Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, к аэродинамическим испытаниям моделей воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД), в частности, для исследований, например, условий вихреобразования и попадания посторонних частиц в воздухозаборник двигателя летательного аппарата на стартовых режимах, и других исследованиях при заданных суммарных расходах воздуха через двигатель в условиях внешнего обдува. Устройство содержит внутренний и внешний контуры воздушного потока, имитирующие газогенераторный и вентиляторный контуры двигателя и 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. Технический результат заключается в обеспечении моделирования дополнительного параметра - степени двухконтурности двигателя и возможности 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 и других исследованиях с моделированием степени двухконтурности. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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 контура) 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.

1. Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата, содержащая внутренний и внешний контуры воздушного потока, имитирующие газогенераторный и вентиляторный контуры двигателя, отличающаяся тем, что содержит управляемый с внешнего пульта дроссель регулирования площади проходного сечения внутреннего контура.

2. Модель по п. 1, отличающаяся тем, что дроссель выполнен в виде заслонки с возможностью перемещения вдоль оси внутреннего контура с уменьшением или увеличением площади проходного сечения внутреннего контура.

3. Модель по п. 2, отличающаяся тем, что заслонка имеет коническую форму.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики. Способ основан на внешнетраекторных измерениях параметров пассивного полета объекта в атмосфере, по результатам которых в дискретных точках траектории полета определяют координаты, скорость движения объекта, угол наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта, вычисляют ускорение силы притяжения Земли, находят давление атмосферы с использованием других источников.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля), по размаху несущей поверхности устанавливаются нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки подкрепленной набором нервюр, сменные грузы, моделирующие топливо, установлены во внутреннем объеме силового сердечника.

Изобретение относится к способу формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Для формирования управляющего сигнала для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия ГЛА при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик измеряют высоту, скорость полета, углы атаки и крена, температуру, давление, плотность атмосферы, вычисляют скоростной расчетный угол крена определенным образом, корректируют вычисленное значение с учетом рассчитанного определенным образом опережающего сигнала, находят требуемое скорректированное значение угла крена, необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели.

Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих ЛА, а именно к способам определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА).

Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата включает закрепленный на боковой державке тонкостенный корпус с кормовым соплом и дренажными отверстиями по наружной поверхности, дренажные трубки, проложенные в боковой державке и соединенные с устройством регистрации давления, систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу, состоящую из баллона со сжатым воздухом, воздуховодов, проложенных в боковой державке, и внутренней полости модели.

Изобретение относится к конструкции крупноразмерных аэродинамических моделей летательных аппаратов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Устройство состоит из соединенных между собой сердечников фюзеляжа, крыла с подвижной механизацией, подвижного хвостового оперения с закрепленными на них шпангоутами, продольными элементами и плоскими профилированными элементами, повторяющими внутренний контур обшивки.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к аэродинамическим моделям летательных аппаратов для исследования распределения давления по поверхности тонкостенной модели, испытываемой в аэродинамических трубах при условии имитации струи кормового ракетного двигателя.

Способ определения баллистического коэффициента объекта по результатам внешнетраекторных измерений параметров его движения на атмосферном участке пассивного полета.

Изобретение относится к области экспериментальных исследований динамических явлений аэроупругости летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Динамически подобная аэродинамическая модель несущей поверхности содержит силовую упругую балку-лонжерон, дренированные блоки, установленные по размаху модели на силовую балку-лонжерон, нервюры, секции верхней и нижней обшивки, модельный электрогидравлический силовозбудитель для вынужденных колебаний модели в потоке, технические средства для измерений амплитудно-частотных характеристик модели.

Изобретение относится к конструкции лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов, предназначенных для испытаний в аэродинамических трубах. Лопасть аэродинамической модели воздушного винта содержит верхнюю и нижнюю обшивки, лонжерон, вкладыши, балансировочные и противофлаттерные грузы и носовые накладки.

Изобретение относится к области авиации, к аэродинамическим испытаниям моделей воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей, в частности, для исследований, например, условий вихреобразования и попадания посторонних частиц в воздухозаборник двигателя летательного аппарата на стартовых режимах, и других исследованиях при заданных суммарных расходах воздуха через двигатель в условиях внешнего обдува. Устройство содержит внутренний и внешний контуры воздушного потока, имитирующие газогенераторный и вентиляторный контуры двигателя и 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. Технический результат заключается в обеспечении моделирования дополнительного параметра - степени двухконтурности двигателя и возможности 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 и других исследованиях с моделированием степени двухконтурности. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх