RU2707588C9 - Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата - Google Patents
Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2707588C9 RU2707588C9 RU2019109227A RU2019109227A RU2707588C9 RU 2707588 C9 RU2707588 C9 RU 2707588C9 RU 2019109227 A RU2019109227 A RU 2019109227A RU 2019109227 A RU2019109227 A RU 2019109227A RU 2707588 C9 RU2707588 C9 RU 2707588C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- air intake
- conditions
- aircraft
- degree
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/08—Aerodynamic models
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (3)
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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019109227A RU2707588C9 (ru) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019109227A RU2707588C9 (ru) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2707588C1 RU2707588C1 (ru) | 2019-11-28 |
RU2707588C9 true RU2707588C9 (ru) | 2020-02-06 |
Family
ID=68836199
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019109227A RU2707588C9 (ru) | 2019-03-29 | 2019-03-29 | Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2707588C9 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6276217B1 (en) * | 1993-04-15 | 2001-08-21 | Osaka Gas Company Limited | Method of measuring fluid flow by analyzing the fluorescent emissions of tracer particles in the fluid |
RU2334206C1 (ru) * | 2006-12-28 | 2008-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Модель двухконтурного реактивного двигателя |
RU2349888C2 (ru) * | 2006-12-28 | 2009-03-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Способ аэродинамических испытаний модели воздухозаборника двигателя летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления (варианты) |
RU2421702C1 (ru) * | 2009-12-10 | 2011-06-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления |
-
2019
- 2019-03-29 RU RU2019109227A patent/RU2707588C9/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6276217B1 (en) * | 1993-04-15 | 2001-08-21 | Osaka Gas Company Limited | Method of measuring fluid flow by analyzing the fluorescent emissions of tracer particles in the fluid |
RU2334206C1 (ru) * | 2006-12-28 | 2008-09-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Модель двухконтурного реактивного двигателя |
RU2349888C2 (ru) * | 2006-12-28 | 2009-03-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Способ аэродинамических испытаний модели воздухозаборника двигателя летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления (варианты) |
RU2421702C1 (ru) * | 2009-12-10 | 2011-06-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2707588C1 (ru) | 2019-11-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Dunn et al. | Performance deterioration of a turbofan and a turbojet engine upon exposure to a dust environment | |
JP4955487B2 (ja) | ガスタービンエンジン用排気ノズル、およびガスタービンエンジンの排気ノズルからの方向性感知騒音を低減する方法 | |
CN104298826B (zh) | 一种反推力状态下的航空发动机气动稳定性预测与评估方法 | |
Berrier et al. | Experimental and computational evaluation of flush-mounted, S-duct inlets | |
US4280587A (en) | Noise-suppressing jet engine nozzles and method | |
CN102108915B (zh) | 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 | |
CN106546433A (zh) | 可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计方法 | |
RU2421702C1 (ru) | Способ аэродинамических испытаний модели летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления | |
EP3147481A1 (en) | Apparatus and method for air particle separation in a gas turbine engine | |
RU2707588C9 (ru) | Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата | |
Askari et al. | Angle of attack investigations on the performance of a diverterless supersonic inlet | |
CN106649937A (zh) | 一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法 | |
CN111046490A (zh) | 一种外物损伤缺口分析中的网格尺寸反演方法 | |
Barone et al. | Fluid dynamics of an inertial particle separator | |
EP3133265A1 (en) | Apparatus and method for air particle separator in a gas turbine engine | |
Feulner et al. | Ice crystal ingestion in a turbofan engine | |
US3434679A (en) | Simulated reaction engine model | |
Hegen et al. | Investigation of aircraft performance with deployed thrust reversers in DNW | |
Krasheninnikov et al. | Mixer-ejector nozzles: acoustic and thrust characteristics | |
Oishi | Jet Noise Reduction by Notched Nozzle on Japanese ECO engine project | |
Mund et al. | Online compressor washing: a numerical survey of influencing parameters | |
CN114942116A (zh) | 一种腹下进气道布局的飞行器前机身超声速流场模拟方法 | |
CN112560187B (zh) | 一种民用航空涡扇发动机在露天试车台下的吸雹试验方法 | |
Van Deusen et al. | Distortion and Turbulence Interaction-A Method for Evaluating Engine Inlet Compatibility | |
Dunn et al. | Operation of gas turbine engines in volcanic ash clouds |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TH4A | Reissue of patent specification | ||
TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL 34-2019 FOR INID CODE(S) (72) |