CC BY
154
Том ХЬV
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
2014
№ 5
УДК 629.7.036
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ СОПЕЛ ДО- И СВЕРХЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
Г. Н. ЛАВРУХИН, В. А. ТАЛЫЗИН
Дано обобщение некоторых результатов исследований реактивных сопел в компоновках на дозвуковых и сверхзвуковых самолетах по результатам 50 — 60-летних исследований в нашей стране и за рубежом. Кратко сформулированы основные достижения в области аэрогазодинамики реактивных сопел и проблемы, которые должны быть решены в дальнейшем.
Ключевые слова: сопло, компоновка, потери тяги, отрывной, безотрывный, дозвуковой, сверхзвуковой.
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
Я — радиус I — длина Б — диаметр 0 — угол к — высота
у — угол заклинения сопел ^ — площадь р — давление М — число Маха
Р0 с
пс =- — степень понижения давления
Рш
О,
II
О
— степень двухконтурности двигателя
Р — тяга
Р
АР = 1--—
Р
потери тяги
ид
5АР — разность потерь тяги
индексы:
ш — набегающий поток 0 — параметры торможения с — сопло ср — срез сопла кр — критическое сечение м — мидель двигателя (фюзеляжа) м. с — мидель сопла д — донный срез экв — эквивалентный эф — эффективный ид — идеальная (тяга) ф — фюзеляж р — разнесение зат — «затенение» в — выдвижение отр — отрыв пов — поверхность
ЛАВРУХИН Геннадий Николаевич
доктор технических наук, профессор, главный научный сотрудник ЦАГИ
ТАЛЫЗИН Вадим Алексеевич
инженер ЦАГИ
т =
ВВЕДЕНИЕ
Интенсивные исследования реактивных сопел в компоновках были начаты в середине ХХ века при создании сверхзвуковых самолетов различных поколений в нашей стране и за рубежом.
Результаты исследований реактивных сопел в компоновках на летательных аппаратах и связанных с ними проблем аэрогазодинамики изложены в большом количестве публикаций различных авторов, среди которых можно выделить ряд обобщающих работ и монографий, а также обзоров публикаций зарубежных авторов, выполненных в ЦАГИ [1 — 35]. Не включен анализ таких проблем, связанных с реактивными соплами, как реверс и отклонение вектора тяги, шумо-глушение, эффект суперциркуляции, аэродинамика сопел беспилотных ЛА и др. В настоящей работе дано, в основном, обобщение результатов исследований характеристик выходных устройств на режимах крейсерских дозвуковых или сверхзвуковых полетов самолетов.
Начало исследований реактивных сопел, как неотъемлемой части силовых установок сверхзвуковой и дозвуковой авиации, в ЦАГИ положили Г. Л. Гродзовский, В. Т. Жданов, В. Д. Соколов [12, 17 — 19]. По мере развития и усложнения авиационных комплексов, повышения к ним требований усложнялись и задачи исследований характеристик сопел: на первом этапе проводились исследования изолированных сопел, а затем сопел в компоновках на летательных аппаратах.
Решение проблемы компоновок реактивных сопел на самолетах включало получение ответов по внутренней и внешней аэрогазодинамике в виде: минимизации внешнего сопротивления и устранения отрывов потока, проблемы донного давления, эффективной тяги (т. е. внешнего и внутреннего сопротивления) сопел различных типов и схем, оценки влияния углов атаки, исследование влияния элементов планера (крыла, фюзеляжа, оперения, стекателей). Комплексные исследования реактивных сопел различных самолетов в нашей стране проводились, в основном, в ЦАГИ и ЦИАМ. При этом в ЦИАМ проводились исследования изолированных сопел, в ЦАГИ — изолированных сопел и их компоновок.
1. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ И РЕЗУЛЬТАТЫ ИХ РЕШЕНИЙ
Развитие авиационной техники, повышение требований к новым самолетам и их силовым установкам привело к появлению большого разнообразия типов и форм реактивных сопел и компоновочных схем расположения их на летательных аппаратах. Это поставило перед исследователями ряд важных задач, связанных с определением внутреннего и внешнего сопротивления сопел, выявление положительной и отрицательной интерференции при взаимодействии струй с внешним потоком в присутствии элементов планера.
В настоящей работе представлено, в основном, обобщение результатов исследований характеристик выходных устройств на режимах крейсерских дозвуковых и (или) сверхзвуковых полетов самолетов. Трудность исследований заключалась в сложном трехмерном турбулентном обтекании компоновок сопел с влиянием элементов планера (крыла, балок, оперения и т. д.), с возможными отрывами потока на наружной поверхности створок, с образованием отрывных зон или донных областей между соплами, приводящих к увеличению внешнего и донного сопротивления и соответствующему увеличению потерь эффективной тяги, с влиянием углов атаки на эти явления, приводящих в большинстве случаев к возрастанию сопротивления и потерь тяги.
При решении круга вопросов, связанных с отмеченными явлениями обтекания сопел был решен целый ряд фундаментальных проблем в области аэрогазодинамики реактивных сопел в компоновках на различных летательных аппаратах. К фундаментальным результатам исследований реактивных сопел, полученных в прошлом веке, можно отнести следующие.
Во-первых, изучена внутренняя газодинамика сверхзвуковых сопел и показано, что несмотря на большое разнообразие типов и схем сопел при оптимальном выборе их геометрических параметров, течение в них применительно к режиму крейсерских сверхзвуковых полетов (М« = 2 — 3) имеет много общих свойств. Уровень потерь эффективной тяги на этом режиме определяется практически внутренними потерями, и его можно снизить до ~2% от идеальной тяги сопла для большинства схем сопел. Влияние компоновки на этом режиме на характеристики сопел относительно невелико [1, 3, 12].
Во-вторых, поскольку основные проблемы сопел в компоновках на дозвуковых ЛА, и особенно на сверхзвуковых самолетах, возникли при полетах с дозвуковыми скоростями (М« = 0.8 — 0.9) на бесфорсажных режимах работы двигателей, т. е. когда реактивные струи по размерам значительно меньше диаметра миделя двигателей, были разработаны методы оптимизации сопел в компоновках с целью снижения их внешнего сопротивления с учетом обнаруженных двух фундаментальных явлений: положительная и отрицательная интерференция при взаимодействии реактивных струй с внешним потоком в присутствии элементов планера летательных аппаратов [2 — 4, 6, 7, 12 — 14, 20 — 22], [24 — 31].
В-третьих, были исследованы и сформулированы условия безотрывного обтекания реактивных сопел как способ максимального получения положительной интерференции и минимизации отрицательной интерференции сопел в компоновках на летательных аппаратах («компоновочный» эффект) [13, 14].
В-четвертых, были определены закономерности изменения аэрогазодинамических характеристик хвостовых частей при переходе от осесимметричных сопел и тел к трехмерным и чисто плоским конфигурациям, а также в каких компоновках замена круглых сопел на плоские даст преимущества с точки зрения аэрогазодинамики и где эта замена неэффективна [15 — 16, 20 — 22], [25, 26, 31, 32].
Качественно результаты исследований обтекания сопел в компоновках оказались достаточно общими и могут быть перенесены на компоновки разных типов и схем реактивных сопел на различных летательных аппаратах.
Кроме того, реактивное сопло, являясь устройством для создания тяги двигателя, на бесфорсажных режимах, вообще говоря, является источником внутреннего и внешнего сопротивления, но роль его в повышении экономичности двигателя, в снижении расходов топлива, в увеличении дальности полета самолетов чрезвычайно высока. Она возрастает с увеличением степени двухконтурности двигателя и для ТРДД с т = 8 и 1% потерь тяги сопла эквивалентен ~3% тяги или удельного расхода двигателя.
2. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ БАЗА И ВОПРОСЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ СОПЕЛ
Практически все полученные фундаментальные результаты в ЦАГИ основаны на экспериментальных исследованиях моделей сопел в АДТ Т-58 и ТПД ЦАГИ (рис. 1, 2). Исключительная роль в создании этих АДТ, характеристики которых даны в [36], и специального сложного экспериментального и приборного оборудования для исследования сопел принадлежит В. Д. Соколову. Эти АДТ и оборудование для исследований сопел действуют уже в течение полувека и продолжают обеспечивать получение новых результатов.
Рис. 1. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-58 для исследования сопел (М„ = 0 ^ 3; пс= 1 ^ 40)
Рис. 2. Трансзвуковая аэродинамическая труба ТПД-ТР для исследования сопел (М = 0 ^ 1.2; пс= 1 ^ 10)
О 0 3
Рис. 3. Параметры аэродинамических труб
Рис. 4. Исследование интерференции в АДТ ТПД-ТР:
а — схема модели для исследования интерференции сопла с крылом при отсутствии пилона; б — модель сопла в присутствии
прямого крыла в АДТ ТПД-ТР
Рис. 5. Фотографии моделей сопла с мини-дефлекторами и прямым крылом в АДТ
В силу своей специфики и конструктивных решений сопел в ЦАГИ (и в частности, достаточно большой длины центральной державки) АДТ ЦАГИ обеспечивают необходимый диапазон чисел М«, чисел Яе«, относительных толщин пограничного слоя 5« / Ом и перепадов давления в соплах, соответствующих реальному режиму полета (рис. 3). Кроме того, сопловые стенды позволяют исследовать явление интерференции системы «крыло — пилон — сопло» (рис. 4, 5).
3. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ АЭРОГАЗОДИНАМИКИ РЕГУЛИРУЕМЫХ СОПЕЛ
Специфику и основные особенности аэрогазодинамики регулируемых сопел и, в частности, сверхзвуковых самолетов отражает рис. 6. Для обеспечения высокой газодинамической эффективности двигателя и сопла оно должно быть регулируемым и иметь минимальные потери тяги как при относительно небольших перепадах давления (пс = 3 — 5) на бесфорсажных режимах работы двигателей при полете самолетов с дозвуковыми скоростями (рис. 6, а), так и при больших перепадах (пс = 12 — 20) при полете на сверхзвуковых скоростях (рис. 6, б).
Рис. 6. Режимы работы сопла
Сопло с наистворками Рис. 7. Схемы эжекторных сопел
На режиме крейсерского сверхзвукового полета реактивное сопло, рассчитанное на максимальный перепад давления, полностью раскрыто, внешние створки занимают, как правило, цилиндрическое положение (рис. 6, б), не создавая внешнего сопротивления (за исключением сопротивления трения). Элементы планера, близко расположенные в районе реактивных сопел, в этом случае практически не изменяют его внешнее сопротивление. Потери эффективной тяги сопел в компоновке на этом режиме определяются внутренней газодинамикой (или внутренними потерями) сопла.
На бесфорсажных режимах работы двигателей (что имеет место, главным образом, при дозвуковых скоростях полета самолетов) перепады давления в соплах невелики, створки сопла прикрыты до минимального положения (рис. 6, а), и они являются источником повышенного сопротивления, особенно при наличии близко расположенных к соплам элементов планера, которые могут инициировать отрыв потока с поверхности створок, существенно увеличивая их сопротивление (отрицательная интерференция). Борьба с этой отрицательной интерференцией и являлась основой экспериментальных исследований реактивных сопел в компоновках в 70 — 80-е годы.
Для сверхзвуковых самолетов первых поколений были выбраны как наиболее простые, регулируемые эжекторные сопла (рис. 7), основными особенностями которых был разрыв сверхзвукового контура на режиме сверхзвукового полета и образование донных областей на бесфор-
Рис. 8. Потери эффективной тяги эжекторных сопел
сажных режимах полета. Они могли иметь наружные створки различной длины, надстворки в критическом сечении, полости для подвода атмосферного воздуха в сопло с целью снижения донного сопротивления и т. д. [1].
В представленных на рис. 7 схемах эжекторных сопел эквивалентный угол коничности сверхзвуковой части 9экв (угол между кромкой критического сечения и среза сопла) характеризует длину сверхзвуковой части, а угол 0ср — угол сужения наружных створок. При этом, чем больше величина этих углов, тем меньше длина сверхзвуковых створок сопел. Наличие разрыва сверхзвукового контура сопла в простейшей схеме (1) может быть уменьшено за счет использования внутренней конической сверхзвуковой створки ((2) и (3)) или сверхзвуковой раскрывающейся надставки в критическом сечении сопла ((4) и (5)). Сочетание отмеченных выше двух способов уменьшения разрыва внутренней сверхзвуковой части эжекторного сопла практически эквивалентно реализации сверхзвукового сопла с непрерывным контуром, исследованного на последующих этапах.
Если из-за простоты и с целью снижения веса сопла конструкции разрывы сверхзвукового контура были большими, то и уровень потерь тяги был большим (схемы (1) и (4) на рис. 7 и 8). Малые разрывы обеспечивали потери 2 — 3% идеальной тяги сопла. Наружные створки эжекторных сопел, как правило, были короткими, и они либо прикрывались на небольшие углы до 10 — 12°, образуя донные области между струей и срезом наружных створок на бесфорсажных режимах, либо их прикрытие на большие углы до 20° устраняло эти донные области, но приводило к отрыву потока на наружных створках, что, в общем, одно и то же с точки зрения повышенного сопротивления и потерь эффективной тяги сопел.
Как альтернатива более коротким и более легким эжекторным соплам для современных самолетов разработаны удлиненные, более тяжелые сопла с непрерывным контуром, которые могли обеспечить безотрывное обтекание наружных створок турбулентным дозвуковым потоком (М« = 0.8 — 0.9) и безотрывное течение внутри сопла на бесфорсажных режимах работы двигателей при относительно небольших перепадах давления в реактивных струях (пс = 2.5 — 3.5).
Классический пример отрывного и безотрывного обтекания сужающейся хвостовой части (или наружной поверхности регулируемых сужающихся створок изолированного сопла) при обтекании турбулентным дозвуковым потоком приведен на рис. 9. Угол сужения на срезе сопла ~20 — 25°. Короткие створки сужающегося сопла — полный срыв потока (рис. 9, в), более длинное — отрыв примерно на половине наружных створок (рис. 9, б), достаточно длинное сопло — безотрывное обтекание (рис. 9, а). Выбором удлинения, угла сужения и формы контура удается обеспечить безотрывное обтекание наружных створок сопел на бесфорсажных режимах работы двигателей при дозвуковых скоростях полета самолетов (рис. 9, а).
На режиме крейсерского сверхзвукового полета или разгона с форсажем характеристики сопел с непрерывным контуром близки к характеристикам эжекторных сопел при относительно небольших разрывах сверхзвукового контура [19]. В качестве иллюстрации на рис. 10 и 11 приведены фотографии компоновок сужающихся-расширяющихся сопел с непрерывным контуром
а) безотрывное обтекание
лл, —» > >
в) срыв потока
Рис. 9. Внешнее обтекание изолированных сопел турбулентным потоком при Мш и 0.8 — 0.9, пс = 2.5 — 3.2
Рис. 10. Компоновка сопел на самолете В-1А
Рис. 11. Компоновка сопел на самолете Ту-160:
а — бесфорсажный режим; б — форсажный режим
Донные области
Эквивалентные донные области
Затенение элементами фюзеляжа
Затенение крылом п
0.5 О
хЛ
Рис. 12. Параметр «загромождения» сопла [14]
на бесфорсажном режиме работы двигателей самолетов В-1А (США) и Ту-160 (Россия). Отличие компоновок — межсопловой стекатель достаточно больших размеров и более близкое расположение крыла у самолета В-1А, что не может не оказывать влияние на обтекание сопел. Компоновка сопел на самолете Ту-160 (рис. 11) характеризуется минимальными размерами межсопловой донной области и отсутствием влияния крыла на обтекание сопел. Обтекание моделей сопел в компоновке на Ту-160 рассмотрено ниже (рис. 14). Характеристики сопел в компоновке Ту-160 близки к характеристикам изолированного сопла и при М« « 0.8 имеют ~3 — 4% потерь тяги двигателей.
Компоновки сопел на различных самолетах в дополнение к загромождению обтекания сопел наличием донных областей на рис. 10 и 11 могут характеризоваться наличием хвостовых балок, оперения, крыла, стекателей и других элементов планера, что схематично показано на рис. 12. В качестве некоторого геометрического параметра можно ввести «степень загромождения» обтекания створок сопел, как проекцию элементов планера (или донных областей) на поверхность наружных створок сопел, как показано на рис. 12. Чем больше этот параметр, т. е. чем больше «степень загромождения» поверхности обтекания наружных створок, тем больше размеры отрывных зон на их поверхности, тем больше внешнее сопротивление сопел и больше потери
Рис. 13. Обтекание сопел в компоновке М» = 0.9 без струи
эффективной тяги. Рис. 13 иллюстрирует размер Рис. 14. Обтекание сопел в компоновке М« = 0.8, отрывных зон на поверхности сопел без струи при пс = 32
М« = 0.9 для компоновки с имитатором достаточно
громоздкого хвостового оперения, а рис. 14 — безотрывное обтекание большей части поверхности двух рядом расположенных сужающихся-расширяющихся сопел на бесфорсажном режиме работы двигателей (М« = 0.8, пс = 3.2) при минимальной донной области между ними (т. е. ми- Р
нимальной степени загромождения поверхности сопел) (р = — = 0.02). Область отрыва между
р
м
соплами при этом весьма небольшая и определяется радиусом скругления контура наружных
Л
створок Л = скр (рис. 15). При этом, как показали экспериментальные исследования, если
А.
плавная хвостовая часть при отсутствии струи обтекается дозвуковым потоком без отрыва, то наличие реактивной струи с пс = 3 — 4 практически не влияет на безотрывность ее обтекания.
Лс кр = 1; бор = 20° ©
— Лс кр = 3; бср = 20°
"' Лс кр = 1; бср = 26 5°
Контур сопла
Мж =0.8 без струи Рис. 15. Зона отрыва потока между соплами
Рис. 16. Интерференция струи с внешним потоком:
а — изолированная хвостовая часть; б — хвостовая часть в компоновке с элементами планера 1 — заостренная хвостовая часть (без сопла); 2 — хвостовая часть с соплом (без струи); 3 — хвостовая часть с соплом (со струей); 4 — заостренная хвостовая часть в компоновке; 5 — хвостовая часть с соплом в компоновке (без струи); 6 — хвостовая часть
с соплом в компоновке (со струей)
Достаточно тщательная визуализация течения методом сажемасляного покрытия показывает, как, где, почему и какого размера образуются отрывные зоны, а распределение давления и весовые измерения сопротивления и эффективной тяги сопел дают количественную оценку этих отрывных явлений.
Иллюстрация отмеченных выше эффектов положительной и отрицательной интерференции дана на рис. 16 в виде распределения относительного статического давления по поверхности хвостовой части сопел при отсутствии и наличии реактивной струи (рис. 16, а — изолированная хвостовая часть с соплом, рис. 16, б — сопло в компоновке, т. е. при наличии элементов планера).
Положительная интерференция струи и набегающего потока имеет место для плавных изолированных хвостовых частей, отрицательная, как правило, от влияния элементов планера на обтекание сопел с образованием на их поверхности отрывных зон. Положительная интерференция — увеличение давления на поверхности хвостовой части выше давления без струи, в том числе и до величины, превышающий уровень статического давления в набегающем потоке р /р<х > 1, приводящая к снижению сопротивления.
Отрицательная интерференция — снижение давления на поверхности хвостовой части (ниже давления при безотрывном обтекании) при отрыве потока или эжекции реактивной струи.
Положительная интерференция (рис. 16, а) в значительной степени зависит от того, где расположено выходное сечение сопла: в фюзеляже или мотогондоле, что характеризуется парамет-
- К
ром Км = ——, где Км — площадь миделя фюзеляжа или мотогондолы, Кср — площадь среза
К
сопла.
Л 01|ЧЛ1Я МШигрыи НП .'I "и*.:
Рис. 17. Обобщение эффекта компоновки
Регулируемое сопло может располагаться в фюзеляже или мотогондоле с сужением и характеризоваться максимальным диаметром миделя сопла с (или площадью миделя сопла с), т. е. иметь перед наружными створками сужающуюся от хвостовую часть. При обтекании сужающейся хвостовой части турбулентным дозвуковым потоком сначала имеет место локальный разгон этого потока, сопровождающийся понижением статического давления по сравнению с давлением в набегающем невозмущенном потоке рх (р /рх < 1). Затем, в случае безотрывного обтекания хвостовой части (со струей или без струи) и по мере приближения к срезу хвостовой части (или сопла) происходит восстановление давления вследствие сжатия потока при приближении к оси симметрии (рср /рх > 1). При этом, как показали результаты экспериментальных исследований, при безотрывном обтекании сопла реактивная струя способствует повышению давления на поверхности хвостовой части (или на наружных сужающихся створках регулируемых сопел). В данном случае эффект подпора струи превалирует над эжектирующим действием струи. Это явление достаточно четко проявляется на изолированных сужающихся-расширяющихся соплах при бесфорсажных режимах работы двигателей, имеющих параметр сужения Рм = ^ > 2 [3, 12, 29, 31]. р
ср
Для двухконтурных сопел ТРДД параметр сужения = 1.5 и положительная интерференция изолированного двухконтурного сопла значительно меньше, чем в отмеченном выше случае (нижняя левая диаграмма рис. 16, а).
Наличие элементов планера (пилонов, крыла, оперения, килей, фюзеляжа) при их близком расположении в районе сужающейся хвостовой части (или в районе створок сопла) может привести к отрыву потока (рис. 16, б). Это сопровождается понижением статического давления на поверхности хвостовой части или сопла и соответствующим увеличением сопротивления, а, следовательно, и дополнительными потерями эффективной тяги. Поскольку в этом случае отрывные зоны могут быть достаточно большими, то отрицательная интерференция от элементов планера усиливается эжекцией реактивной струи (пунктирная кривая на рис. 16, б).
Поэтому основная задача борьбы с отрицательной интерференцией — минимизация размеров отрывных зон, которых не удается избежать даже в самом лучшем случае расположения рядом двух сопел (рис. 14 и 15). Протяженность этой зоны зависит как от размеров межсопловой (донной) области, так и от формы контура наружной поверхности сопла (рис. 15).
Используя параметр «загромождения» обтекания створок сопла, результаты визуализации обтекания сопел, результаты измерения потерь эффективной тяги сопел в компоновках, можно получить зависимость размеров зон отрыва от величины этого параметра и соответствующее увеличение потерь эффективной тяги по сравнению с безотрывным изолированным соплом (рис. 17). Этот рисунок обобщает результаты исследований эффекта компоновок сопел на различных самолетах в той области, где эта проблема оказалась чрезвычайно важной — режимы крейсерских дозвуковых полетов на дальность при бесфорсажных режимах работы двигателей.
Оценивая степень загромождения сопла элементами планера можно сказать, насколько перспективная компоновка будет эффективной с точки зрения потерь тяги сопел. Более того, с помощью этой зависимости можно приближенно определить, где компоновка плоских сопел для конкретного самолета с круглыми соплами при их замене на плоские будет выигрывать или про-
игрывать с точки зрения аэрогазодинамики сопел: на верхней части диаграммы (5 АРсэф) слева
от вертикальной стрелки круглая компоновка лучше, справа — замена круглых сопел на компоновку плоских даст выигрыш в потерях эффективной тяги.
Это связано с тем, что изолированное плоское сопло имеет потери тяги выше примерно на 1.5% идеальной тяги сопла по сравнению с круглым соплом как за счет внутреннего, так и внешнего сопротивления [1, 4]. И если компоновка круглых сопел имеет достаточно большое увеличение потерь тяги по сравнению с изолированным соплом, то замена их на плоские сопла окажется эффективной с точки зрения снижения сопротивления [4, 20].
4. СОПЛА ТРДД ДОЗВУКОВЫХ САМОЛЕТОВ
В проблеме аэрогазодинамики выходных устройств дозвуковых пассажирских самолетов следует отметить несколько особенностей реактивных сопел силовых установок на этих самолетах в отличие от силовых установок сверхзвуковых самолетов.
Характерно, что длина силовой установки сверхзвуковых самолетов от воздухозаборника до сопла составляет ~10 калибров от миделя двигателя. Это, во-первых, позволяет пренебречь влиянием обтекания воздухозаборника на сопло и сопла на воздухозаборник при дозвуковых скоростях и, во-вторых, исследовать их характеристики в отдельности друг от друга.
На дозвуковых самолетах длина двигателя или силовой установки существенно меньше, причем с увеличением степени двухконтурности двигателя относительная длина двигателя (от входа воздухозаборника до выходного сечения сопла) еще более сокращается: I / Ам = 1.5 при т = 6 — 8 до I / Ам = 1 при т = 16. Отсюда — проблема влияния обтекания воздухозаборника на обтекание сопла и наоборот. Кроме того, сопла двухконтурных двигателей со степенью двухконтурности т > 6 — 8 характеризуются раздельным истечением потоков и большим числом геометрических параметров, которые надо оптимизировать, поскольку в большинстве своем двух-контурные сопла ТРДД — нерегулируемые.
Расчетно-экспериментальная оптимизация геометрии двухконтурных сопел ТРДД показывает, что при рациональном выборе параметров сопла I и II контуров и обтекателя турбины можно обеспечить потери эффективной тяги изолированного сопла на режимах крейсерских полетов пассажирских самолетов на уровне 2% идеальной тяги сопла (рис. 18). Варианты (1) и (2) имеют
А
одинаковые относительные диаметры среза наружного контура сопла
ср
А,
= 0.92 и отличаются
А
углами сужения контура 0ср = 9 и 12° соответственно. Вариант (3) имеет -= 0.99 и 9ср = 2°.
Ам
При этом следует подчеркнуть, что в связи с большим влиянием характеристик сопла на тягу двигателя надо стремиться снижать и этот уровень потерь.
Несмотря на то, что различными авторами получен ряд результатов как с использованием численных методов, так и при экспериментальных исследованиях моделей двухконтурных сопел ТРДД [11, 23, 33 — 35] и др. (в том числе и с использованием имитаторов двигателей), значительная часть вопросов влияния реактивных струй на зф потери эффективной тяги в системе «крыло —
пилон — гондола — сопло» еще требует более детальных ответов. Это связано со сложностью экспериментальных исследований сопел пассажирских самолетов в компоновке: реализация на модели одновременно течения в воздухозаборнике и натурных перепадов в реактивном сопле и проведение оптимизации положения двигателя с работающими воздухозаборниками и соплами в компоновке на самолетах. Поэтому исследования по оптимизации системы «крыло — пилон — гондола» до настоящего времени проводятся еще на моделях с протоком воздуха, где моделирует-
Мж = 0.8 ■
ш = 0 ИШ
/ © © О)
Рис. 18. Потери эффективной тяги двухконтурных сопел,
ся течение в воздухозаборнике и не моделируется реактивная струя двухконтурного сопла ТРДД, хотя в публикациях есть результаты с испытаниями имитаторов двигателей при наличии крыла.
Следует отметить, что в решении этой проблемы за последние годы достигнут значительный прогресс в использовании численных методов по определению аэрогазодинамических характеристик летательных аппаратов с учетом интерференции реактивных струй с внешним потоком в системе «крыло — пилон — гондола — сопло». Тем не менее, в соответствии с отмеченными выше особенностями, несмотря на то, что двухконтурные сопла ТРДД, как правило, нерегулируемые, в области аэрогазодинамики компоновок этих сопел есть еще ряд проблем, решение которых должно обеспечить наиболее рациональное расположение сопла ТРДД и выбор его оптимальной геометрии с учетом взаимодействия реальной струи сопла с набегающим потоком в системе «крыло — пилон — гондола — сопло».
При этом есть надежда, что в этой системе можно найти оптимальное положение силовой установки с положительным эффектом от интерференции струи с планером, т. е. сохранение (или увеличение) аэродинамического качества планера в компоновке с двигателем по сравнению с изолированным крылом (за счет снижения сопротивления компоновки или большего увеличения подъемной силы планера), о чем свидетельствуют полученные в последнее время результаты экспериментальных исследований. В решении этой проблемы будет существенно возрастать роль численных исследований, поскольку возможности экспериментальной оптимизации компоновки с использованием имитаторов двигателей достаточно ограничены, возрастает сложность методики исследований компоновок с имитаторами двигателей и требуется обеспечение минимальной погрешности измерений при испытаниях. Небольшие дозвуковые или околозвуковые перепады давления в контурах сопел снижают точность получаемых результатов и требуют специальных приборов и методики исследований при взаимодействии трехслойных дозвуковых и сверхзвуковых течений.
Из большого числа геометрических параметров сопел I и II контуров необходимо выделить определяющие, от которых, прежде всего, зависит уровень потерь тяги, и исключить, если возможно, несущественные параметры. Важно также дать ответ на вопрос о том, как учитывать взаимное влияние в компоновке обтекания воздухозаборника и сопла с учетом различия на моделях и в полете чисел Re и толщин пограничных слоев. Кроме того, до настоящего времени нет ответа на вопрос, является ли оптимальной геометрия сопла, найденная как наиболее рациональная на изолированной модели, оптимальной для компоновки сопла в системе планера.
Также необходимо проводить комплекс акустических исследований, чтобы определить оптимальное сопло как с точки зрения аэродинамики, так и с точки зрения шумоглушения. Более того, в компоновках двухконтурных сопел на перспективных самолетах должна быть исследована возможность применения сопел с отклонением вектора тяги и, при интеграции двигателя в крыле, исследован эффект суперциркуляции.
ЛИТЕРАТУРА
1. Лаврухин Г. Н. Аэрогазодинамика реактивных сопел. Т. I. Внутренние характеристики сопел. — М.: Физматлит, 2003, с. 375.
2. Лаврухин Г. Н., Попович К. Ф. Аэрогазодинамика реактивных сопел. Т. II. Обтекание донных уступов потоком газа. — М.: Физматлит, 2009, с. 307.
3. Лаврухин Г. Н., Павлюков Е. В., Полищук Г. И. Проблемы компоновки реактивных сопел на современных сверхзвуковых самолетах (по материалам иностранной печати), ч. I, II, III // Обзоры ОНТИ ЦАГИ, № 533, 1978; № 534, 1978; № 546, 1979.
4. Лаврухин Г. Н., Полищук Г. И. Плоские сопла в интегральных самолетных компоновках (по материалам иностранной печати) // Обзор ОНТИ ЦАГИ, № 586, 1980.
5. Лаврухин Г. Н., Полищук Г. И. Сопла вертикально взлетающих аппаратов и самолетов с коротким взлетом и посадкой (по материалам иностранной печати) // Обзор ОНТИ ЦАГИ, № 608, 1982.
6. Лаврухин Г. Н., Плоцкий А. И. Сопла самолетов 90-х годов (по материалам иностранной печати) // Обзор ОНТИ ЦАГИ, № 655, 1985.
7. Лаврухин Г. Н., Плоцкий А. И., Широкопояс Е. П. Проблемы аэродинамики выходных устройств перспективных самолетов. Ч. I, II // Обзоры ОНТИ ЦАГИ, № 703, 1990; № 271, 1993.
8. Газовая динамика. Избранное. Т. I, II / Отв. редактор-составитель А. Н. Крайко — М.: Физматлит, 2000, 2001.
9. Лаврухин Г. Н., Терентьева А. В. Исследования течений за донным срезом тел, обтекаемых потоком газа (по материалам иностранной печати) // Обзор ОНТИ ЦАГИ, № 452, 1972.
10. Chang P. Separation of flow — Pergamon Press, 1970 (русский перевод Чжен П. Отрывные течения. Т. I, II, III. — М.: Мир, 1972, 1973).
11. Internal Aerodynamics Manual, Volume II, June 1970 (North American Rocwell Corporation № R68H-434).
12. Жданов В. Т., Соколов В. Д., Лаврухин Г. Н., Курилкина П. И. Сопла воздушно-реактивных двигателей (по материалам иностранной печати) // Обзор БНТИ ЦАГИ, № 383, 1972.
13. Лаврухин Г. Н. Эффективность компоновок реактивных сопел на современных и перспективных летательных аппаратах // Ученые записки ЦАГИ. 1999. Т. ХХХ, № 3 — 4, с. 3 — 15.
14. L a vrukhin G. N. Nozzle-аirframe interference proceedings of the Sino — Russian symposium on maneuverable aircraft / Engine Integration CAE Beying, 15-th—17-th December 1994, с. 300 — 319.
15. Lavrukhin G. N. Three-dimentional flow effect for afterbodies and nozzles // Aviation-2000. Prospects. Internal Conference Proceedings. — Znykovsky, Moscow Region, Russia August 19 — 24, 1997, с. 665 — 670.
16. Exhaust system integration program // Final Report Boeing Aerospace Company, 1973 (US Air Force Aero Propulsion Lab. AFA PL TR-73-59).
17. Гродзовский Г. Л. К теории газового эжектора большой степени сжатия с цилиндрической камерой смешения // Изв. АН СССР. МЖГ. 1968, № 3.
18. Соколов В. Д., Семенов А. А., Шалашов В. В. Алгоритм и программы расчета донного давления на срезе осесимметричных хвостовых частей летательных аппаратов в присутствии центральной реактивной струи // Труды ЦАГИ. 1979, вып. 1985.
19. Соколов В. Д. Потери импульса в реактивных соплах с разрывом сверхзвукового контура // Ученые записки ЦАГИ. 1971. Т. II, № 6, с. 98 — 102.
20. A nto ne s P. F., S urb er L. E., L aug hr ey J. A., S t a v a D. J. Assessment of the influence of inlet and afterbody / Nozzle performance on total drag aircraft // AGARD CP-124, 1973, p. 15-1 — 15-28.
21. Aulehla T., Loltter K. Nozzle / airframe interference and integration // AGAR LS-53, 1972, p. 4-1 — 4-25.
22. R u n k e l J. F. Interference Between Exhaust System and Afterbody of Twin — Engine Fuselage Configuration // NASA TND-7525, 1974, 40 p.
23. Kern P. R. A., Paynter G. C., Clark D. R., Dvorak F. A. A review of the status of Computational fluid dynamics (CFD) application to the installation and integration of turbofans and turboprops in subsonic aircraft // AIAA-84-1333, 1984.
24. Godard J. L., Hoheisel H., Rossow C. C., Schmitt V. Investigation of interference effects for different engine positions on a transport aircraft configuration. — В сб.: «Aspects of Engine — Airframe Integration for Transport Aircraft». Proceedings of the DLR Workshop Braunschweig, IEB, DLR-M-96-01, Germany, 1996.
25. Лаврухин Г. Н. Внешнее сопротивление и донное давление хвостовых частей фюзеляжей различной формы // Ученые записки ЦАГИ. 1975. Т. VI, № 3, с. 101 — 111.
26. Лаврухин Г. Н. Донное давление за прямоугольными уступами с различными отношениями высоты к ширине уступа // Ученые записки ЦАГИ. 1970. Т. I, № 2, с. 104 — 106.
27. Лаврухин Г. Н. Донное давление при до- и трансзвуковых скоростях внешнего потока // Труды ЦАГИ. 1978, вып. 1962.
28. Лаврухин Г. Н., Ягудин С. В. Исследование переходных режимов течения в эжекторных соплах от отрывного к автомодельному // Труды ЦАГИ. 1979, вып. 1995.
29. Головина Н. В., Лаврухин Г. Н. Некоторые особенности обтекания осе-симметричных хвостовых частей гондол двигателей дозвуковым потоком // Труды ЦАГИ. 1986, вып. 2333, с. 15 — 25.
30. Лаврухин Г. Н., Головина Н. В. Влияние угла атаки на донное давление за цилиндрическим уступом // Труды ЦАГИ. 1986, вып. 2333, с. 26 — 32.
31. Калачев Е. Н., Лаврухин Г. Н., Попович К. Ф. Исследование обтекания и аэродинамических характеристик плоских несимметричных хвостовых частей двигателей // Ученые записки ЦАГИ. 2007. Т. XXXVIII, № 1 — 2, с. 3 — 15.
32. Головина Н. В., Лаврухин Г. Н. Донное давление трехмерных донных уступов при наличии реактивных струй // Ученые записки ЦАГИ. 2008. Т. XXXIX, № 1 — 2, с. 87 — 91.
33. Алексенцев А. А., Бекурин Д. Б., Власов Е. В., Иноземцев А. А., Лаврухин Г. Н., Падучев А. П., Умпелева О. А. Исследование характеристик сопла ТРДД с регулируемыми шевронами // Ученые записки ЦАГИ. 2009. Т. XL, № 6, с. 14 — 21.
34. Петров В. К., Ромашкин И. К., Кожевникова Г. Я. Силовые установки с двигателями большой степени двухконтурности (по материалам иностранной печати) // Обзор ОНТИ ЦАГИ, № 435, 1973.
35. Лапин В. А., Петров В. К. Некоторые особенности обтекания элементов хвостовых частей ТРДД большой степени двухконтурности (центральное тело, обтекатель газогенератора) // Труды ЦАГИ. 1983, вып. 2209.
36. Czajkowski E. Russian Aeronautical Test Facilities // ANSER Center for International Cooperation VA 22202-3251, 1994.
Рукопись поступила 20/III2013 г.
