Проблемы интеграции двигателя в компоновке дозвуковых пассажирских самолетов

• Автор: Уджуху, Аслан Юсуфович
• Шифр специальности: 05.07.02
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2010
• Место защиты: Жуковский
• Количество страниц: 157 с. : ил.

Содержание
Введение

Глава 1 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ДВИЖИТЕЛЯ С

ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

1.1 Эффективная тяга и эффективный КПД

1.2 Импульсная теория аэродинамической интерференции движителя

с элементами компоновки самолета

1.3 Влияние сжимаемости на эффекты интерференции

1.4 Преимущества расположения движителя в вязком аэродинамическом следе за телом

Глава 2 МЕТОД РАСЧЕТА ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ТЕЛА

В ПРИСУТСТВИИ СТРУИ ДВИЖИТЕЛЯ
2.1 Интегральные соотношения пограничного слоя
2.2 Определение сил давления, обусловленных вытесняющим
действием пограничного слоя
2.3 Методы расчета ламинарного и турбулентного пограничного слоя
2.4 Определение профильного сопротивления тела
2.5 Расчет поля скоростей, создаваемого движителем и определение профильного сопротивления тела в присутствии струи
Глава 3 ПРИМЕРЫ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИЖИТЕЛЯ С ЭЛЕМЕНТАМИ КОМПОНОВКИ ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА .%
3.1 Определение геометрической формы мотогондолы, обеспечивающей наибольший эффективный КПД системы винт-мотогондола
3.1.1 Метод оценки КПД соосного винта
3.1.2 Влияние торможения потока на эффективность работы
винта
3.1.3 Аэродинамическое сопротивление мотогондолы
3.1.4 Выбор оптимального диаметра миделя мотогондолы с толкающим соосным винтовентилятором
3.2 Влияние поджатия хвостовой части фюзеляжа на эффективный КПД системы винт-фюзеляж
3.2.1 Характеристики соосного винта в системе с фюзеляжем
3.2.2 Улучшение характеристик силовой установки
3.3 Влияние отбора пограничного слоя фюзеляжа на эффективность ТРДД с различной степенью двухконтурности
3.3.1 Оценка увеличения полетного КПД
3.3.2 Влияние потерь полного давления на термический КПД двигателя
3.3.3 Рациональная схема силовой установки с отбором пограничного слоя

Глава 4 ВЛИЯНИЕ НА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИЖИГАЛЯ С ЭЛЕМЕНТАМИ
КОМПОНОВКИ
4Л Структура комплексной программы расчета летно-технических характеристик и оптимизации основных параметров
пассажирского самолета
4 Л Л Метод оптимизации траектории и расчет дальности полета
4.1.2 Методы расчета крейсерской поляры самолета и интерполяции ВСХ и ДХ силовой установки
4.1.3 Метод расчета взлетно-посадочных характеристик
4.1.4 Методы расчета весовых характеристик
4 Л .5 Определение взлетного веса самолета, обеспечивающего заданную дальность полета
4.2 Оценка эффекта от поджатая хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета с силовой установкой с ТВВД
4.3 Оценка эффекта применения на пассажирском самолете интегрированной силовой установки с отбором пограничного слоя фюзеляжа
Заключение
Источники с изложением основных положений диссертации
Список использованных источников
Рисунки

ВВЕДЕНИЕ
Обзор проблем и работ по теме. Проектирование перспективных магистральных самолетов, как правило, включает в себя оптимизацию основных параметров самолета для достижения наилучших показателей технического совершенства. Глубина проработки проекта и обоснованность принимаемых технических решений во многом зависят от качества используемых расчетных методов. В частности, проблема достижения высокой топливной эффективности магистральных самолетов не может успешно решаться без детального анализа и минимизации всех составляющих аэродинамического сопротивления. Важное место в этом анализе занимают к задачи определения дополнительного сопротивления, обусловленного взаимной интерференцией элементов планера и силовой установки. Тщательное изучение этих вопросов с привлечением расчетных методов позволяет отыскать некоторые дополнительные возможности в повышении эффективности самолета. Например, известны случаи, когда анализ условий обтекания и последующая оптимизация формы поверхности крыла, пилона и мотогондолы приводили к заметному увеличению крейсерского аэродинамического качества самолета [40]—[42].
По-прежнему не утратили актуальность вопросы аэродинамического расчета самолетов с винтовентиляторными силовыми установками. В России были разработаны проекты самолетов подобного типа — высокоэкономичные самолеты Ту-334 II и Як-46 с турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), фирма Боинг проводила разработку самолета В-717 с ТВВД ОЕ-36. Основным преимуществом двигателей с открытыми винтовентиляторами является малый расход топлива, достигаемый за счет высокого полетного КПД винтовентиляторов. Методы определения аэродинамических характеристик воздушных винтов и способы оптимизации их основных геометрических параметров довольно хорошо проработаны. Существуют расчетные и экспериментальные методы, которые позволяют проводить аэродинамическое проектирование винтов, обеспечивающее оптимизацию распределения

ХдирижабляхУ]. В этом и состоит преимущество расположения движителя в аэродинамическом следе. Для преодоления того же сопротивления двигателю нужно вырабатывать меньшую мощность. Величину, определяемую по формуле (1.35), можно назвать коэффициентом восстановления потерянного импульса. Выше было показано, что при моделировании следа ступенчатым профилем скорости наименьшее значение скорости составляет У 2 = 1/2 . Если подставить это значение скорости в формулу (1.35), получим, что наибольшее значение коэффициента восстановления при ступенчатом профиле скорости будет равно т]=4/3. Ясно, что ступенчатый профиль скорости является достаточно грубым приближением реального распределения скоростей в вязком следе. В работе [51] показано, что в общем случае формула (1.35) будет иметь следующий вид:
г| = — , (1.37)
1 + К
где К является отношением толщины потери энергии к толщине потери импульса. Формула (1.37) получена в предположении, что движитель поглощает весь аэродинамический след. На рисунке 1.11 приведены расчетные и экспериментальные зависимости [55] (получены по данным измерения параметров следа за изолированными профилями и профилями в составе решетки) величины К от значения формпараметра Н, являющегося отношением толщины вытеснения и толщины потери импульса. Приведенные данные показывают, что при значениях формпараметра Н > 2.4 значение параметра К стремится к 0,5, и, следовательно, формула (1.37) также дает максимальное значение коэффициента восстановления потерянного импульса близкое к 4/3.
Важной является проблема определения оптимальных габаритов движителя, находящегося в пограничном слое. В работе [25] решена задача определения оптимальной доли пограничного слоя, отбираемого в двигатель. Показано, что если профиль скорости в пограничном слое подчиняется степенному закону, то наилучшие габариты движителя, работающего в режиме уравновешивания сопротивления фюзеляжа, обеспечивают расход,