указанного недостатка, а именно - обеспечение моделирования дополнительного параметра - степени двухконтурности двигателя.
Технический результат достигается тем, что модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата, содержащая внутренний и внешний контуры воздушного потока, имитирующие газогенераторный и вентиляторный контуры двигателя, дополнительно содержит управляемый с внешнего пульта дроссель регулирования площади проходного сечения внутреннего контура.
Дроссель выполнен в виде заслонки с возможностью перемещения вдоль оси внутреннего контура с уменьшением или увеличением площади проходного сечения внутреннего контура. Заслонка имеет коническую форму.
Исследование попадания частиц в воздухозаборник, поднятых вихрем с поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП), необходимо для выдачи рекомендаций при проектировании воздухозаборного устройства и его компоновки на летательном аппарате. Важным условием в обеспечении исследований являются моделирование режимов работы двигателя.
На фиг. 1 изображена модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата.
Предлагаемая модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата (фиг. 1) состоит из внутреннего 1 и внешнего 2 контуров воздушного потока, имитирующих газогенераторный и вентиляторный контуры двигателя, управляемого с внешнего пульта подвижного дросселя 3 регулирования площади проходного сечения внутреннего контура. Дроссель 3 выполнен в виде заслонки с возможностью перемещения вдоль оси внутреннего контура с уменьшением или увеличением площади проходного сечения внутреннего контура. Заслонка имеет коническую форму.
Модель соединена переходным трубопроводом 4 с эжекторной системой, обеспечивающей и регулирующей суммарный расход воздуха через модель.
Заявленное устройство работает следующим образом.
Создавая разрежение в эжекторной системе, устанавливают (подбирают) необходимый суммарный расход воздуха через модель воздухозаборника. Затем начинают перемещать управляемый с внешнего пульта подвижный дроссель 3, при перемещении которого вдоль оси внутреннего контура 1 изменяется площадь проходного сечения внутреннего контура 1, что приводит к перераспределению расходов воздуха во внутреннем 1 и внешнем контурах 2 модели и обеспечивает моделирование степени двухконтурности двигателя в широком диапазоне значений (то есть тем самым подбирается необходимое значение степени двухконтурности). После установления режима проводятся измерения аэродинамических характеристик модели.
Предлагаемая модель реализована в конструкции и прошла испытания на стенде ЭУ-2 ЦАГИ, смоделировав степень двухконтурности двигателя в пределах от 6 до 10.
Кроме того, дополнительными техническими результатами от использования изобретения являются:
- возможность более точной оценки степени защищенности двигателя от попадания посторонних предметов при проведении испытаний в условиях наиболее полного соблюдения условий аэродинамического подобия явления вихревого захвата посторонних частиц,
- получение картины течения под воздухозаборником, что очень важно для изучения процесса вихреобразования и захвата твердых частиц,
- получение количественной характеристики массы захватываемых частиц в двухконтурный двигатель (с разделением по контурам),
- оценка (в зависимости от режимов) местоположения зоны захвата песка с поверхности взлетно-посадочной полосы.