Двойная аэродинамическая роль расхода двигателя

Забор реактивного двигателя эволюционировал от простой апертуры, предназначенной для захвата достаточного воздушного потока в высокоинтегрированную аэродинамическую поверхность, которая активно формирует общую оболочку производительности самолета. Ранние турбореактивные двигатели, такие как те, что на Messerschmitt Me 262, полагались на относительно сырые, обращенные вперед отверстия, которые работали достаточно хорошо на скромных дозвуковых скоростях. Сегодня современный впуск должен выполнять сложный балансирующий акт: он должен замедлять и кондиционировать поступающий воздух для вентилятора двигателя или компрессора, одновременно управляя внешними взаимодействиями потока, которые непосредственно влияют на подъем, создаваемый крыльями и полным сопротивлением планера. Тонкая кривизна впускной губы, контур внутреннего диффузора и точное позиционирование впуска по отношению к фюзеляжу или крылу - все аэродинамические переменные, которые пульсируют по всему режиму полета, от вращения взлета до сверхзвуковой тире. Понимание этой двойной роли имеет важное значение для любого дизайнера, стремящегося оптимизировать три

Впускной механизм в основном является энергообменником. Он обменивает кинетическую энергию воздушного потока свободного потока на повышение статического давления до того, как воздух достигнет поверхности компрессора. Эта функция, известная как восстановление давления, является основной внутренней метрикой производительности. Однако процесс замедления воздуха обязательно включает в себя поворот потока, который генерирует внешние поля давления. Эти поля создают силы на впускной губе и капоте, которые регистрируются непосредственно в полярном сопротивление самолета. Одновременно впуск действует как раковина, которая втягивает в конкретную трубку воздуха; несоответствия между областью захвата этой трубки и физической областью выделения входного отверстия производят разлив или аддитивное сопротивление. Внутренний и внешний аэродинамические миры встречаются именно на входной губе, что делает его одной из наиболее тщательно проанализированных областей в любой конструкции самолета.

Восстановление давления и дизайн диффузора

Диффузор — расширяющийся воздуховод внутри впуска, который замедляет поток. Для дозвукового входа питота, работающего при 0,85 Маха, восстановление давления выше 0,98 считается отличным, что означает, что менее 2% от общего давления, доступного в свободном потоке, теряется из-за трения и роста пограничного слоя внутри протока. Геометрия диффузора определяется соотношением площади (площадь AIP / область горла) и длиной; типичные дозвуковые диффузоры имеют отношение площади ниже 6 градусов, чтобы избежать разделения потока. Сверхзвуковые входы сталкиваются с гораздо более крутой проблемой. Нормальная ударная волна, которая замедляет поток от сверхзвуковой до дозвуковой скорости, по своей сути является источником усиления энтропии; для смягчения этого, сверхзвуковые впуски используют серию косых ударных волн, внешних по отношению к губе, за которыми следует более слабый нормальный ударный удар. Это внешнее сжатие резко уменьшает общую потерю давления. Точная геометрия углов рампы и области горла должна быть запланирована с числом Маха, поэтому системы перемен

Управление пограничным слоем и искажение потока

Восстановление высокого давления бесполезно, если поток, доставляемый в двигатель, сильно искажен. Искажение описывает неоднородный общий профиль давления на аэродинамической плоскости интерфейса (AIP), обычно выражаемый как коэффициент искажения в секторе 60 градусов или радиальный дескриптор, такой как коэффициент окружности DC60, вызывающий скачок, который может повредить двигатель. Виновником является воздух пограничного слоя, который является медленным и турбулентным, является основным. Если воздух пограничного слоя находится в толстом пограничном слое фюзеляжа или крыла, этот воздух низкого энергопотребления будет проглатываться, создавая серьезные искажения. Конструкторы борются с этим, используя дивертеры пограничного слоя - физические зазоры между впускным и планером - или пластины сплиттера. F-35, однако, использует безотводный сверхзвуковой впуск (DSI), который заменяет физический разрыв тщательно обработанным ударом по фюзеляжу. Этот удар создает градиент давления, который отталкивает воздух пограничного слоя низкой энергии от впуска, в то время как центральное ядро

Как дизайн впуска влияет на подъём самолетов

Влияние впуска на подъемник выходит за рамки простого создания тяги. Благодаря тщательному размещению впуск может увеличить циркуляцию вокруг крыла. И наоборот, плохо интегрированный впуск может вызвать разделение потока на крыле или горизонтальном хвосте, резко уменьшая максимальный коэффициент подъема и изменяя момент качки самолета. Впуск представляет собой трехмерную обструкцию, которая изменяет местное поле скорости, и это изменение распространяется по плану полета.

Вмешательство Wing-Nacelle и благоприятное вмешательство

На установках подкрыльевых гондол взаимодействие между впускным и крылом является зрелой, но постоянно оптимизированной наукой. Гондола и пилон ускоряют локальный поток на нижней поверхности крыла, эффективно увеличивая местное динамическое давление. Это может привести к благоприятному эффекту интерференции, когда крыло генерирует больше подъема для данного угла атаки, чем то же крыло без гондолы, при условии, что установка чистая. Пилон действует как небольшая торцевая пластина, которая может помочь управлять потоком по шпанге и слегка уменьшить индуцированное сопротивление. Однако, если пик скорости расположен слишком близко к передней кромке крыла, пик скорости может вызвать преждевременное образование удара и разделение пограничного слоя на нижней поверхности крыла, резко увеличивая сопротивление и уменьшая подъем. Это критическая проблема в трансонном режиме. Современные конструкции, такие как Boeing 787 и Airbus A350, используют обширную оптимизацию CFD для позиционирования гондолы точно в поле давления крыла, чтобы максимизировать благоприятные помехи, избегая при этом ударных пенальти. Сам пилон часто закапы

Высокое стреловидное поведение и моменты удара

При высоких углах атаки впуск становится сильным аэродинамическим возмущением. Липа на наветренной стороне видит очень высокий локальный угол падения, ускоряя поток и создавая сильный пик всасывания. Подветренная губа, напротив, испытывает массивное разделение потока. Эта асимметрия генерирует вектор силы на впуске, который может быть разрешен в производные устойчивости и управления самолета. Для самолета с боковыми впусками, отделенный поток от впуска подлокотника может промываться над корнем крыла или хвостом, вызывая внезапное повышение или потерю эффективности лифта. Это было значительной проблемой конструкции для ранних высокоэффективных истребителей, таких как F-14 и МиГ-29. Размещение впуска также влияет на формирование вихрей переднего тела. Впускные отверстия на F-35 или передние расширения на F-18 предназначены для генерации управляемых вихрей, которые питают поток над крылом и хвостом в высокой альфа-системе. Впускной бугорок на F-35 интегрирован непосредственно в эту систему вихря, что способствует генерации вихрей и, таким образом, положительно влияет на вихрь, который слишком далеко

Вклад Drag от вложений в двигатель

Впускной материал является источником паразитного сопротивления, которое должно быть строго сведено к минимуму. В отличие от крыла, которое отменяет индуцированное сопротивление для подъема, сопротивление впуска почти полностью является штрафом. Основными компонентами впускного сопротивления являются драже разлива, аддитивное сопротивление, трение кожи гондолы и сопротивление давления, интерференционное сопротивление на пиронное соединение и, для сверхзвукового самолета, волновое сопротивление от внешней ударной системы. Каждый компонент должен быть тщательно сконструирован для достижения приемлемой аэродинамической эффективности.

Распространяемость и аддитивная драга

Расширительное сопротивление является доминирующим источником сопротивления вне конструкции. Это происходит, когда массовый поток, требуемый двигателем, меньше, чем массовый поток, который естественным образом проходит через область подсветки входа. Избыток воздуха «растекается» вокруг поверхности внешней губы, которая слегка отклоняется назад, что приводит к силе, которая действует против направления полета. Во время взлета и подъема, когда мощность двигателя высока, но скорость полета низка, вход часто немного превышает размер, вызывая значительное сопротивление разлива. В круизе, впускная способность соответствует области подсветки, минимизируя разлив. Присадочное сопротивление представляет собой концепцию, используемую в расчете тяги. В то время как это часто учитывается в расчете тяги, это представляет собой реальный дефицит импульса. Переменные геометрические входы, такие как перевод центральных тел или подвижных пандусов, помогают планировать область захвата, чтобы минимизировать эти штрафы по всей оболочке полета. Система управления впуском Concorde, например, отрегулированная позиция пандуса и разливные двери тысячи раз за полет, чтобы сохранить аддитивное и разливное сопротивление до минимум

Нацеленное трение кожи и волновая драга

Сама гондола генерирует сопротивление трения кожи, которое масштабируется с его влажной областью. Длинная, стройная гондола имеет высокое отношение тонкости (длина / диаметр) и более низкое волновое сопротивление на трансонных скоростях, но более низкое трение кожи. Короткая, широкая гондола имеет более низкое трение кожи, но требует более агрессивной кривизны губы для обработки внепроектного потока, что увеличивает риск разделения. Радиус губы является решающим параметром: резкая губа хороша для сверхзвуковой производительности, но склонна к разделению потока при высоких углах атаки, встречающихся во время взлета и посадки. Тупая губа лучше для низкоскоростного потока, но генерирует больше волнового сопротивления при круизе. Типичная дозвуковая транспортная гондола имеет радиус губы около 5-8% диаметра подсветки. Как самолет приближается к скорости звука, местные сверхзвуковые области формируются на гондоле; прекращение этих областей через ударную волну создает волновое сопротивление. Для дозвукового самолета, распределение области гондолы подчиняется правилу трансонной

Перетаскивание помех на пиротехнических и топливных соединениях

Переход пилон-населя является критической областью для сопротивления помех. Если угол пересечения не тщательно обтекается, могут образовываться угловые вихри, которые не только увеличивают сопротивление, но и могут буферизировать заднюю кромку крыла. Конструкторы используют сложные трехмерные филе и интеграцию в стиле Кученанна, чтобы сгладить переход потока между гондолой и крылом. Эта интеграция настолько важна, что она является одним из основных аэродинамических фокусов любой новой программы транспортного самолета, при этом производители, такие как Boeing и Airbus, тратят тысячи часов на уточнение контура перехода. Для впускных труб, установленных на фюзеляже, интерференционное сопротивление возникает из пересечения впускного капота с фюзеляжем; плохо обтекаемый перекресток может создавать локальный всплеск скорости, который увеличивает как сопротивление, так и искажение. Некоторые конструкции, такие как впуск подбородка F-16, интегрируют впуск непосредственно в нижнюю поверхность фюзеляжа с плавно смешанным губом, который минимизирует помехи. Конструкции ст

Передовые концепции интеграции ввода

Сегодняшний подход к проектированию впуска - это целостная, многодисциплинарная оптимизация, которая объединяет аэродинамику, структуры, материалы, движитель, скрытность и шум. Дни обращения с впуском как изолированным компонентом давно прошли. Впуск теперь полностью интегрирован в общий дизайн с самых ранних концептуальных эскизов.

Сверхзвуковой дизайн и изменяемая геометрия

Сверхзвуковые впуски широко классифицируются на двумерные (2D) и аксисимметричные типы. 2D впуски, используемые на F-15 и F-22, используют плоские пандусы и боковые пластины для генерации наклонных ударных волн; они предлагают относительно простую изменяемую геометрию через шарнирную артикуляцию; Аксисимметричные впуски, такие как на SR-71 и Concorde, используют переводное центральное тело или шип для достижения того же эффекта. Впускной шип SR-71 перемещается вперед и в корму на 26 дюймов, чтобы правильно расположить удары от 0,8 до 3,2 Маха. Оба типа требуют тщательного планирования области горла для поддержания нормального удара по горлу, не вызывая отсева. Современные сверхзвуковые впуски также включают системы кровотока; процент пограничного слоя всасывается через пористые поверхности для предотвращения разделения на пандусах и улучшения восстановления давления. компромисс заключается в том, что кровоточащий воздух должен сбрасываться за борт, что добавляет сопротивление. Впуск F-22 использует

Управление кражей и радаром кросс-секционного управления

Вентилятор или компрессорная поверхность являются основным фактором, способствующим сечению радара самолета (RCS). Вентилятор или компрессорная поверхность является сильным радиолокационным отражателем, и любая внешняя геометрия впуска может создавать угловые отражатели. Конструкции стелс-проектов направлены на это с использованием серпантинных воздуховодов, которые блокируют прямую линию зрения на поверхность двигателя, покрытие радиолокационно-абсорбирующим материалом (RAM) на поверхности воздуховода и тщательно сформированные губы и расщеплители, которые минимизируют дифракцию края. Впуск F-117 использовал экран сетки, чтобы скрыть лицо двигателя, но это ввело значительную общую потерю давления и сопротивление. Современные самолеты-невидимки, такие как F-35 и F-22, используют S-образные воздуховоды с внутренними лопатками и лайнерами RAM. Бесдивертерный сверхзвуковой вход (DSI) не только управляет пограничными слоями, но и уменьшает RCS, устраняя полость, образованную пластиной расщеплителя

Проглатывание пограничного слоя и интеграция с будущим движением

Следующим рубежом в конструкции впуска является проглатывание пограничного слоя (BLI). Помещая впуск непосредственно в пограничный слой фюзеляжа, самолет может повторно активизировать медленно движущийся след, уменьшая общий дефицит импульса и, следовательно, сопротивление самолета. Эта концепция является центральной для конфигураций крыла смешанного крыла и скошенного крыла, изучаемых НАСА и отраслевыми партнерами. Концепция NASA STARC-ABL устанавливает электрический двигатель на хвостовом конусе, который поглощает пограничный слой фюзеляжа. Задача для впуска BLI заключается в управлении серьезными искажениями, вызванными неоднородным общим профилем давления пограничного слоя. Вентилятор должен быть спроектирован для эффективной работы в этих непрерывно изменяющихся условиях, и вентилятор должен быть сформирован для минимизации потерь взаимодействия. Это требует тесной связи конструкции впуска с конструкцией вентилятора, размывая линию между сверхзвуковыми впусками и технологией DSI в управлении искажениями и пограничными слоями. Кроме того, распределенные электрические вентиляторы предлагают несколько небольших вентиляторов BLI, встроенных в

Заключение

Впуск реактивного двигателя является критическим аэродинамическим компонентом, влияние которого выходит далеко за рамки его основной функции подачи воздуха в двигатель. Благодаря его влиянию на локальные поля скорости, позиционирование ударной волны и управление пограничным слоем, впуск непосредственно формирует распределение подъема и наращивание сопротивления всего самолета. Хорошо интегрированный впуск способствует благоприятному соотношению подъема к драгу и стабильным летным характеристикам по всей оболочке. Плохо интегрированный вводит паразитическое сопротивление, снижает эффективность двигателя и может поставить под угрозу безопасность посредством искажений, вызванных каскадами или неблагоприятными эффектами стабильности. Поскольку конструкция самолета движется к более плотно интегрированным конфигурациям, таким как поглощение пограничного слоя, распределенная электрическая тяга и высокосуперзвуковой или гиперзвуковой полет, впуск будет продолжать оставаться центральным фокусом аэродинамических инноваций. Дизайнеры должны сочетать глубокое физическое понимание с передовыми вычислительными инструментами - CFD, прилегающая оптимизация, электромагнитные и аэроакустические средства - для создания впусков, которые удовлетворяют растущему списку противоречивых требований. Впуск