Лекция 3. Методика исследований аэродинамики силовых установок. Моделирование работы силовых установок при исследовании аэродинамических моделей летательных аппаратов

Основные обозначения

æ - адиабатический коэффициент

Т - температура

р - давление

V - скорость

М - число Маха

 - приведенная скорость

Q (), р(), z()- газодинамические функции

q - скоростной напор

m - расход воздушной массы

G - расход воздуха

f - коэффициент расхода воздухозаборника

P_r - относительное давление в реактивном сопле

I - количество движения струи

Т - тяга

С_P - коэффициент давления

C_r - коэффициент тяги

С_X - коэффициент лобового сопротивления

D - диаметр

F - площадь поперечного сечения

F_o - площадь входа в воздухозаборник

S - площадь крыла.

Параметры эжектора

Индексы: 1 - параметры воздуха низкого давления

2 - параметры воздуха высокого давления

3 - выходные параметры камеры смешения

• - геометрический параметр

G - перепад давления

 - степень сжатия

k - коэффициент эжекции

Индексы:

 - параметры невозмущенного потока

F - величина натуры

М - модель

С - выход сопла

О - параметры торможения

п - центральное тело

С_r - критическое поперечное сечение

1. Введение

В процессе проектирования модели летательного аппарата требуются обширные экспериментальные исследования в аэродинамических трубах. Уже на стадии эскизного проекта необходимо определить требуемый уровень моделирования двигателя.

Современные авиационные двигатели могут значительно влиять на аэродинамические характеристики самолета.

Следующие основные факторы должны рассматриваться в процессе работы двигателя:

1. Поток, распространяющийся перед воздухозаборником, что вызывает дополнительное торможение по контуру потока;

2. Вариация внутренних характеристик сопла в присутствии внешнего потока,

3. Вариация сопротивления фюзеляжа или хвостовой части гондолы и донного сопротивления, когда как относительное давление в сопле, так и объём воздуха распространяются перед воздухозаборником,

4. Влияние потоков внутри воздухозаборника и сопла на устойчивость самолета.

Помимо этого, эффект интерференции и энергия струйных потоков используется для увеличения подъёмной силы самолёта все более часто.

Из-за всего этого, неотложными проблемами аэродинамического эксперимента, оказалось создание средств, моделирующих работу двигателя на моделях, то есть моделирующих потоки в воздухозаборнике и на выходе реактивного сопла.

Также необходимо разработать методы подобных исследований моделей, чтобы провести определение аэродинамических характеристик летательного аппарата на одиночной модели настолько точно, насколько возможно.

Один из обещающих подходов к решению этих проблем - использование имитаторов эжекторного типа на аэродинамической модели. Преимущества этого метода следующие:

• Возможность предварительного вычисления геометрии имитатора эжекторного типа;

• Возможность моделирования внешнего потока воздухозаборника и моделирования струйного режима потока с геометрическим масштабированием двигателя;

• Возможность моделирования режимов взлёта и посадки, крейсерских дозвуковых и сверхзвуковых режимов;

• Стоимость таких имитаторов значительно ниже по сравнению с другими (эта стоимость включает теоретический анализ, проектирование, производство, эксперимент).

Имитаторы эжекторного типа имеют некоторые недостатки:

• использование холодного воздуха для создания струйного потока (температурное влияние может рассматриваться как эффект второго порядка);

• невозможность теоретического определения длины камеры смешения (может быть определена в эксперименте);

• большие неоднородности полей скоростей потока на выходе камеры смешения, если она недостаточно длинная (можно использовать различные средства диагностики внутри камеры).

2. Моделируемые параметры

Сначала необходимо определить уровень моделирования двигателя. Этот уровень будет зависеть от уровня важности каждого фактора влияния для конкретных испытаний.

В общем, эти факторы следующие:

• требуемый диапазон чисел Маха набегающего потока;

• характеристики двигателя;

• геометрические характеристики планера и двигателя;

• требуемая точность измерений.

Исследования многих авторов показали, что для определения влияния двигателя на нагрузочные характеристики аэродинамической модели достаточно использовать следующие основные критерии, определяющие сопоставимость потока на входе и выходе двигателя:

L_с =

Тогда, в случае геометрического подобия воздухозаборника и реактивного сопла, в случае равных чисел Маха невозмущенного потока, выполнение этих критериев ведет к выполнению следующих условий:

• равенство коэффициентов расхода воздуха через полномасштабный воздухозаборник и его модель:

• равенство относительного давления в реактивном сопле полномасштабного двигателя и его модели: