4.3. Исследования аэродинамической модели с имитатором эжекторного типа

Следующая ступень в экспериментальных исследованиях имитаторов эжекторного типа - их установка на аэродинамической модели с дальнейшими испытаниями на модели в аэродинамической трубе с работающими имитаторами.

Такие исследования проводились на модели транспортного самолета с 4 двигателями. Крыло модели было оборудовано двумя щитками с большим относительным размахом. Для этого режима были изготовлены 4 имитатора эжекторного типа (рис. 5).

Модель была испытана в аэродинамической трубе (рис. 6). Она была установлена на ленточной подвеске шестикомпонентных весов. ВВД поступал от двух газгольдеров к воздушной системе аэродинамической трубы, которая поставляла его к державке модели и затем через внутренний шарнир к каждому имитатору.

Рис. 5

Рис. 6.

Методология испытаний на модели включает две ступени исследований:

1. Проведение газодинамических измерений путем размещения гребёнок полного и статического давления в выходных поперечных сечениях контуров имитатора.

2. Весовые измерения без гребёнок.

На первой ступени проводятся следующие исследования:

• предварительная оценка качества системы снабжения ВВД,

• определение характеристик имитаторов эжекторного типа,

• регулирование работы каждого имитатора.

На второй ступени проводятся следующие исследования:

• калибровка взвешенной части воздушной системы модели,

• весовые измерения для полностью укомплектованной модели.

Используя эту методологию, проводились исследования аэродинамической модели.

В результате, были получены градуировочные соотношения для полной тяги всех четырех имитаторов в исследованных диапазонах давления ВВД, скорости невозмущенного потока и угла атаки модели (рис. 7). При использовании этих соотношений можно выбрать режим работы имитаторов для получения требуемого значения коэффициента тяги, соответствующего значениям полномасштабной величины относительного давления на выходе реактивного сопла. Испытания проводились при скорости потока 40 м/сек (рис. 8).

Рис. 7

Рис. 8.

5. Крейсерские дозвуковые режимы

В двигателях дозвукового пассажирского самолёта площадь поперечного сечения выхода сопла значительно ниже, чем площадь входа воздухозаборников. По этой причине, при исследовании аэродинамических моделей с геометрически подобной гондолой появляется проблема: как пропускать сквозь воздухозаборник воздух с полномасштабным коэффициента расхода.

Как было упомянуто, использование имитаторов эжекторного типа не решает эту проблему. Из-за этого появляется проблема моделирования внешнего потока около капота воздухозаборника, который соответствует полномасштабному коэффициенту расхода, но в действительности имеет более низкий коэффициент расхода.

5.1. Расположение центрального тела

Одним из возможных путей такого моделирования может быть размещение центрального тела во входе модели воздухозаборника. На капоте воздухозаборника с более низким коэффициентом расхода, чем полномасштабный, имеется поток с низким давлением, который увеличивает внешнее сопротивление модели гондолы.

В теоретических исследованиях используются специально разработанные численные методы, которые позволяют определить распределения давления на наружной поверхности носовой части капота. По сравнению этих распределений для воздухозаборника с полномасштабным коэффициентом расхода и для модели воздухозаборника с центральным телом, можно выбрать форму и размеры корпуса (рис. 9).

Рис. 9.

Эти расчёты проводились для воздухозаборников с различной геометрией (рис. 10). В каждом случае оказалось возможным выбрать центральные тела, обеспечивающие полномасштабный поток около них.

Рис. 10

Схема гондолы, используемой в одном из экспериментов, показана на рис. 11.

Результаты измерений коэффициента давления на капоте воздухозаборника с центральным телом и без центрального тела представлены на рис. 12.

Для оценки ошибок измерений, вызванных размещением центрального тела, проводился набор экспериментальных исследований с использованием как компоновки "крыло-пилон-гондола¹¹, так и полной аэродинамической модели.

В первом случае (рис. 13) полные измерения статического давления проводились на поверхности крыла, примыкающей к пилону. Оказалось, что размещение центрального тела не влияет на коэффициент распределения давления по крылу.

Рис. 11

Рис. 12

Рис. 13

Должно быть отмечено, что это верно, если углы атаки не превышают 5 градусов.

Таким образом, моделирование работы двигателя может быть выполнено, используя имитатор эжекторного типа (рис. 14) включая гондолу с установленным эжектором и с центральным телом на входе воздухозаборника.

Рис. 14

Технология такого имитатора эжекторного типа однозначно определена и включает следующие стадии:

1. Предварительный теоретический анализ для определения геометрических и газодинамических характеристик эжектора.

2. Оценка суммарных потерь давления в камере смешения эжектора, используя эмпирические соотношения.

3. Вычисление коэффициента расхода, используя расчетное значение коэффициента эжекции.

4. Вычисление формы и размеров центрального тела, используя коэффициент расхода.

5. Экспериментальная доводка изолированного имитатора.

Дальнейшие экспериментальные исследования аэродинамической модели с имитатором эжекторного типа проводятся в соответствии с методологией, подобной режимам взлёта и посадки.

В результате мы можем заявить, что:

• набор теоретических и экспериментальных исследований допускает создание имитаторов эжекторного типа, моделирующих работу дозвуковых авиационных двигателей на аэродинамических моделях.

• разработанные методологии исследований моделей с имитаторами эжекторного типа делают возможным получить экспериментальные результаты по влиянию работы двигателей на внешнюю аэродинамику самолета для режимов взлета и посадки, а также для крейсерских дозвуковых режимов полёта.