С. В. Пахомов, А. М. Сафарбаков

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА ИРКУТСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ПУТЕЙ СООБЩЕНИЯ

С.В. Пахомов, А.М. Сафарбаков

МЕТОДЫ И СР ЕДСТВА З АЩИ ТЫ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ОТ ПОПАДАНИЯ ПОСТОРОННИХ ПР ЕДМЕТОВ Часть 2

ИРКУТСК 2011

УДК 629.7.08 ББК 39.55 П 21 Рецензенты: доктор технических наук, профессор А.А. Пыхалов (ИрГУПС) кандидат технических наук, доцент С.Л. Алесковский (ИрГУПС)

Пахомов С.В., Сафарбаков А.М. П 21 Методы и средства защиты газотурбинных двигателей воздушных судов от попадания посторонних предметов. – Ч. 2 – Иркутск : ИрГУПС, 2011. – 156 с. ISBN 978-5-98710-155-1

В монографии рассмотрены основные направления защиты двигателей от посторонних предметов, эффективности их применения. Исследованы конструктивные направления по предотвращению попадания посторонних предметов во входные устройства двигателей при разработке и совершенствовании средств борьбы с вихревыми шнурами в виде наземных защитных устройств и путем универсальных бортовых защитных устройств заградительного и колебательного типа. Разработаны средства борьбы путем совершенствования их входных каналов и определения рациональной компоновки силовых установок на летательных аппаратах. Предложены конструктивные решения средств защиты воздухозаборников от попадания посторонних предметов, а также эффективные рациональные формы входных устройств по борьбе с вихреобразованием потока для новых воздушных судов. Монография рассчитана на специалистов в области газовой динамики и аэромеханики, а также аспирантов и студентов соответствующего профиля. Ил. 204. Табл. 5. Библиогр. 62 назв. УДК 629.7.08 ББК 39.55

ISBN 978-5-98710-155-1

© С.В.Пахомов, А.М.Сафарбаков, 2011 © Иркутский государственный университет путей сообщения, 2011

2

СОДЕРЖАНИЕ Обозначения и сокращения………………………………………………………….. ПРЕДИСЛОВИЕ……………………………………………………………………... ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………………… Глава 3. ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗРАБОТКА БОРТОВЫХ СРЕДСТВ БОРЬБЫ С ВИХРЕВЫМИ ШНУРАМИ НА ВХОДЕ В ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ……………………………....……………. 3.1. Универсальные бортовые защитные устройства заградительного и колебательного типа для борьбы с вихревыми шнурами…………………... 3.1.1. Выбор экспериментального метода исследования……………... 3.1.2. Экспериментальная установка……………………………………. 3.1.3. Методика проведения экспериментальных исследований…….. 3.1.4. Результаты исследования…………………………………………. 3.1.5. Технические решения по борьбе с вихревыми шнурами путем применения универсальных бортовых защитных устройств заградительного и колебательного типа …………………………………... 3.1.5.1. Устройство-1 защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов…………………………………. 3.1.5.2. Устройство-2 защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов…………………………………. 3.1.5.3. Устройство-3 защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов…………………………………. 3.1.5.4. Устройство-4 защиты двигателя от попадания посторонних предметов…………………………………………………. 3.1.5.5. Устройство-5 защиты от попадания посторонних предметов…………………………………......................... 3.1.5.6. Устройство-6 защиты от попадания посторонних предметов…………………………………………………. 3.1.5.7. Устройство-7 защиты от попадания посторонних предметов…. 3.1.5.8. Устройство-8 защиты от попадания посторонних предметов…. 3.1.5.9. Устройство-9 защиты от попадания посторонних предметов…. 3.1.5.10. Устройство-10 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.11. Устройство-11 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.12. Устройство-12 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.13. Устройство-13 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.14. Устройство-14 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.15. Устройство-15 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.16. Устройство-16 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.17. Устройство-17 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.18. Устройство-18 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.19. Устройство-19 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.20. Устройство-20 защиты от попадания посторонних предметов.. 3.1.5.21. Устройство-21 защиты от попадания посторонних предметов.. Глава 4. ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗРАБОТКА СРЕДСТВ, ПРЕПЯТСТВУЮЩИХ ПОПАДАНИЮ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ ВО ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ…………………... 4.1. Средства, препятствующие попаданию посторонних предметов во входные устройства путем совершенствования их входных каналов……... 4.1.1. Выбор экспериментального метода исследования……………...

3

5 7 9

13 13 14 14 15 19

30 31 31 37 40 43 46 47 49 51 52 54 56 58 60 61 63 64 66 69 71 72

93 93 93

4.1.2. Экспериментальная установка……………………………………. 4.1.3. Методика проведения экспериментальных исследований…….. 4.1.4. Результаты исследования…………………………………………. 4.1.4.1. Определение скоростей V Г для входного устройства квадратного сечения со скосом…………... 4.1.4.2. Определение скоростей V Г для входного устройства квадратного сечения без скоса…………… 4.1.4.3. Определение скоростей V Г для входного устройства круглого сечения……………………………… 4.1.4.4. Определение скоростей V Г для входного устройства полукруглого сечения с губой, поднятой вверх……………………. 4.1.4.5. Определение скоростей V Г для входного устройства полукруглого сечения с губой, опущенной вниз…………………... 4.1.4.6. Определение скоростей V Г для входного устройства ромбовидного сечения…………………………………………………….. 4.1.4.7. Определение скоростей VГ при изменении коэффициента АВХ для воздухозаборника…………………………….. 4.1.4.8. Определение интенсивности вихревого засасывания воздухозаборниками различных форм…………………………………. 4.2. Средства, препятствующие попаданию посторонних предметов во входные устройства путем определения рациональной компоновки силовой установки на воздушном судне………………………………………. 4.2.1. Границы изучаемой системы………………………………………… 4.2.2. Выбор критерия, характеризующего эффективность системы……. 4.2.3. Выбор независимых переменных……………………………………. 4.2.4. Модель, отражающая взаимосвязи между переменными………….. 4.2.5. Результаты экспериментальных исследований……………………... 4.2.5.1. Исследование влияния высоты и ширины входного сечения воздухозаборника прямоугольной формы на интенсивность вихревых течений…………………………………... 4.2.5.2. Результаты экспериментальных исследований при постоянной площади входного сечения…………………………... 4.2.5.3. Результаты экспериментальных исследований влияния планера воздушного судна на величину максимальной горизонтальной скорости………………………………. 4.2.5.4. Выбор рациональной формы и компоновки входного устройства при его подфюзеляжном расположении………. 4.2.5.5. Оценка эффективности предложенных мероприятий………... ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………………………………………………………………. БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК....………………………………………….

4

93 93 94 94 98 101 104 107 108 111 120

123 123 124 125 126 136

136 138

143 144 147 150 152

Обозначения и сокращения БЗУ БСЗ БУЗ ВВС ВЗ ВПП ВС ВРД ВУ ГТД ГТ ДСД ЛА МГА ОК ОКС ПП РД РТ СУ АиВ Авх=А/В bН и bП

с Dэкв d Gв tКВ

FВХ H

H= h

М

H Dэкв

– бортовое защитное устройство – бортовая системы защиты – бортовое устройство защиты – Военно-воздушные силы – воздухозаборник – взлетно-посадочная полоса – воздушное судно – воздушно-реактивный двигатель – входное устройство – газотурбинный двигатель – газовая турбина – досрочное снятие двигателей с эксплуатации – летательный аппарат – метод газогидравлической аналогии – осевой компрессор – основная камера сгорания – посторонние предметы – рулежная дорожка – рабочее тело – силовая установка – высота и ширина ВУ соответственно, м – коэффициент, учитывающий компоновочную схему и форму воздухозаборника, ед. – относительная ширина нижней панели, ед. – расстояние от задней кромки панели до передней кромки ВУ, м – эквивалентный диаметр входа во ВУ, м – расстояние перемещения нижней панели, м – секундный массовый расход воздуха через двигатель, кг/с – время существования вихря (вихрей) от момента его образования перед моделью ВУ до момента его исчезновения, с – площадь входа в ВУ, нормальная к каналу тока, м2 – высота расположения передней кромки ВЗ над экраном, м – относительная высота передней кромки ВЗ над экраном, ед. – относительная высота расположения чувствительного элемента прибора термоанемометра ТТМ-2 от поверхности экрана, ед. – число Маха, ед. 5

Re Fr Eu Sh Pr Nu VГ V Г MAX

K ППП

DКу к

L _

L

DL

lН и lП

lВ lН Т g a p = 3,14…

Р(А) D

l

– число Рейнольдса, ед. – число Фруда, ед. – число Эйлера, ед. – число Струхаля, ед. – число Прандтля, ед. – число Нуссельта, ед. – скорость ветра у поверхности раздела сред, м/с – максимальная горизонтальная скорость у поверхности раздела сред, м/с – коэффициент попадания ПП в канал ВУ при выдвижении панели, ед. – запас газодинамической устойчивости компрессора (ГТД), % – относительный коэффициент соотношения панелей, ед. – ширина миделевого сечения ВУ, м – относительное расстояние от точки замера до нулевой координаты, ед. – относительное расстояние между точками замера, ед. – относительная длина нижней панели от передней кромки ВУ, ед. – расстояние от передней верхней кромки ВУ до передней верхней кромки панели, м – расстояние от передней нижней кромки ВУ до передней нижней кромки панели, м – период колебания нижней панели, с – угол соединения панелей, ед. – угол колебания нижней панели, град. – тригонометрическая константа, ед. – частота попадания ПП в канал ВУ, ед. – относительное смещение входного сечения ВУ относительно передней кромки крыла, ед. – относительная длина выдвижной панели, ед.

6

ПРЕДИСЛОВИЕ Опыт эксплуатации воздушных судов четвертого поколения свидетельствует о вероятности возникновения попадания посторонних предметов с поверхности аэродрома во входное устройство. Повреждения элементов проточной части силовой установки (забоины, вырывы, загибы рабочих лопаток) приводят к преждевременному съему двигателя с эксплуатации, материальным и значительным экономическим потерям. Согласно статистическим данным, высокий уровень преждевременного съема двигателей из-за попадания посторонних предметов обусловлен условиями эксплуатации и содержания взлетно-посадочных полос, а также прилегающей к ним территории. В последние годы произошло множество авиационных инцидентов вследствие разрушения участков искусственного покрытия. Можно отметить также общее неудовлетворительное состояние аэродромной сети, где в ремонте нуждаются 80 % аэродромов, и природно-климатические особенности, связанные с расположением территории России от арктического до субтропического климатических поясов. Анализ работ И.А. Розенфельд, А.И. Евдокимова, В.И. Плужникова, Н.В. Даниленко и др. показывает, что одной из основных причин попадания посторонних предметов в канал силовой является воздействие вихревого потока (до 10 – 15 %), возникающего между входом в воздухозаборник и поверхностью аэродрома (раздела сред). При этом отмечается, что до 76 % авиадвигателей повреждаются преимущественно посторонними предметами различных форм и размеров – это могут быть заполнители швов, бетонная крошка и осколки щебня диаметром до 3 мм, реже от 20 до 50 мм, песок и т.д., – попавшими в их газовоздушный тракт с поверхности аэродрома. В 1-й части монографии отмечалось, что на воздушных судах четвертого поколения установлены сверхзвуковые воздухозаборники с косым расположением плоскости входа, а также конструктивные средства защиты от попадания посторонних предметов. Статистические данные свидетельствуют, что по причине попадания посторонних предметов в тракт силовой установки было снято и снимается в настоящее время большое количество авиадвигателей. Это объясняется тем, что на боевых воздушных судах установлены авиационные двигатели, имеющие повышенный расход воздуха, а воздухозаборники под фюзеляжем или крылом самолета расположены близко к поверхности аэродрома, и, кроме того, использование конструктивных средств защиты от попадания посторонних предметов с поверхности аэродрома недостаточно эффективно. Для того, чтобы сохранить высокий уровень показателей надежности, необходимо внедрение конструктивных мероприятий по защите авиационных двигателей от попадания посторонних предметов на этапе руления боевого воздушного судна к месту взлета. Рассмотренные в 1-й части монографии новые наземные средства защиты от попадания посторонних предметов позволяют с высокой эффективностью 7

осуществлять уменьшение интенсивности вихревых течений под воздухозаборниками воздушных судов при отработке их силовых установок на газовочной площадке, в боксах, в обвалованиях. Это ведет и к уменьшению вероятности попадания посторонних предметов. Однако они не влияют на вихреобразование под воздухозаборниками при рулении воздушного судна по рулежным дорожкам и взлетно-посадочной полосе аэродрома и при взлете (посадке). Во 2-й части монографии рассматриваются новые методы борьбы с вихреобразованием на всех режимах работы силовых установок воздушных судов и: – универсальные бортовые защитные устройства заградительного и колебательного типа для борьбы с вихревыми шнурами; – средства, препятствующие попаданию посторонних предметов во входные устройства путем совершенствования их входных каналов; – средства, препятствующие попаданию посторонних предметов во входные устройства путем определения рациональной компоновки силовой установки на воздушном судне. Под универсальными бортовыми защитными устройствами в монографии понимаются средства (системы защиты, защитные устройства), расположенные на входе в воздухозаборники, способные уменьшать интенсивность вихреобразования на их входах и попадания посторонних предметов в тракт авиационных двигателей на всех режимах работы силовых установок на земле. Сказанное выше во 2-й части является предметом исследования настоящей работы. Работа выполнена, как указывалось в 1-й части монографии, ранее сотрудниками Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища (военного института), а в настоящее время сотрудниками Иркутского государственного университета путей сообщения, инициативно работающими в теме вихреобразования более 25 последних лет. Результаты исследований изложены в форме, доступной не только для специалистов с высшим образованием, но и для студентов и школьников старших классов. Авторы выражают огромную благодарность в предоставлении материалов исследований Н.В. Даниленко, А.К. Айсину, А.А. Ачекину, а также в подготовке и обработке результатов исследований, оформлении рукописи монографии О.С. Мейер, А.С. Пахомовой.

8

ВВЕДЕНИЕ В 1-й части монографии было отмечено, что появление реактивной авиации породило проблему вихреобразования – потока перед воздухозаборниками силовых установок (СУ) с газотурбинными двигателями (ГТД) при работе их на аэродроме на повышенных и форсажных режимах. Сказано также, что в процессе совершенствования ГТД (увеличения их реактивной тяги) активность вихревого движения потока перед воздухозаборниками СУ воздушных судов (ВС) при работе двигателей на аэродроме возрастает. Для анализа состояния досрочного снятия двигателей (ДСД) по причине попадания в проточную часть ГТД посторонних предметов (ПП) обратимся к кратко изложенной физике засасывания их во входное устройство (ВУ) при наличии вихревого шнура перед воздухозаборником. Вихревой шнур (рис. 1), образовавшийся перед воздухозаборником при работе ГТД на аэродроме на повышенных режимах, вызывает дополнительное окружное увеличение местной скорости потока у поверхности аэродрома (рис. 2). ПП, оставшиеся на аэродроме после его уборки и попавшие в зону действия вихревого шнура, страгиваются возросшим скоростным напором с места, подскакивают и увлекаются засасываемым потоком воздуха внутрь СУ. Ударяясь на большой скорости об элементы проточной части и о рабочие лопатки компрессора, ПП наносят на их теле забоины и другие повреждения. При за- Рис. 1. Вихревой шнур перед воздухозаборником Ту-22М3 (фото А.С. Салтыкова) боинах, превышающих нормы, установленные инструкцией по технической эксплуатации и другими нормативными документами, авиационные ГТД досрочно снимаются с технической эксплуатации. Опыт эксплуатации самолетов в частях Военно-воздушных сил (ВВС) показал, что на границе 80 – 90-х годов прошлого века наблюдался достаточно высокий уровень ДСД по причине ПП, попавших в тракт ГТД. Это обусловлено следующими обстоятельствами: 9

А

А

а

ВУ

Г

ВУ Vr

А

(увеличено)

Vr

Мним. сток

а

Vt

Мним. сток

VS> Vr а

Vr

б

А

Г

Рис. 2. Схема вихревого (Г > 0) движения потока у поверхности аэродрома перед воздухозаборником современного истребителя (фото Internet) при работе ГТД на аэродроме: А – контур, охватывающий исследуемую зону вблизи воздухозаборника; а – безвихревое течение забираемого потока; б – вихревое течение потока

10

1. С развалом СССР на этапе строительства новой России существенно снизилось бюджетное финансирование армии. Средств, выделяемых частям ВВС, оказалось недостаточно для качественного обслуживания аэродромных покрытий и ВС в процессе их эксплуатации на аэродроме. 2. С появлением новых ВС возросла интенсивность вихревых шнуров. Это обусловлено не только ростом тяги ТРДД, но и увеличением степени двухконтурности. Расход воздуха через воздухозаборники СУ ВС с двухконтурными двигателями увеличился и стал исчисляться не десятками, а сотнями килограммов в секунду. Возрос собирательный эффект ВУ. Следовательно, увеличилась циркуляция (рис. 2 б) вихревых шнуров перед воздухозаборниками при работе двухконтурных двигателей на аэродроме. Одновременно с уменьшением высоты расположения ВУ над поверхностью аэродрома и увеличением диаметра их входа возросло интерференционное вихреобразование, обусловленное взаимодействием ВУ с аэродромом через воздушную среду. На смену одиночным вихревым шнурам пришли парные вихревые шнуры, что определило рост ПП, попавших в тракт ТРДД. 3. Увольнение в запас опытных и высоконравственных специалистов из ВВС снизило культуру технического обслуживания авиационной техники и аэродромов. Это также сказалось на росте числа ДСД с эксплуатации. Существовал ряд других второстепенных причин повышения ДСД. Решение проблемы уменьшения ДСД по причине попадания на вход в СУ ПП посредством установки специальных бортовых средств защиты (Су-27, Миг-29 и их модификации) особых положительных результатов не принесло. Для самолетов четвертого поколения, оборудованных бортовыми специальными средствами защиты от ПП, уровень ДСД оказался такой же, как у самолетов предыдущего поколения. Проблема сохранилась и не потеряла свою актуальность ныне. Таким образом, задача о снижении количества ДСД по причине попадания ПП в тракт ГТД в настоящее время является достаточно актуальной. Данную задачу можно решать несколькими путями: – постановкой на борт ВС эффективного бортового защитного устройства (БЗУ), предотвращающего попадание ПП в тракт ГТД; – соблюдением технологической дисциплины инженерно-техническим составом при выполнении видов работ на ВС; – улучшением качества бетонного покрытия рулежных дорожек (РД) и взлетно-посадочных полос (ВПП) аэродрома; – выбором наиболее рациональной формы ВУ и компоновкой СУ на ВС, позволяющей минимизировать интенсивность вихревых течений на поверхности аэродрома. Следует отметить, что решить данную задачу можно только комплексными мерами. До сих пор конструкторы не смогли создать такие БЗУ, которые бы в полной мере смогли защитить ГТД от попадания ПП. В 11

условиях больших температурных перепадов в дневное и ночное время на бетоне при любых обстоятельствах будут появляться трещины, и на нем будут появляться ПП. Поэтому одним из наиболее эффективных способов снижения количества попаданий ПП является применение эффективных универсальных БЗУ и выбор формы входного сечения воздухозаборника, а также рационального размещения СУ на самолете. Наиболее остро данная проблема стоит для современных боевых истребителей, так как на них устанавливаются мощные двигатели, ВУ расположены близко к поверхности аэродрома и имеют ковшовый тип, доступ воздуха с верхней полусферы ограничивается элементами конструкции планера. В 1-й части монографии отмечалось, что проблема ДСД по причине попадания ПП существует не только в России, но и за рубежом. По данным других авторов, в 1994 г. в ВВС Англии снято 129 двигателей. Потери составили 100 млн долларов. В США потери 23 авиакомпаний на восстановительный ремонт ДСД по причине попадания ПП в течение трех лет составили 72 млн долларов. Анализ работ, посвященных попаданию ПП в тракт двигателя, показывает, что исследователи разделились по направлениям: 1. Изучение механизма попадания ПП в тракт двигателя [6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16]. 2. Исследование влияния структуры потока перед ВУ на интенсивность попадания ПП в тракт двигателя [2, 3, 17, 18, 19, 20, 21, 22]. 3. Исследование разновидностей структуры потока перед ВУ для подготовки данных к расчетам движения ПП в тракт работающего двигателя [23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30, 31]. 4. Исследование потока под ВУ и разработка защитных мероприятий [2, 3, 4, 5, 32, 33]. Как указывалось в 1-й части монографии, существует множество разработанных математических моделей течений потока под ВУ и на его входе, а также конструктивных решений, направленных на борьбу с вихревыми течениями на входе в ВУ. Они в полной мере не позволяют вести борьбу с засасыванием ПП в тракт СУ, так как почти все имеют свои положительные и отрицательные моменты. Универсальных устройств защиты и систем практически нет. Поэтому в настоящее время огромное количество авиадвигателей продолжает досрочно сниматься с эксплуатации, не выработав свой ресурс, из-за повреждений в первую очередь лопаток осевого компрессора и, далее, элементов основной камеры сгорания и лопаток газовой турбины от попадания ПП. В силу прямой зависимости числа досрочно снятых ГТД с эксплуатации от интенсивности вихреобразования потока перед ВУ при работе ГТД на аэродроме, актуальность исследований указанного вихреобразования не снята до настоящего времени с повестки дня многих научных, учебных учреждений и организаций. 12

Глава 3 ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗРАБОТКА БОРТОВЫХ СРЕДСТВ БОРЬБЫ С ВИХРЕВЫМИ ШНУРАМИ НА ВХОДЕ В ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ 3.1. Универсальные бортовые защитные устройства заградительного и колебательного типа для борьбы с вихревыми шнурами Рассмотрим направление по предотвращению попадания ПП в ВУ ГТД путем разработки новых средств борьбы с вихревыми шнурами, а именно, универсальных бортовых защитных устройств (БЗУ) заградительного и колебательного типа. Из анализа поведения вихревых течений под воздухозаборниками ВС и свойств вихревых шнуров следует, что один из концов вихря перед воздухозаборником замыкается на поверхность аэродрома, фюзеляжа или воды для гидросамолета, а второй его конец обязательно входит в воздухозаборник и замыкается на ОК ГТД (рис. 3.1). Опасной, с точки зрения уменьшения запаса газодинамической устойчивости ОК ГТД, является та часть вихревого шнура воздухозаборника, которая замыкается на вход в ОК. С точки зрения перемещения под воздухозаборником по поверхности аэродрома ПП и засасывания их в проточную часть ГТД опасна часть вихря, замыкающаяся на поверхность аэродрома. Таким образом, две выявленные проблемы могут Рис. 3.1. Вихрь под СУ самолета F-16 быть решены установкой перед воздухозаборником универсальных БЗУ заградительного и колебательного типа в виде отсекающей аэродинамической поверхности. Наличие на входе в воздухозаборник отсекающей аэродинамической поверхности при правильном подборе ее геометрических параметров и формы позволяет: – замыкать вихревые шнуры перед воздухозаборником на введенную в засасываемый поток отсекающую аэродинамическую поверхность. Тогда за отсекающей поверхностью внутри воздухозаборника вихревых шнуров не существует; – размывать поток, сходившийся ранее к точке и линии мнимого стока, по проекции на экран внешнего контура введенной отсекающей аэро13

динамической поверхности. Следовательно, уменьшается плотность циркуляции «g» у экрана перед воздухозаборником и интенсивность его вихревого движения; – уменьшать скорость, индуцируемую размытым вихревым шнуром, поэтому снижать страгивание с места ПП на поверхности аэродрома и попадание их в проточную часть ГТД. 3.1.1. Выбор экспериментального метода исследования Как отмечалось в пп. 2.1.1 [34], существует множество способов экспериментальных исследований по проблеме исследования вихревых течений потока под и на входе в воздухозаборные каналы. Но в качестве базового способа проведения экспериментальных исследований был выбран МГА [6, 10]. 3.1.2. Экспериментальная установка Схема экспериментальной установки разработана на базе установки (см. пп. 2.2.2 [34]) и представлена на рис. 3.2. Установка включает в себя те же самые центробежный компрессор 1, электродвигатель 2, приводящий во вращение центробежный компрессор 1, магистрали всасывания 10 и магистрали нагнетания 11 воздуха, систему заслонок 7, 8 и 9, позволяющих перекрывать доступ воздуха к компрессору 1. В магистрали всасывания 10 устанавливаются модели ВУ 3 и 4. Под моделями ВУ устанавливалась поверхность раздела сред 5, имитирующая поверхность аэродрома. В магистрали всасывания 10 находились заслонки 7 и 8, позволяющие перекрывать доступ воздуха к двум моделям ВУ, в случае, если исследуется работа этих ВУ. 6 1

11

10 9

7, 8 3, 4

2

5

Рис. 3.1. Схема экспериментальной установки в плане

14

С внешней стороны установки находятся пульт запуска центробежного компрессора 1 и блок U-образных дифференциальных манометров 6, позволяющих проводить замеры скорости в канале исследуемого ВУ 3 и 4. Поверхность раздела сред 5 представляла собой стеклянную поверхность, снабженную снизу светотехническим оборудованием. На стеклянную поверхность была нанесена координатная сетка, позволяющая совместно со светотехническим оборудованием фиксировать места зарождения, развития и разрушения вихревых структур. Для лучшей визуализации вихревых структур на стеклянную поверхность равномерным слоем наносилась подкрашенная вода. Таким образом, в местах существования вихревых шнуров на водной поверхности возникают места уплотнений, которые могут фиксироваться фотоаппаратом или видеокамерой. Для обеспечения легкого запуска компрессора 1 заслонки 7, 8 и 9 были закрыты. Это позволяло перекрыть поступление воздуха в рабочую часть центробежного компрессора 1 при запуске, тем самым уменьшить потребную работу для раскрутки крыльчатки и уменьшить заброс силы тока на начальном этапе раскрутки ротора. Измерение скорости воздушного потока на поверхности раздела сред 5 производилось термоанемометром. При замерах каждой скорости потока соответствовало свое значение силы тока. Далее значения силы тока переводились в скорость воздушного потока. Установка позволяла проводить газодинамические исследования потока на входе в ВУ. 3.1.3. Методика проведения экспериментальных исследований Как и в пп. 2.2.3 [34], для получения достоверных результатов по экспериментальным исследованиям и обработке их результатов были выполнены требования выбора допущений и граничных условий, теории подобия, обработки результатов эксперимента и к методике проведения эксперимента. Хочется отметить, что многие из требований аналогичны, как и ранее рассмотренные. Требования по выбору допущений и граничных условий. В связи со сложностью задачи, которая не может быть решена в настоящее время теоретически с достаточной точностью, для надежности инженерных решений эксперименты проводились на модели ВУ, воспроизводящей натурный объект в уменьшенном масштабе. В качестве базового способа проведения исследований был выбран метод с использованием воздуха в качестве рабочего тела (РТ). Объектом исследования выбрана модель изолированного ВУ без модели самолета. Это допустимо, если ВУ на ВС расположены в его нижней части и на них не оказывают влияние другие элементы ВС. Выход газа через реактивное сопло не моделировался. 15

Поверхность раздела сред выполнена с учетом невлияния его торцевых кромок на течение потока в районе ВУ. Для ПП требования теории подобия не соблюдались. При экспериментах наличие и направление ветра у поверхности раздела сред не моделировалось. Требования по выполнению теории подобия. Представляют интерес исследования наличия на входе в воздухозаборник отсекающей аэродинамической поверхности, представляющей собой БЗУ, выполненное в виде выдвижной панели из-под нижней кромки воздухозаборного канала. Физическая сущность разрабатываемого мероприятия заключена в подборе формы и местоположения выдвижной панели. В качестве объекта исследования использовалась модель сверхзвукового воздухозаборника с выдвижной панелью (рис. 3.3). Модель ВУ изготавливалась из листового металла толщиной 3 мм. Размер модели ВУ выбирался из условия Фюзеляж достижения скорости в ней приблизительно Крыло равной скорости в реальных воздухозаборниках ВС. После провеВоздухозаборник дения газодинамических Выдвижная расчетов установлено, панель b что для того, чтобы l обеспечить скорость в H модели ВУ, равной скорости в реальных воздухозаборниках, необхоРис. 3.3. Схема модели ВУ с выдвижной панелью димо изготавливать модель с характерным линейным размером – эквивалентным диаметром DЭКВ входа в ВУ (см. пп. 1.3.4 [34]) не больше 0,15 м. Линейные размеры выдвижной панели выражены в относительных величинах l =l , b = bD , H = H D , D ЭКВ

ЭКВ

ЭКВ

где l – длина выдвижения панели, м; b – ширина выдвижной панели, м; H – высота расположения нижней кромки ВУ от поверхности аэродрома. Длина выдвижения панели l имеет возможность меняться. Ширина выдвижной панели b – величина неизменяемая и равна ширине нижней кромки модели ВУ. 16

Как отмечалось в пп. 2.1.3 [34], переход от реального ВУ к его модели потребовал обеспечения газо- и гидродинамического подобия течений, согласно которому необходимо удовлетворить ряду условий: геометрическому, кинематическому и динамическому подобию. Первое условие реализовано при изготовлении экспериментальной модели ВУ. Модель в уменьшенном виде копирует образец. Второе условие построено наподобие полей скоростей и в геометрическом подобии линий тока во всей области рассматриваемого течения. Третье условие построено на соблюдении равенства отношений векторов сил в сходственных точках в сходственные моменты времени. Кинематический масштаб моделирования находится из условия динамического подобия, так как скорость потока, в основном, определяет величину собственных сил, действующих на модель. Динамическое подобие выполняется, если у натуры и модели одинаковые безразмерные параметры [34]: число Рейнольдса Re (2.4), число Фруда Fr (2.5), число Эйлера Eu (2.6), число Струхаля Sh (2.7). Однако в одной среде обеспечить полное подобие модели и натуры практически невозможно из-за несовместимости чисел Re (2.4) и Fr (2.5). Для обеспечения равенства чисел Fr (2.5) скорость для испытания модели необходимо увеличивать. Используя другую среду, можно добиться равенства этих критериев. Поэтому из-за несовместимости чисел Re (2.4) и Fr (2.5) рассматривается влияние лишь одной среды, т.е. моделирование осуществляется по одному выбранному критерию. В перечисленных условиях определяющим становится критерий Рейнольдса Re (2.4). Число Рейнольдса Re, определенное для модели, составляло при экспериментах Reмод » 3× 10 6 , т.е. Reмод >> Reкр. Таким образом, эксперимент проводится в автомодельной области по Re. Требования к обработке результатов эксперимента. Эксперимент проводился для набора массивов статистической обработки последовательно по одному из указанных направлений до его полного завершения. Результаты оформлялись протоколом испытаний. Полученные массивы подвергались обработке по методу Стьюдента [21] с точностью, предъявляемой к инженерным расчетам. По результатам протокола испытаний производился анализ полученных результатов и строились графики зависимости скорости V Г у поверхности аэ___

родрома по длине ВУ при изменении H . Данные зависимости анализировались и на их основе строились зависимости V Г = f (H ) . По необходимости производилось повторное проведение эксперимента с целью уточнения значений скоростей V Г . Требования к методике проведения эксперимента. Модель ВУ устанавливалась относительно координатной сетки на поверхность раздела сред, имитирующую поверхность аэродрома, на расстояMAX

17

нии более 8 – 12 эквивалентных диаметров DЭКВ входа во ВУ, тем самым обеспечивалось отсутствие влияния торцов поверхности раздела сред и помещения на течение потока перед ВУ. К выходным концам ВУ подсоединялись отводящие трубопроводы к компрессору установки. На модели ВУ фиксировалось положение выдвижной панели. Расход воздуха G В через модель ВУ оставался постоянным в течение всех экспериментов и составлял 0,98 кг/с. В проточную часть воздухозаборного канала на удалении 5 DЭКВ от плоскости входа устанавливались приемники статического давления, позволяющие замерять скорость воздушного потока в канале ВУ. Следующим этапом предварительных работ являлась подготовка внутренней полости поверхности раздела сред, имитирующей поверхность аэродрома, путем удаления имитаторов ПП, протирки стеклянной поверхности, подключения светотехнического оборудования. Поверхность раздела сред заполнялась водой вместе с подкрашивающей жидкостью. Производилась выдержка заполненной поверхности экрана до состояния покоя РТ в течение 30 минут для исключения активного влияния на вихреобразование перед ВУ завихрений, возникающих от внешнего состава воздуха помещения. Экспериментальные исследования для получения качественной картины течения потока проводились следующим образом. Устанавливалась модель ВУ на некоторой фиксированной высоте H . Через модель ВУ задавался определенный расход воздуха G В . На поверхности раздела сред возникали вихревые шнуры и определялись их характерные состояния. Геометрия модели ВУ изменялась выдвижением на некоторую длину l панели из нижней обечайки ВУ. Последовательно изменяя высоту H и длину выдвижения панели l , при помощи фотоаппарата и видеокамеры фиксировалось развитие вихревых течений. Экспериментальные исследования для получения количественной картины течения потока в виде зависимостей V Г = f ( L , H , l ) , V Г = f ( H , l ) проводились аналогично изложенному выше. Отличие заключалось в том, что вдоль средней линии ВУ (оси Ох) на некоторой высоте h от поверхности раздела сред перемещался чувствительный элемент прибора термоанемометра ТТМ-2, при помощи которого замерялась скорость V Г под ВУ и на его входе. Замеры скорости производились через расстояние DL =0,24. Нулевое значение координаты находилось под срезом нижней кромки ВУ. За положительный отсчет было принято направление перед ВУ, отрицательный – под ВУ. Линейные размеры выражены в относительных величинах: L= L , DL = DL D , h = h D , D MAX

ЭКВ

ЭКВ

ЭКВ

где L – расстояние от точки замера до нулевой координаты, м; DL – расстояние между точками замера, м; h – высота от поверхности раздела сред, м. Для получения качественной картины попадания ПП в канал модели ВУ 18

на поверхность раздела сред (экран) равномерным слоем рассыпались имитаторы ПП – зерна пшена в количестве 200 шт. После этого через модель ВУ задавался расход воздуха G В . На поверхности аэродрома возникали вихревые течения, которые увлекали имитаторы ПП в канал ВУ. В процессе проведения эксперимента вычислялось количество их попаданий в канал ВУ за интервал времени t =8 минут. Изменяя параметры l и H , строился график K ППП = N ППП

Nå

* 100% ,

где K ППП – коэффициент попадания ПП в канал ВУ при выдвижении панели; N ППП – количество ПП, которые попадали в канал ВУ; N å – полное количество ПП, размещенные под ВУ. 3.1.4. Результаты исследования Исследования, отвечающие экспериментам, характеризуемым поступательным перемещением выдвижной панели в районе передней нижней кромки ВУ в горизонтальной плоскости, представлены в виде: – табличного описания; – фотографий вихревых течений потока под ВУ; – в виде графических зависимостей максимальной горизонтальной скорости V Г от длины выдвижения панели l . Перед проведением эксперимента введем характеристики интенсивности вихревых течений потока. Они представлены в табл. 3.1. При определении интенсивности вихревых течений используется поверхность аэродрома, на которую тонким слоем нанесена подкрашенная вода. MAX

Таблица 3.1 Характеристики вихревых течений потока Интенсивность вихревого течения Максимальная

Сильная

Умеренная

Характеристики Образуются устойчивые один или два вихревых шнура, которые соединяют поверхность раздела сред и вход в ВУ. Положение и направление вращения вихревых шнуров не меняются. На поверхности раздела сред образуется вихревой след, с вершины которого отрываются капли и улетают в ВУ. След вихря местоположения не меняет. Вихрь иногда разрушается, но тут же снова возникает. Редко появляются вихревые шнуры. На поверхности экрана образуется след от вихря, который иногда разрушается, но вновь возникает в другом месте. С водной поверхности отрываются капли и по спирали улетают в ВУ. Редко наблюдаются два вихря.

19

Продолжение таблицы 3.1 Слабая

Очень слабая

Вихрь возникает то в одном, то в другом месте и разрушается. Иногда появляются два вихря. Вихревые шнуры отсутствуют. С водной поверхности капли не отрываются. Иногда вихрь зарождается и сразу разрушается. Вихревые структуры практически не видны на поверхности экрана. Очень большое «блуждание» вихря по поверхности экрана.

Исследования при H = 0,86. При отсутствии выдвижной панели ( l = 0 ) под прямоугольным ВУ со скосом на поверхности раздела сред наблюдаются два вихря противоположной циркуляции (рис. 3.4). Их интенсивность максимальная и вращение осуществляются в сторону входа в ВУ. При выдвижении панели из-под нижней обечайки ВУ на величину l = 0,12 также наблюдаются два вихря противоположной циркуляции. Вращение осуществляется в сторону входа в ВУ. Интенсивность вихревого течения уменьшается. Иногда появляются интенсивные вихревые шнуры. При выдвижении панели на величину l = 0,24 интенсивность вихревых течений уменьшается, но все Рис. 3.4. Прямоугольное ВУ же за счет очень низкой высоты H со скосом при H =0,86, l =0 она остается высокой. Временами появляются два вихря. При выдвижении панели на величину l = 0,36 интенсивность вихревых течений становится умеренной, но иногда формируется сильный вихревой жгут. При дальнейшем выдвижении панели интенсивность вихревых течений продолжает уменьшаться и становится слабой. При величине выдвижения панели l = 0,72 на поверхности раздела сред иногда появляется вихревой «холмик», который перемещается по поверхности аэродрома. Вращение вихря знакопеременное. В редких случаях появляется второй вихрь. При последующем выдвижении панели на величину l = 0,84 на поверхности раздела сред существует всего лишь один вихрь. Интенсивность его слабая. Вихрь «блуждает» по поверхности раздела сред.

20

Исследования при H = 0,98. В том случае, если панель не влияет на течение потока и находится в воздухозаборнике, наблюдается два вихря (рис. 3.5). Интенсивность их очень высокая. Вращение вихрей происходит в сторону входа в ВУ. При выдвижении панели на величину l = 0,12 интенсивность вихря значительно снижается (рис. 3.6), но иногда все же появляются два вихря. При дальнейшем выдвижении панели интенсивность вихревых течений также продолжает снижаться (рис. 3.7). Так, при величине l = 0,24 ярко выраженного вихря не существует. Он то разрушается, то вновь возникает. Иногда все же появляется очень интенсивный вихрь, который может увлечь за собой ПП в канал ВУ. При величине l = 0,36 вихревые течения то возникают, то разрушаются. Ярко выраженного вихря нет, он формируется и разрушается (рис. 3.8). При выдвижении панели на величину l = 0,48 (рис. 3.9) картина течения под воздухозаборником принимает другой вид. Вихревые жгуты отсутствуют. На поверхности экрана виден след от вихря. Он то появляется, то исчезает. Иногда появляется второй вихрь. Выдвижение панели приводит к существенному снижению интенсивности вихревых течений. При дальнейшем выдвижении панели (рис. 3.10) интенсивность вихревых течений также продолжает снижаться. При l = 0,60 на водной поверхности раздела сред виден след от вихря. Он возникает то в одном, то в другом месте. Вихревые шнуры отсутствуют. Иногда с водной поверхности отрываются капли и улетают в ВУ. Направление вращения переменное. При выдвижении панели на величину l = 0,72 (рис. 3.11) интенсивность вихревого течения слабая. Вихрь возникает то в одном, то в другом месте и разрушается. Иногда появляется два вихря. Вихревые шнуры отсутствуют. С водной поверхности раздела сред капли не отрываются. Сначала формируются два вихря, потом они трансформируются в один вихрь. При выдвижении панели на величину l = 0,84 интенсивность вихревого течения остается слабой и не уменьшается. На поверхности аэродрома появляются два вихря, которые то возникают, то трансформируются в один или вообще исчезают. Вихревых шнуров нет. Капли с поверхности раздела сред не отрываются. Два существующих вихря имеют очень малую интенсивность (рис. 3.12). Исследования при H = 1,1. При отсутствии выдвижения панели l = 0 (рис. 3.13) интенсивность вихревых течений максимальная. На водной поверхности раздела сред под ВУ образуются концентрические круги, которые являются круговой волной, стремящейся к центру. Волна временами захлестывает вихревые структуры, в результате чего вихревой шнур разрушается. 21

Рис. 3.5. Прямоугольное ВУ со скосом при Н =0,98, l =0

Рис. 3.6. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,12

Рис. 3.7. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,24

Рис. 3.8. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,36

Рис. 3.9. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,48

Рис. 3.10. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,60 22

Рис. 3.11. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,72

Рис. 3.12. Прямоугольное ВУ со скосом H =0,98, l =0,84

Рис. 3.13. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,1, l =0

Рис. 3.14. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,1, l =0,12

При выдвижении панели на l = 0,12 на водной поверхности раздела сред образуется волна, которая захлестывает вихрь, из-за чего вихревых шнуров нет. Иногда на поверхности раздела сред образуется след от вихря. С водной поверхности отрываются капли жидкости и увлекаются в канал ВУ (рис. 3.14). Интенсивность вихревых течений уменьшается. При выдвижении панели на l = 0,24 (рис. 3.15) на водной поверхности раздела сред то возникают, то исчезают два следа от вихрей. Иногда они трансформируются в один. С водной поверхности редко отрываются капли воды и увлекаются в канал ВУ. Вихревых шнуров нет. Интенсивность вихревых течений по сравнению с предыдущими опытами снижается. Дальнейшее выдвижение панели на l = 0,36 (рис. 3.16) и l = 0,48 (рис. 3.17) приводит к снижению интенсивности вихревых течений. 23

Рис. 3.15. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,1, l =0,24

Рис. 3.16. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,1, l =0,36

Выдвижение панели свыше l ³ 0,48 не ведет к существенному снижению интенсивности вихревых течений. Следует отметить, что на каждой фиксированной высоте расположения ВУ от поверхности раздела сред существует диапазон величин выдвижения панели l , практически не влияющий на изменение интенсивности вихревых течений. Чем выше высота расположения ВУ, тем на меньшую величину l необходимо выдвигать панель, чтобы получить существенное снижение интенсивности вихревых течений.

Рис. 3.17. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,1, l =0,48

Исследования при H = 1,34. При отсутствии выдвижения панели l на водной поверхности раздела сред наблюдается один вихрь. Иногда он разрушается, но вновь возникает в другом месте. С водной поверхности раздела сред отрываются капли и по спирали улетают в ВУ. Редко наблюдаются два вихря. Интенсивность вихревых течений умеренная. Выдвижение панели приводит к снижению интенсивности вихревых течений (рис. 3.18 – 3.23). Эксперимент также показал, что при отсутствии БЗУ, выполненного в виде выдвижной панели из-под нижней обечайки воздухозаборника l =0, при всех высотах Н расположения ВУ под ним образуются интенсивные вихревые течения. 24

Рис. 3.18. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,34, l =0,12

Рис. 3.19. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,34, l =0,24

Рис. 3.20. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,34, l =0,36

Рис. 3.21. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,34, l =0,48

Рис. 3.22. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,34, l =0,60

Рис. 3.23. Прямоугольное ВУ со скосом H =1,34, l =0,72

25

Интенсивность вихревых течений увеличивалась по мере уменьшения высоты Н . При выдвижении панели на величину l интенсивность вихревых течений уменьшалась. Для каждой фиксированной высоты Н расположения нижней кромки ВУ величина выдвижения панели l , необходимая для снижения интенсивности вихревой структуры, изменяется. Так, на низких высотах Н для того, чтобы получить эффект снижения интенсивности вихревого течения, панель надо выдвигать на большую величину l . На больших высотах Н панель можно выдвигать на меньшую величину. Например, для высоты Н = 0,86 для снижения инВоздухозаборник тенсивности вихревого течения до величины, неспо2.0 собной увлечь ПП в канал М/С ВУ, панель требуется выдвигать на величину l =0,60, 1.6 для высоты Н =0,98 – на величину l =0,48, для Н =1,1 – на величину l =0,36 и так далее. 1.2 _ На больших высотах Н =0.12 под ВУ образуется один 0.24 вихрь, который может блу0.36 0.8 ждать по поверхности раз0.48 0.60 дела сред. Чтобы снизить VГ 0.72 его интенсивность или разрушить полностью, панель 0.4 можно выдвигать на меньшую величину l . Для представления пол0.0 ной картины течения под ВУ _ L 2.0 при выдвижении панели бы-2.0 -1.0 0.0 1.0 ли проведены параметричеРис. 3.24. Зависимость V Г по длине ВУ L ские исследования потока при изменении l для H =1,34 воздуха в виде зависимостей VГ = f ( H , L , l ) , VГ = f ( H , l ) притекающего к ВУ воздуха по поверхности аэродрома по методике, указанной в пп. 3.1.3. На рисунках представлены графики V Г = f ( H , L , l ) для Н =1,34, Н =0,98 и Н =0,86 при выдвижении панели на величины l =0,12, l =0,24, l =0,36, l =0,48, l =0,60 и l =0,72. График V Г = f ( H , L , l ) для Н =1,34 представлен на рис. 3.24. Анализируя данные зависимости, можно отметить, что значения скоMAX

26

ростей V Г под ВУ по мере увеличения l уменьшаются. Эпюры скоростей V Г приоб12.0 ретают более пологие форМ/С мы. Все это говорит о том, что интенсивность вихревых 10.0 течений должна уменьшиться. Интенсивное снижение скоростей V Г происходит до 8.0 l = 0,36. _ =0.12 Дальнейшее выдвижение панели не дает сущест6.0 венного снижения скоростей 0.24 VГ . 0.36 VГ 0.48 Поэтому можно пред0.60 4.0 положить, что дальнейшее 0.72 выдвижение панели незначительно снижает интенсивность вихревых течений и 2.0 _ последующее ее выдвиже-2.0 -1.0 0.0 1.0 2.0 L ние на большие величины l нецелесообразно. Рис. 3.25. Зависимость V Г по длине ВУ L Следует отметить, что при изменении l для H =0,98 отмеченные ранее выводы подтверждены результатами визуализации течений, представленных на рис. 3.18 – 3.23. При высоте H =0,98 расположения воздухозаборника график зависимостей V Г = f ( H , L , l ) показан на рис. 3.25 и аналогичен предыдущему. Отличие состоит в том, что на этой высоте воздухозаборник индуцирует более большие скорости V Г на поверхности раздела сред. Анализируя полученные графики, можно заметить, что на данной H при увеличении l скорости V Г уменьшаются, что ведет к уменьшению интенсивности вихревых течений. Интенсивное снижение скоростей V Г наблюдается до величины l =0,48. При дальнейшем выдвижении панели темп снижения скоростей V Г замедляется. Можно сделать вывод, что при выдвижении панели на большие величины l снижение интенсивности вихревых течений происходит незначительно. Данный вывод подтверждается результатами визуализации течений, показанных на рис. 3.5 – 3.14. Воздухозаборник

27

При H =0,86 картина аналогична предыдущим экспериментам. Отличия состоят в больших значениях скоростей V Г (рис. 3.26). При выдвижении панеВоздухозаборник ли скорости V Г начинают 20.0 уменьшаться. СледовательМ/С но, можно сделать вывод о том, что интенсивность вихревых течений уменьшается. 16.0 На данной высоте H потребное выдвижение панели для интенсивного снижения скоростей V Г больше и со12.0 _ =0.12 ставляет l = 0,60. Дальней0.24 шее выдвижение панели не приводит к существенному VГ 8.0 снижению скоростей V Г и 0.36 вихревых течений, и после0.48 0.60 дующее ее выдвижение не0.72 целесообразно. 4.0 _ Данный вывод под-1.0 1.0 0.0 2.0 -2.0 L тверждается результатами экспериментальных исслеРис. 3.26. Зависимость V Г по длине ВУ L дований по визуализации при изменении l для H =0,86 течений потока под ВУ (см. табл. 3.1). Анализируя графики экспериментально полученных зависимостей V Г = f ( H , L , l ) (рис. 3.24 – 3.26) и снимая с них значения скоростей V Г , можно построить диаграмму V Г = f ( H , l ) (рис. 3.27). Анализируя данный график, можно заметить, что уменьшение H ведет к увеличению максимальной скорости V Г . Однако, выдвижение панели несколько снижает значение скоростей V Г , что должно вести к снижению интенсивности вихревых течений. Снижение интенсивности вихревых течений приводит к уменьшению попадания ПП в канал ВУ. Это было доказано при проведении дополнительных экспериментальных исследованиях по методике пп. 3.1.3. После проведения серий экспериментов было отмечено, что на сверхнизких высотах H без выдвижения панели практически 100% ПП попадает в канал ВУ. По мере выдвижения панели число K ППП , попавших внутрь воздухозаборного канала, уменьшается. MAX

MAX

MAX

MAX

28

Так, при высоте Н =0,86 и l =0 в воздухозаборный канал попадает 100% ПП, при l =0,12 K ППП составило 99%, а при l =0,24 – только 86,5%. Предотвращение попадания ПП в канал ВУ начинает наблюдаться с величины l =0,60 (рис. 3.28). При данном положении панели ПП, находящиеся на поверхности раздела сред, могут под воздействием вихревых структур перемещаться, но в канал ВУ не попадают. Происходит это, очевидно, потому, что панель, по мере выдвижения, разрушает вихревой шнур, который связывает поверхность раздела сред со входом в воздухозаборный канал. 20.0 При дальнейшем выдвиже_ B м/с нии панели картина течения l =0.0 A под ВУ не изменяется. ПП не 0.12 попадают в канал ВУ. Следова16.0 H тельно, на данной высоте H дальнейшее выдвижение пане0.48 ли нецелесообразно. Данный 12.0 вывод подтверждается резуль0.72 татами визуализации течений (см. табл. 3.1) и результатами 8.0 исследований скоростей V Г VГ MAX (рис. 3.26). Увеличение Н ведет к сни4.0 жению интенсивности вихревых течений, возникающих под ВУ, а, значит, и к снижению K ППП . 0.0 0.4 0.8 _ 1.2 1.6 2.0 Выдвижение панели на данной высоте Н также ведет к снижеH нию K ППП . Рис. 3.27. Диаграмма зависимости V Г Так, при Н =0,98 и l =0 K ППП составило 91,5%, при l =0,12 – для ВУ при изменении l и H 66,5%, а при l =0,24 –19%. Полное предотвращение попадания ПП в ВУ наблюдается при l =0,48 (рис. 3.28). Исходя из этого, можно сделать вывод, что дальнейшее выдвижение панели на данной высоте Н нецелесообразно. Этот вывод подтверждается результатами визуализации вихревых течений (рис. 3.5 – 3.12), параметрическими исследованиями воздушного потока, притекающего к ВУ (рис. 3.25). При Н =1,1 и l =0 K ППП составило 24,5%. Дальнейшее выдвижение панели также ведет к снижению K ППП . Полное предотвращение попадания ПП в ВУ наблюдается при l =0,36 (рис. 3.28). Анализируя данное явление, можно заметить, что увеличение высоты Н ведет к тому, что потребное выдвижение панели l для предотвращения попадания ПП в канал ВУ уменьшается. Связанно это с тем, что MAX

29

при увеличении Н уменьшается интенсивность вихревых течений и соответственно уменьшается потребная величина выдвижения панели l , необходимая для снижения интенсивности вихря. При Н =1,22 и l =0 100 K ППП составило 1,5%. l =0.0 % Дальнейшее выдвиже0.12 ние панели на данной высо80 те Н расположения ВУ 0.24 также ведет к снижению числа ПП, попавших внутрь 60 воздухозаборного канала рассматриваемого ЛА, и потребное выдвижение па0.36 нели для полного предот40 вращения попадания ПП К ППП 0.48 составляет l = 0,24. Таким образом, по ре20 зультатам исследований можно сделать выводы: 0.60 – панель по мере вы0 движения на каждой фикси1.2 1.4 1.6 рованной высоте Н снижа1.0 0.8 _ H ет значения скоростей Рис. 3.28. Зависимость изменения V Г под ВУ, а, следователькоэффициента K ППП от l и Н но, и интенсивность вихревых течений, что ведет к снижению количества ПП, попавших внутрь воздухозаборного канала; – с увеличением высоты Н потребное выдвижение панели l для предотвращения попадания ПП в воздухозаборный канал уменьшается. На больших высотах Н , когда интенсивность вихревых течений мала, и, соответственно, вихревая структура не способна увлечь ПП в канал ВУ, применение выдвигаемой панели нецелесообразно; – на базе предлагаемого универсального БЗУ возможна разработка новых технических решений в виде таких же универсальных БЗУ заградительного и колебательного типа. MAX

3.1.5. Технические решения по борьбе с вихревыми шнурами путем применения универсальных бортовых защитных устройств заградительного и колебательного типа Сущность универсальных БЗУ заградительного и колебательного типа состоит в расположении различных форм панели (панелей), способных со-

30

вершать возвратно-поступательное перемещение панели (панелей) с некоторым периодом времени в районе передней нижней и верхней кромок ВУ самолета. При этом должны выполняться следующие задачи: – уменьшение интенсивности вихреобразования перед ВУ; – преграждение пути ПП, залетающим в воздухозаборник из-под колес передней стойки шасси, и предупреждение воздействия на ПП вихрей воздухозаборника; – участие в создании положительной аэродинамической интерференции с планером ЛА; – иметь малые габариты и вес. Для количественной оценки использовались параметры ВУ: – В – высота миделевого сечения воздухозаборника, м (рис. 3.29); – L – ширина миделевого сечения воздухозаборника, м (параметр будет указан на рисунке далее).

Рис. 3.29. Схема ЛА с устройством защиты от попадания ПП

3.1.5.1. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов Устройство содержит подвижную нижнюю панель 1 [35], установленную в двух направляющих 2 корпуса ВУ 3 (рис. 3.30). Нижняя панель 1 шарнирно соединена со штоком привода 4, жестко закрепленного на корпусе ВУ 3. В направляющих 2 расположены фиксаторы 5. Длина lН нижней панели 1 от передней кромки ВУ и высота В миделевого сечения ВУ 3 выполнены в соотношении l H = lН /В = 0,1 – 1,0, ширина bH нижней панели l и ширина L миделевого сечения ВУ 3 выполнены в соотношении b H = bH/L = 0,6 – 0,8, а возвратно-поступательное перемещение нижней панели 1 соответствует периоду колебаний Т = 0,5 – 2,0 с. Для получения количественных показателей работы устройства были проведены экспериментальные исследования на экспериментальной установке, представленной в пп. 3.1.2 по методике пп. 3.1.3. Отличия заключались в том, что моделирование раздела сред осуществлялось в виде плоской твердой модели аэродрома, а в качестве визуализации вихревых

31

Рис. 3.30. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А

шнуров применялся дымовой метод. Моделировалось изолированное ВУ самолета Су-27 с выполнением подобия по числу Re. Эксперимент показал, что при отсутствии БЗУ на входе в ВУ образуется вихревой шнур большой интенсивности (рис. 3.31). При выдвижении панели на lH = 0,1 – 0,015 м от передней кромки ВУ и работе БЗУ с периодом колебаний Т = 0,5 – 1,0 с вихрь уменьшал свою интенсивность за счет периодического его «разрыва» с проточной частью ВУ (рис. 3.32 – 3.34). Вихрь как бы «гасился», но все еще оставался способным к засасыванию ПП. Когда параметры БЗУ ВУ соответствовали lH = 0,02 м и Т = 0,5 – 2,0 с, вихрь отсутствовал (рис. 3.35 и 3.36). Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подаются сигналы на фиксаторы 5 и привод 4. Фиксаторы 5 освобождают от фиксации подвижную нижнюю панель 1, которая осуществляет перемещение горизонтально поступательно вперед в направляющих 2 при помощи штока привода 4 до ее остановки. В момент останова подвижной нижней панели 1 подается повторный сигнал на привод 4 и его шток начинает совершать горизонтальное возвратнопоступательное перемещение вместе с панелью 1 в направляющих 2 корпуса ВУ 3 с периодом колебаний Т = 0,5 – 2,0 с. Образующийся на входе в ВУ вихревой жгут устраняется по мере возвратно-поступательного перемещения панели 1 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично.

32

Рис. 3.31. На входе в ВУ при отсутствии БЗУ образовался вихревой шнур

Рис. 3.32. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,01 м, Т = 1,0 с

Рис. 3.33. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,015 м, Т = 1,0 с

Рис. 3.34. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,015 м, Т = 0,5 с

Рис. 3.35. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,02 м, Т = 1,0 с

Рис. 3.36. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,02 м, Т = 2,0 с 33

В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 4. Подвижная нижняя панель 1 фиксируется перед входом в ВУ, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 4, который производит уборку устройства в корпус ВУ 3. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение устройства позволяет уменьшать вероятность засасывания вихревого шнура на входе в ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА на всех режимах работы двигателя на земле. Так, с установкой БЗУ на ВУ самолета Су-27, как показали расчеты, можно снизить вероятность попадания ПП в двигатели до 60%. При этом вероятность выполнения боевой задачи увеличится до 14%, а также сократится длина разбега до 17% с увеличением прироста тяги на взлетном режиме до 12%. 3.1.5.2. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов Устройство для защиты двигателя ЛА от попадания ПП содержит подвижные панели 1 и 2 [36], расположенные в направляющих 3 и одной направляющей 4 (рис. 3.37). Каждая из панелей соединена со своим штоком привода. Панель 1 соединена со штоком привода 5, а панель 2 – со штоком привода 6. Приводы 5 и 6 жестко закреплены на корпусе воздухозаборника 7. Длина lH панелей 1 и 2 от передней кромки ВУ отнесена к высоте В миделевого сечения воздухозаборника 7 в соотношении l H = lH/В = 0,1 – 1,0, а ширина bH панелей 1 и 2 отнесена к ширине L миделевого сечения воздухозаборника 7 в соотношении b H = bH/L = 0,6 – 0,8. Для получения количественных показателей работы устройства были проведены экспериментальные исследования на экспериментальной установке, представленной в пп. 3.1.2 по методике пп. 3.1.3. Отличия заключались в том, что моделирование раздела сред осуществлялось в виде плоской твердой модели аэродрома, а в качестве визуализации вихревых шнуров применялся дымовой метод. Моделировалось ВУ самолета Ту-22М3 с выполнением подобия по числу Re. Эксперимент показал, что при отсутствии БЗУ (рис. 3.38) на входе в ВУ образуется вихрь большой интенсивности, как и в обычных случаях. При выдвижении панели на расстояние lH = 0,006 – 0,007 м и работе БЗУ с периодом колебаний Т = 0,5 – 1,0 с вихрь уменьшал свою интенсивность, но все еще оставался способным к засасыванию ПП (рис. 3.39 – 3.41). Когда параметры выдвижения панелей соответствовали lH = 0,008 м и пе34

Рис. 3.37. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А

риоду колебаний Т = 0,5 – 3,0 с, вихрь становился неустойчивым и практически отсутствовал (рис. 3.42 и 3.43). Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на приводы 5 и 6, которые своими штоками перемещают горизонтально поступательно вперед панели 1 и 2 в направляющих 3 и 4. При полном выдвижении панелей 1 и 2 подаются повторные сигналы на приводы 5 и 6, штоки которых начинают совершать горизонтальное возвратно-поступательное перемещение вместе с панелями 1 и 2 в противоположном друг к другу направлении с периодом колебаний Т = 0,5 – 3,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 7 вихревой шнур устраняется по мере возвратно-поступательного перемещения панелей 1 и 2 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП не попадают внутрь двигателя с поверхности аэродрома. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 5 и 6, с образованием единой подвижной нижней панели из двух панелей 1 и 2 на входе в воздухозаборник 7. Они перекрывают зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение приводов 5 и 6, которые производят уборку устройства в корпус воздухозаборника 7. Повторное выключение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. 35

Рис. 3.38. Течение потока без БЗУ

Рис. 3.39. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,006 м, Т = 1,0 с

Рис. 3.40 Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,007 м, Т = 1,0 с

Рис. 3.41. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,007 м, Т = 0,5 с

Рис. 3.42. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,008 м, Т = 3,0 с

Рис. 3.43. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,008 м, Т = 0,5 с 36

Применение устройства позволяет уменьшать вероятность засасывания вихревого шнура на входе в ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА на всех режимах работы двигателя на земле. Так, расчеты показали, что применение БЗУ предполагает понизить съем двигателей с эксплуатации до 75% при эксплуатации самолетов Ту-22М3 с грунтовых ВПП и до 15% – с бетонных. Это позволит увеличить боеготовность частей, а также повысить их суммарную боевую эффективность на 28% и вероятность поражения цели на 11% с уменьшением длины разбега до 7%. 3.1.5.3. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.44) содержит подвижные треугольные панели 1 и 2, закрепленные шарнирами 3 к стойке 4, установленной в направляющих 5 [37]. Длина lH панелей 1 и 2 от передней кромки воздухозаборника 9 отнесена к высоте В миделевого сечения воздухозаборника 9 в соотношении l H = lH /В = 0,1 – 1,0, ширина bH панелей 1 и 2 отнесена к ширине L миделевого сечения воздухозаборника 9 в соотношении b H = bH /L = 0,3 – 0,4. Стойка 4 соединена со штоком привода 6. Панели 1 и 2 через шарнирное соединение 7 связаны со штоками приводов 8, шарнирно прикрепленных к стойке 4. Привод 6 закреплен на корпусе воздухозаборника 9. Для получения количественных показателей работы устройства были проведены экспериментальные исследования на экспериментальной установке, представленной в пп. 3.1.2 по методике пп. 3.1.3. Отличия заключались в том, что моделирование раздела сред осуществлялось в виде пло-

Рис. 3.44. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А 37

ской твердой модели аэродрома, а в качестве визуализации вихревых шнуров применялся дымовой метод. Моделировалось ВУ самолета Су-24М с выполнением подобия по числу Re. Эксперимент показал, что при отсутствии БЗУ на входе в ВУ образуется вихрь большой интенсивности (рис. 3.45). Результаты экспериментов показывают, что при выдвижении панелей на lH = 0,016 – 0,02 м и обеспечении их колебаний на углах a = 0° – 30° с Т = 0,5 – 1,0 с вихрь уменьшает интенсивность за счет его периодического «разрыва» (рис. 3.46 – 3.48). Рациональное расположение панелей выявлено на расстоянии lH = 0,023 м и режимом работы при a = 0° – 30° и Т = 0,5 – 1,0 с. В этом случае вихрь практически отсутствует и заметны лишь мелкие возмущения воздушного потока (рис. 3.49 и 3.50). Эксперимент также показал, что при фиксации устройства защиты на расстоянии lH = 0,023 м значительно уменьшается зона попадания ПП от переднего колеса стойки шасси. Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 6, который своим штоком перемещает поступательно вперед в горизонтальном направлении в направляющих 5 стойку 4 вместе с панелями 1 и 2. Одновременно производится поворот в шарнирах, прикрепленных к корпусу воздухозаборника 9 с его противоположных сторон, приводов 8. При полном выдвижении панелей 1 и 2 привод 6 из работы выключается. Сигнал подается на приводы 8, штоки которых начинают совершать колебательные перемещения с периодом колебаний Т = 1,0 – 3,0 с. Вместе со штоками приводов 8 при помощи шарниров 3 совершают колебательные перемещения панели 1 и 2 на угол a = 90° – 120° в противоположном направлении друг к другу. Образующийся на входе в воздухозаборник вихревой шнур устраняется по мере колебания панелей 1 и 2 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивости. ПП не попадают внутрь двигателя с поверхности аэродрома. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 8. Панели 1 и 2 фиксируются перед входом в воздухозаборник 9 в форме панели, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 6, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 9. Повторное выключение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение устройства позволяет уменьшать вероятность засасывания вихревого шнура на входе в ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА на всех режимах работы двигателя на земле. 38

Рис. 3.45. Течение потока без БЗУ

Рис. 3.46. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,016 м, a = 30°, Т = 0,5 с

Рис. 3.47. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,02 м, a = 30°, Т = 0,5 с

Рис. 3.48. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,016 м, a = 30°, Т = 1,0 с

Рис. 3.49. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,02 м, a = 30°, Т = 1,0 с

Рис. 3.50. Течение потока при работе БЗУ с lH = 0,023 м, a = 30°, Т = 0,5 с 39

Так, расчеты показали, что применение БЗУ предполагает понизить съем двигателей с эксплуатации до 60-70% при эксплуатации самолетов СУ-24М с грунтовых ВПП и до 15% – с бетонных. При этом увеличивается боеготовность частей, а также повышается их суммарная боевая эффективность на 13% и вероятность поражения цели на 6,1% с уменьшением длины разбега до 70 м. 3.1.5.4. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.51) содержит подвижную нижнюю панель 1, установленную в направляющих 2 корпуса воздухозаборника 3 [38]. Нижняя панель 1 снабжена шарниром 4, расположенным в пазах направляющей 2 со стороны фюзеляжа ЛА, и соединена шарнирно со штоком привода 5, который зафиксирован на корпусе воздухозаборника 3. Длина lH нижней панели 1 от передней кромки входного устройства отнесена к высоте В миделевого сечения воздухозаборника 3 в соотношении l H = lH/B = 0,1 – 1,0, ширина b H нижней подвижной панели 1 отнесена к ширине L миделевого сечения воздухозаборника 3 в соотношении b H = bH/L = 0,8 – 0,9.

Рис. 3.51. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А

Для получения количественных показателей работы устройства были проведены экспериментальные исследования на экспериментальной установке, представленной в пп. 3.1.2 по методике пп. 3.1.3. Отличия заключа-

40

лись в том, что моделирование раздела сред осуществлялось в виде плоской твердой модели аэродрома, а в качестве визуализации вихревых шнуров применялся дымовой метод. Моделировалось ВУ самолета Су-27 с выполнением подобия по числу Re. Эксперимент показал, что при отсутствии БЗУ (рис. 3.52) на входе в ВУ образовывался вихрь большой интенсивности. При выдвижении панели на расстояние lH = 0,001 м или на lH = 0,002 м и работе БЗУ с углами перемещения a = 30° – 45° при Т = 0,5 – 1,0 с вихрь уменьшал свою интенсивность (рис. 3.53 – 3.55), но он все еще оставался способным к засасыванию ПП. Когда параметры БЗУ соответствовали lH = 0,002 м и lH = 0,003, углу a = 60°– 90° и периоду колебания Т = 0,5 – 1,0 с вихрь отсутствовал (рис. 3.56 и 3.57). Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя ЛА подается сигнал на привод 5, который своим штоком перемещает поступательно вперед в горизонтальном направлении в направляющих 2 нижнюю панель 1. При полном ее выдвижении подается повторный сигнал на привод 5, шток которого начинает совершать колебательное перемещение с периодом колебаний Т = 2,0 – 4,0 с. Вместе со штоком привода 5 из-за шарнирного соединения с ним начинает совершать колебательное перемещение на угол a = 45° – 60° нижняя панель 1 в шарнире 4. Образующийся на входе в воздухозаборник 3 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения нижней панели 1 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП не попадают внутрь двигателя с поверхности аэродрома. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 5. Подвижная нижняя панель 1 фиксируется перед входом в воздухозаборник 3, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 5, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 3. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Так, с установкой БЗУ на ВУ самолета Су-27 можно снизить вероятность попадания ПП в двигатели до 70 % при эксплуатации самолетов с грунтовых ВПП и до 15% – с бетонных. При этом увеличится суммарная боевая эффективность на 15,3%, сократится длина разбега до 19,6% с увеличением прироста тяги на взлетном режиме до 8%. 41

Рис. 3.52. Течение потока без БЗУ (lН = 0, a = 0°, Т = 0 с)

Рис. 3.53. Течение потока при работе БЗУ при lН = 0,001 м, a = 15°, Т = 1,0 с

Рис. 3.54. Течение потока при работе БЗУ при lН = 0,001 м, a = 30°, Т = 1,0 с

Рис. 3.55. Течение потока при работе БЗУ при lН = 0,002 м, a = 45° , Т = 0,5 с

Рис. 3.56. Течение потока при работе БЗУ при lН = 0,002 м, a = 60°, Т = 1,0 с

Рис. 3.57. Течение потока при работе БЗУ при lН = 0,003 м, a = 90° и Т = 0,5 с 42

3.1.5.5. Бортовое устройство защиты от попадания посторонних предметов Бортовое устройство защиты (БУЗ) (рис. 3.8) содержит подвижную панель 1, которая установлена в корпусе 7 воздухозаборника 11, и имеет возможность возвратно-поступательного перемещения в горизонтальном направлении [39]. Подвижная панель 1 выполнена ромбовидной с углом по передней кромке g = 90° – 100° и расположена на платформе 10, которая установлена в двух направляющих 6 и 9 и шарнирно соединена со штоком привода 8, жестко закрепленного на корпусе 7 воздухозаборника 11, причем длина lП панели 1 до нижней передней кромки воздухозаборника 11 и высота В миделевого сечения ВУ 11 выполнены в соотношении l П = lП/В = 0,3 – 2,0, ширина bП панели 1 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 11 выполнены в соотношении b П = bП/L = 0,9 – 1,0. Панель 1 установлена на ролике 3, который расположен в пазе 4 платформы 10. Панель 1 шарнирами 2 соединена со штоками приводов 5, которые зафиксированы на платформе 10. Для получения количественных показателей работы устройства были проведены экспериментальные исследования на экспериментальной уста-

Рис. 2.143. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А

новке, представленной в пп. 3.1.2 по методике пп. 3.1.3. Отличия заключались в том, что моделирование раздела сред осуществлялось в виде плоской твердой модели аэродрома, а в качестве визуализации вихревых шну-

43

ров применялся дымовой метод. Моделировалось ВУ самолета Су-27 с выполнением подобия по числу Re. Эксперимент показал, что при отсутствии БУЗ (рис. 3.59) на входе в ВУ образовывался вихрь большой интенсивности. При выдвижении подвижной панели на расстояние lП = 0,02 м и работе БУЗ с углом колебания a = 30° – 60° и периодом колебаний Т = 0,5 – 1,0 с вихрь уменьшал свою интенсивность (рис. 3.60 и 3.61) за счет периодической его отсечки от проточной части ВУ. Вихрь менял периодически свою интенсивность, но все еще оставался способным к засасыванию ПП. Когда параметры устройства соответствовали расстоянию lП = 0,025 м, a = 15° – 60° и Т = 0,5 – 1,5 с, вихрь либо вообще отсутствовал, либо сводился к мелким возмущениям (рис. 3.62 – 3.64). Определенные параметры БУЗ для последнего случая, когда lП = 0,025 м, a = 60° и Т = 0,5 с, были использованы в виде рациональных параметров для разработки его конструкции. Бортовое устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 8, который своим штоком перемещает горизонтально поступательно вперед платформу 10 с панелью 1 в направляющих 6 и 9. При полном выдвижении панели 1 подаются сигналы на приводы 5. Приводы 5, воздействуя своими штоками на шарниры 2, позволяют панели 1 совершать при помощи ролика 3 в пазе 4 колебательного перемещения на угол a = 30° – 60° в горизонтальной плоскости воздухозаборника 11 с периодом колебания Т = 0,5 – 3,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 11 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панели 1 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому БУЗ работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 5. Панель 1 фиксируется перед входом в воздухозаборник 11, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 8, который производит уборку устройства в воздухозаборник 11. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого жгута на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА.

44

Рис. 3.59. На входе во ВУ образовался вихревой шнур

Рис. 3.60. Течение потока при работе БУЗ при lП = 0,02 м, a = 30°, Т = 1,0 с

Рис. 3.61. Течение потока при работе БУЗ при lП = 0,02 м, a = 60°, Т = 1,0 с

Рис. 3.62. Течение потока при работе БУЗ при lП = 0,025 м, a = 15°, Т = 1,5 с

Рис. 3.63. Течение потока при работе БУЗ при lП = 0,025 м, a = 45°, Т = 1,0 с

Рис. 3.64. Течение потока при работе БУЗ при lП = 0,025 м, a = 60°, Т = 0,5 с 45

Следует отметить, что расчеты показали, что на самолете Су-27 удалось снизить вероятность попадания ПП в двигатели до 70 % при эксплуатации самолетов с грунтовых ВПП и до 15% – с бетонных. Увеличивается суммарная боевая эффективность ЛА на 15,3%, при этом сокращается его длина разбега до 19,6% с увеличением прироста тяги на взлетном режиме до 8%. 3.1.5.6. Бортовое устройство защиты от попадания посторонних предметов БУЗ разработано по указанной выше методике пп. 3.1.5.1 на основании ранее полученных результатов экспериментальных исследований, которые проводились аналогично для далее рассматриваемых устройств защиты. БУЗ (рис. 3.65) [40] содержит подвижную панель, которая установлена в корпусе ВУ 8 и имеет возможность возвратно-поступательного перемещения в горизонтальном направлении. Подвижная панель треугольной формы выполнена из двух панелек 1 и 12, расположенных на платформе 10, которая установлена в двух направляющих 6 и 11 и шарнирно соединена со штоком привода 9, жестко закрепленного на корпусе 7 ВУ 8. Панельки 1 и 12 расположены на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 8, причем длина lП панелек 1 и 12 и высота В миделевого сечения ВУ 8 выполнены в соотношении l П = lП/В= 0,3 – 2,0, ширина bП панелек 1 и 12 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 8 выполнены в соотношении b П = bП/L = 0,4 – 0,5. Панельки 1 и 12 установлены на

Рис. 3.65. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А

46

роликах 3, расположенных в пазах платформы 10, и шарнирами 5 соединены со штоками приводов 4, которые зафиксированы на платформе 10. БУЗ работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 9, который своим штоком перемещает горизонтально поступательно вперед платформу 10 с панельками 1 и 12 в направляющих 6 и 11. При полном выдвижении подвижной панели на расстояние с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 8 подаются сигналы на приводы 4. Приводы 4, воздействуя своими штоками на шарниры 5, позволяют панелькам 1 и 12 совершать при помощи роликов 3 возвратно-поступательные перемещения перпендикулярно ВУ 8 на расстояние d = (1,1 – 2,0)L с периодами колебаний Т = 0,1 – 3,0 с. Образующийся на входе в ВУ 8 вихревой шнур устраняется по мере перемещения панелек 1 и 12 подвижной панели путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому БУЗ работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 4. Панельки 1 и 12 фиксируется перед входом во ВУ 8, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 9, который производит уборку устройства в корпус ВУ 8. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БУЗ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.7. Устройство защиты от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.66) содержит подвижную панель 1, расположенную в направляющих 3, и 11 платформы 2 [41]. Панель 1 соединена шарнирно через штоки 10 с приводом 9, жестко установленным на корпусе платформы 2. Платформа 2 установлена в двух направляющих 6 и соединена шарнирно со штоком 7 привода 5, жестко закрепленного на корпусе 4 воздухозаборника 8. Подвижная панель 1 выполнена треугольной формой и расположена на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 8, причем длина b панели 1 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 47

8 выполнены в соотношении b = b/В = 0,05 – 1,2, ширина l панели 1 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 8 выполнены в соотношении l = l /L = 0,8 – 0,9. Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 5, который своим штоком 7 перемещает горизонтально поступательно вперед платформу 2 с панелью 1 в направляющих 6. При полном выдвижении панели 1 на расстояние с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 8 подается сигнал на привод 9, штоки 10 которого вместе с панелью 1 начинают совершать горизонтальное колебательное перпендикулярно воздухозаборнику 8 перемещение на расстояние d = (1,0 – 1,2)L с периодом колебаний Т = 0,5 – 4,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 8 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перпендикулярно воздухозаборнику 8 перемещения панели 1 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя.

Рис. 3.66. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А и вид спереди, вид Б 48

В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 9. Панель 1 фиксируется перед входом в воздухозаборник 8, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 5, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 8. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.8. Устройство защиты от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.67) [42] содержит нижнюю панель, выполненную из силового П-образного каркаса 4, на передней оси 1 расположены две панельки 2 и 3. Силовой П-образный каркас 4 расположен в направляющих 7 и 11 и соединен со штоком привода 8, жестко закрепленного на корпусе 9 воздухозаборника 10. На заднем корпусе 12 силового П-образного каркаса 4 установлены два привода 5 и 6, шарнирно соединенные через свои штоки и рычаги 13 с панельками 2 и 3. Панельки 2 и 3 расположены на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 10, причем длина lН панелек 2 и 3 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 10 выполнены в соотношении l H = lН/В = 0,5 – 1,2, ширина bН панелек 2 и 3 и ширина L миделевого сечения ВУ 10 выполнены в соотношении b H = bН /L = 0,3 – 0,5. Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 8, который своим штоком перемещает горизонтально поступательно силовой Побразный каркас 4 с панельками 2 и 3 в направляющих 7 и 11. При полном выдвижении панелек 2 и 3 на расстояние с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 10 подаются поочередно сигналы на приводы 5 и 6, штоки которых через рычаги 13 вместе с панельками 2 и 3 начинают совершать колебательные перемещения вниз на угол a = 20° – 70° с периодом колебаний Т = 0,5 – 4,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 10 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панелек 2 и 3 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя.

49

Рис. 3.67. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид сбоку, вид Б

При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 5 и 6. Панельки 2 и 3 фиксируются перед входом в воздухозаборник 10, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 8, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 10. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. 50

Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.9. Устройство защиты от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.68) [43] содержит нижнюю панель, выполненную из силового П-образного каркаса 3, на передней оси 1 расположены две панельки 2 и 5, соединенные между собой шарниром 4. Силовой П-образный каркас 3 расположен в направляющих 7 и 11 и соединен со

Рис. 3.68. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид сбоку, вид Б 51

штоком привода 8, жестко закрепленного на корпусе 9 воздухозаборника 10. На заднем корпусе силового П-образного каркаса 3 установлен привод 6, шарнирно соединенный через шток 12 с панелькой 5, на задних торцах которой установлены направляющие 13, расположенные в пазах боковых стоек силового П-образного каркаса 3. Панельки 2 и 5 соединены между собой шарнирным соединением 4 в соотношении к = к1 / к2 = (0,8 – 1,0)bН / (),7 – 1,0)bН, причем длина bН панелек 2 и 5 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 10 выполнены в соотношении b H = bН /В = 0,3 – 1,2, а ширина lН панелек 2 и 5 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 10 выполнены в соотношении l H = lН/ L = 0,7 – 0,9. Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 8, который своим штоком перемещает горизонтально поступательно силовой Побразный каркас 3 с панельками 2 и 5 в направляющих 7 и 11. При полном выдвижении силового П-образного каркаса 3 подается сигнал на привод 6, шток 12 которого вместе с панелькой 5 и через шарнир 4 с панелькой 2 начинают совершать одновременно колебательные перемещения вниз на угол a = 30° – 90° с периодом колебаний Т = 1,0 – 4,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 10 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панелек 2 и 5 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 6. Панельки 2 и 5 фиксируются перед входом в воздухозаборник 10, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 8, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 10. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.10. Устройство защиты от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.69) [44] содержит нижнюю панель, выполненную из силового П-образного каркаса 13, на передней оси 1 которого расположена панелька 2, а на промежуточной оси 4 – панелька 5, со52

единенные между собой шарнирно тягой 3. Силовой П-образный каркас 13 расположен в направляющих 7 и 11 и соединен со штоком привода 8, жестко закрепленного на корпусе 9 воздухозаборника 10. На заднем корпусе силового П-образного каркаса 13 установлен привод 6, шарнирно соединенный через свой шток и рычаг 12 с панелькой 5. Панельки 2 и 5 с размерами к1 = (lН /2) – d расположены на расстоянии d, соответствующем 1,0 – 5,0% от длины l Н панели, причем длина lН панели и высота В миделевого сечения воздухозаборника 10 выполнены в соотношении l H = lН/В = 0,3 – 1,2, а ширина bН панели и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 10 выполнены в соотношении b H = bН / L = 0,9 – 1,0.

Рис. 3.69. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид сбоку, вид Б

53

Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 8, который своим штоком перемещает горизонтально поступательно силовой Побразный каркас 13 с панельками 2 и 5 в направляющих 7 и 11. При полном выдвижении силового П-образного каркаса 13 с панельками 2 и 5 подается сигнал на привод 6, шток которого через рычаг 12 вместе с панелькой 5 и через тягу 3 с панелькой 2 начинают совершать одновременные колебательные перемещения вниз на угол a = 20° – 70° с периодом колебаний Т = 0,5 – 4,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 10 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панелек 2 и 5 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 6. Панельки 2 и 5 фиксируются перед входом в воздухозаборник 10, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 8, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 10. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.11. Устройство защиты от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.70) [45] содержит подвижную панель, выполненную из силового П-образного каркаса, состоящего из внешних продольных трубок 5 с размещенными в них осями с панельками 3 и 4, балки 1. На внешних продольных трубках 5 установлены приводы 2 и 13, шарнирно соединенные через штоки с панельками 3 и 4. Внешние продольные трубки 5 установлены в двух направляющих 9. Балка 1 соединена шарнирно со штоком 10 привода 8, жестко закрепленного на корпусе 7 воздухозаборника 11. Направляющие 9 соединены опорной балкой 12 с направляющей 6 для возможности перемещения штока 10. На балке 1 расположены фиксаторы-упоры 14. Панельки 3 и 4 расположены на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от 54

передней кромки воздухозаборника 11, причем длина b панелек 3 и 4 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 11 выполнены в соотношении b = b/В = 0,5 – 1,2, ширина l панелек 3 и 4 и ширина L миделевого сечения ВУ 11 выполнены в соотношении l = l /L = 0,3 – 0,5.

Рис. 3.70. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид спереди, вид Б

Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 8, который своим штоком 10 перемещает горизонтально поступательно П-образный каркас вперед, т.е. балку 1 с панельками 3 и 4 через внешние продольные трубки 5 в направляющих 9. При полном выдвижении П-образного каркаса и расположении панелек 3 и 4 на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 11 подаются сигналы на приводы 2 и 13, штоки которых вместе с панельками 3 и 4 начинают совершать одновременно колебательные перемещения от фиксаторов-упоров 14 вниз на угол 55

a = 30°– 60° с периодом колебаний Т = 1,0 – 3,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 11 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панелек 3 и 4 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 2 и 13. Панельки 3 и 4 фиксируются перед входом в воздухозаборник 11 фиксаторами-упорами 14, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 8, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 11. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.12. Бортовое защитное устройство от попадания посторонних предметов Бортовое защитное устройство от попадания посторонних предметов (рис. 3.71) [46] содержит подвижную панель, выполненную из силового Побразного каркаса, состоящего из внешних продольных трубок 5 с размещенными в них осями с панельками 3 и 4, балки 1. На внешних продольных трубках 5 установлены приводы 2 и 13, шарнирно соединенные через штоки с панельками 3 и 4. Внешние продольные трубки 5 установлены в двух направляющих 9. Балка 1 соединена шарнирно со штоком 10 привода 8, жестко закрепленного на корпусе 7 воздухозаборника 11. Направляющие 9 соединены опорной балкой 12 с направляющей 6 для возможности перемещения штока 10. На балке 1 расположены фиксаторы-упоры 14. Панельки 3 и 4 бортового защитного устройства расположены на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 11, причем длина lН панелек 3 и 4 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 11 выполнены в соотношении l H = lН/В = 0,5 – 1,2, ширина bН панелек 3 и 4 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 11 выполнены в соотношении b H = bН /L = 0,3 – 0,5. БЗУ работает следующим образом. 56

Рис. 3.71. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид спереди, вид Б

Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 8, который своим штоком 10 перемещает горизонтально поступательно П-образный каркас вперед, т.е. балку 1 с панельками 3 и 4 через внешние продольные трубки 5 в направляющих 9. При полном выдвижении П-образного каркаса и расположении панелек 3 и 4 на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 11 подаются сигналы на приводы 2 и 13, штоки которых вместе с панельками 3 и 4 начинают совершать поочередно колебательные перемещения от фиксаторов-упоров 14 вниз на угол a = 30°– 60° с периодом колебаний Т = 0,5 – 3,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 11 вихревой шнур устраняется по мере поочередного колебательного перемещения панелек 3 и 4 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. 57

В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 2 и 13. Панельки 3 и 4 фиксируются перед входом в воздухозаборник 11 фиксаторами-упорами 14, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 8, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 11. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого жгута на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.13. Устройство защиты от попадания посторонних предметов Устройство содержит (рис. 3.72) [47] нижнюю панель, выполненную из панелек 1 и 11, шарнирно расположенных своими осями 12 в штоке 10 привода 6, жестко закрепленного на корпусе 5 воздухозаборника 8. На штоке 10 установлен привод 3, шарнирно соединенный через штоки 2 с панельками 1 и 11. Панельки 1 и 11 установлены в двух направляющих 7. Направляющие 7 соединены опорной балкой 9 с направляющей 4 для возможности перемещения штока 10. Панельки 1 и 11 расположены на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 8, причем длина b панелек 1 и 11 и высота В миделевого сечения ВУ 8 выполнены в соотношении b = b/В = 0,3 – 1,2, ширина l панелек 1 и 11 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 8 выполнены в соотношении l = l /L = 0,3 – 0,5. Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 6, который своим штоком 10 перемещает горизонтально поступательно подвижную панель с панельками 1 и 11 в направляющих 7. При полном выдвижении панелек 1 и 11 на расстояние с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 8 подается сигнал на привод 3, штоки 2 которого вместе с панельками 1 и 11 начинают совершать одновременно колебательные перемещения вниз на угол a = 30°– 60° с периодом колебаний Т = 0,5 – 2,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 8 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панелек 1 и 11 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. 58

Рис. 3.72. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид спереди, вид Б

При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 3. Панельки 1 и 11 фиксируются перед входом в воздухозаборник 8, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 6, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 8. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а 59

также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.14. Бортовое устройство защиты от попадания посторонних предметов БУЗ (рис. 3.73) [48] содержит подвижную панель 1, которая установлена в корпусе воздухозаборника 7 и имеет возможность возвратнопоступательного перемещения в горизонтальном направлении. Панель 1 выполнена из двух жестко соединенных панелек под углом g = 90° – 180°, образующих Г-образную форму, и своей осью соединена с приводами 2, расположенными на продольных трубках П-образного каркаса 3. Побразный каркас 3 установлен в двух направляющих 4 и 8 и шарнирно соединен со штоком привода 5, жестко закрепленного на корпусе 6 воздухозаборника 7.

Рис. 3.73. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид сбоку, вид Б

Панель 1 расположена на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки воздухозаборника 7, причем длина lП панели 1 и высота В миделевого сечения ВУ 7 выполнены в соотношении l П =lП/В = 0,3 – 2,0, ширина bП панели 1 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 7 выполнены в соотношении b П = bП/L = 0,9 – 1,0. БУЗ работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 5, который своим штоком перемещает горизонтально поступательно вперед Побразный каркас 3 с панелью 1 в направляющих 4 и 8. При полном вы60

движении панели 1 на расстояние с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 7 подаются сигналы на приводы 2. Приводы 2, воздействуя на ось панели 1, позволяют ей совершать колебательное перемещение от уровня нижней кромки воздухозаборника 7 на угол a = 30°– 90° с периодом колебаний Т = 0,5 – 3,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 7 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панели 1 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому БУЗ работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение приводов 2. Панель 1 фиксируется перед входом в воздухозаборник 7, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение привода 5, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 7. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БУЗ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.15. Бортовое защитное устройство от попадания посторонних предметов БЗУ (рис. 3.74) [49] содержит панель 1, расположенную на штоке 4 привода 6, жестко закрепленного на корпусе 7 воздухозаборника 3. Панель 1 расположена в направляющих 5 и направляющей 2 продольной балки. Панель 1 расположена на расстоянии с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки ВУ 3, причем длина lН панели 1 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 3 выполнены в соотношении l Н = lН /В = 0,05 – 1,2, ширина bП панели 1 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 3 выполнены в соотношении b Н = bН /L = 0,8 – 0,9. БЗУ работает следующим образом. Во время запуска двигателя подается сигнал на привод 6, который своим штоком 4 перемещает горизонтально поступательно вперед панель 1 в направляющих 5 и направляющей 2 продольной балки. При полном выдвижении панели 1 на расстояние с = 0,005 – 0,01 м от передней кромки 61

воздухозаборника 3 подается повторный сигнал на привод 6, шток 4 которого вместе с панелью 1 начинают совершать колебательное перемещение на угол a = 30°– 90° с периодом колебаний Т = 0,5 – 4,0 с. Образующийся на входе в воздухозаборник 3 вихревой шнур устраняется по мере колебательного перемещения панели 1 путем снижения его интенсивности и придания ему неустойчивого положения. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. При рулении ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. В процессе взлета ЛА подается сигнал на выключение привода 6. Панель 1 фиксируется перед входом в воздухозаборник 3, перекрывая зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается повторный сигнал на включение привода 6, который производит уборку устройства в корпус воздухозаборника 3.

Рис. 3.74. Общий вид устройства, вид сверху, разрез А-А, и вид спереди, вид Б

62

Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение предлагаемого устройства позволит уменьшить вероятность засасывания вихревого шнура на входе в воздухозаборник, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.16. Защитное устройство от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.75) [50] содержит корпус 1 воздухозаборника, верхний 2 и нижний 3 выдвижные панели, которые перемещаются по направляющим 4 соответственно назад-вперед и вперед-назад при помощи гидроцилиндров 5. Нижняя панель 3 снабжена боковыми ребрами 6.

Рис. 3.75. Общий вид устройства, вид сбоку

Устройство работает следующим образом. При запуске двигателей подаются сигналы на гидроцилиндры 5, штоки которых одновременно перемещают верхнюю панель 2 по направляющим 4 корпуса 1 ВУ назад на расстояние l В = 0,3 – 0,375 м, а нижнюю панель 3 с боковыми ребрами 6 по направляющим 4 корпуса 1 ВУ вперед на расстояние l Н = 0,275 – 0,325 м. Воздушный поток в большей степени будет засасываться внутрь воздухозаборника с верх63

ней полусферы самолета, а скорость течения потока под корпусом 1 воздухозаборника уменьшится, тем самым уменьшится и интенсивность вихреобразования у поверхности аэродрома. Следовательно, будет исключена вероятность засасывания ПП в тракт воздухозаборника на режимах стоянки и руления самолета по аэродрому. При взлете (посадке) ЛА выдвинутая вперед непрозрачная нижняя панель 3 уменьшает зону попадания ПП в тракт корпуса 1 воздухозаборника от колеса передней стойки шасси собственного самолета и от реактивной струи впереди взлетающего самолета. Выключение из работы устройства обеспечивается на стадии взлета после отрыва передней стойки шасси от поверхности аэродрома или после выключения двигателей ЛА на режиме его стоянки на земле, а включение в работу – при его посадке на ВПП в момент касания колеса передней стойки шасси поверхности аэродрома. Применение в эксплуатации БЗУ при работе самолета Су-24М на земле позволит уменьшить вероятность вихреобразования воздушного потока, засасываемого в воздухозаборник с поверхности аэродрома, и тем самым защитить двигатели от попадания ПП, а также повысить окружную равномерность потока перед воздухозаборником СУ. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.17. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов Устройство (рис. 3.76) [51] содержит подвижные нижнюю 1 и верхнюю 2 панели воздухозаборника 3 с размерами l Н и l В, выполненные соответственно в соотношении с высотой В миделевого сечения воздухозаборника 3 l Н = lН/В = 0,14 – 0,15, l В = lВ/В = 0,21 – 0,23. Нижняя панель 1 соединена с корпусом воздухозаборника 3 шарниром 4 и фиксатором 5, а при помощи рычага-качалки 6 – со штоком привода 7. Верхняя панель 2 соединена со штоком привода 8 и фиксатором 9 и способна к горизонтальному поступательному перемещению в направляющих 10 на расстояние b = b/L = 0,68 – 0,74. Устройство работает следующим образом. Во время запуска двигателя на земле одновременно подаются команды на включение в работу фиксаторов 5 и 9, приводов 7 и 8. Фиксатор 5 производит расфиксацию подвижной нижней панели 1. Привод 7 своим штоком, воздействуя на рычаг-качалку 6, повернет в шарнире 4 вверх подвижную нижнюю панель 1 на угол j Н = 15°–20°, увеличивая расстояние Н1. Фиксатор 9 производит расфиксацию подвижной верхней панели 2. Шток привода 8 переместит поступательно внутрь воздухозаборника 3 в направляющих 10 на расстояние b = b/L = 0,68 – 0,74 64

Рис. 3.76. Общий вид устройства, вид сбоку и вид спереди

подвижную верхнюю панель 2. Вихревое течение потока под воздухозаборником 3 уменьшается. Исчезают срывные явления с передней кромки подвижной нижней панели 2 за счет уменьшения скорости потока в нижней полусфере в воздухозаборник 3. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя ЛА. Во время руления ЛА по аэродрому устройство работает аналогично. При взлете (посадке) ЛА подвижная нижняя панель 1 длиной l Н = l Н /В = 0,14 – 0,15 с углом jН = 15° – 20° уменьшает зону попадания ПП в тракт воздухозаборника 3 из-под переднего колеса стойки шасси или от струи впереди взлетающего (рулящего) ЛА. 65

Выключение устройства обеспечивается на стадии взлета ЛА после отрыва переднего колеса стойки шасси от поверхности аэродрома в обратном порядке, а повторное включение на стадии его посадки при касании переднего колеса стойки шасси поверхности аэродрома. При выключении двигателя устройство убирается в воздухозаборник 3. Применение в эксплуатации устройства позволит уменьшить вероятность образования вихревых шнуров на входе в воздухозаборник и засасывания ПП с поверхности аэродрома, исключить срывные явления с передней кромки нижней панели, а также обеспечить рациональные весовые параметры обеих панелей, что позволит повысить окружную равномерность потока перед двигателем ЛА. Эффективность использования БЗУ по произведенным расчетам соответствует БУЗ по пп. 3.1.5.5. 3.1.5.18. Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от засасывания посторонних предметов Были проведены экспериментальные исследования с постановкой на воздухозаборники самолета бортовой системы защиты (БСЗ) с использованием регулируемых передних кромок и окон подпитки ВУ самолета. Для получения количественных показателей работы БСЗ были проведены экспериментальные исследования на экспериментальной установке, представленной в пп. 3.1.2 по методике пп. 3.1.3. Отличия заключались в том, что моделирование раздела сред осуществлялось в виде плоской твердой модели аэродрома, а в качестве визуализации вихревых шнуров применялся дымовой метод. В качестве объекта исследования использовался воздухозаборник модели самолета Су-24М с соблюдением подобия по числу Re. Эксперимент проводился с использованием БСЗ на одном из воздухозаборников самолета. Эксперимент показал [52], что при расстоянии с = 0 м и поворота малого крыла на d = 90° и l = 0,28 м (рис. 3.77) на входе в воздухозаборник образовывался вихрь большой интенсивности. При выдвижении панели на расстояния с = 0,2 м и с = 0,3 м и поворота малого крыла на угол d = 90° и при l = 0,39 м вихрь постепенно уменьшал свою интенсивность (рис. 3.78 и 3.79), но оставался устойчивым за счет периодического его «разрыва» с проточной частью ВУ. При расстоянии с = 0,35 – 0,45 м и поворота малого крыла на d = 90° и при l = 0,39 м характерным было то, что вихревое течение практически отсутствовало на входе в ВУ, а поток в основном засасывался с верхней полусферы самолета (рис. 3.80). БСЗ (рис. 3.81) содержит защитный экран, выполненный в форме малого крыла 1, корневая хорда которого b0 составляет 0,6 – 0,7 высоты В входа в ВУ 2, концевая хорда bk составляет 0,5 – 0,6 корневой 66

хорды b0, углы стреловидности c1 и c2 по передней и задней кромкам крыла соответственно составляют 60° – 70° и 50° – 60°, размах l малого крыла 1 соответствует значению 0,7 – 0,9 ширины L входа в воздухозаборник 2. Малое крыло 1 шарнирным соединением 3 соединено с внешней боковой стенкой ВУ 2 и способно к отклонению на устано-

Рис. 3.77. Течение потока при работе БСЗ с с = 0 м, d = 90°, l = 0,28 м

Рис. 3.78. Течение потока при работе БСЗ с с = 0,2 м, d = 90°, l = 0,39 м

Рис. 3.79. Течение потока при работе БСЗ с с = 0,3 м, d = 90°, l = 0,39 м

Рис. 3.80. Течение потока при работе БСЗ с с = 0,45 м, d = 90°, l = 0,39 м

вочный угол d = 85° – 95° с расположением впереди основного крыла 4 ЛА 5 в плоскости его хорд при помощи привода 6 через рычаг 7, перемещение которого возможно в направляющей 8, закрепленной жестко на внутренней панели малого крыла 1. Верхняя панель 9 соединена со штоком привода 10 и способна к перемещению в направляющих 11 на расстояние с = с/l = 0,9 – 1,0. На нижней кромке паза для крыла 1 установлен фиксатор 12, а на передней верхней кромке ВУ 2 – фиксатор 13. 67

Рис. 3.81. Общий вид устройства, вид сбоку, вид сверху и вид спереди

68

БСЗ работает следующим образом. Во время запуска двигателя одновременно подаются сигналы на включение в работу фиксаторов 12 и 13, приводов 6 и 10. Фиксатор 12 производит расфиксацию малого крыла 1. Привод 6 своим штоком, воздействуя на рычаг 7, перемещающийся в направляющей 8, повернет благодаря шарнирному соединению 3 вверх малое крыло 1 на угол d. Малое крыло 1 располагается впереди основного крыла 4 в плоскости его хорд. Фиксатор 13 производит расфиксацию верхней панели 9. Шток привода 10 переместит поступательно внутрь воздухозаборника 2 в направляющих 11 на расстояние с = с/l = 0,9 – 1,0 верхнюю панель 9. Скорость течения воздушного потока в нижней полусфере воздухозаборника 2 уменьшается. Вихревые шнуры разрушаются. Воздушный поток в большей степени засасывается в воздухозаборник 2 с верхней полусферы ЛА 5 и малого крыла 1. ПП с поверхности аэродрома не попадают внутрь двигателя. Во время руления ЛА 5 по аэродрому БСЗ работает аналогично. При взлете ЛА 5 подается сигнал на привод 10, который переместит верхнюю панель 9 в направляющих 11 в исходное состояние, фиксируя ее фиксатором 13. Малое крыло 1 увеличивает суммарную площадь крыла ЛА 5, повышая его взлетно-посадочные характеристики. Уборка малого крыла 1 производится совместно с уборкой шасси ЛА 5. В процессе посадки ЛА 5 отклонение малого крыла 1 осуществляется с выпуском шасси, а выдвижение верхней панели 9 – на расстояние с в момент касания переднего колеса стойки шасси поверхности аэродрома. При выключении двигателей БСЗ убирается в воздухозаборник 2. Расчеты показывают, что БСЗ позволяет для самолета Су-24М снизить вероятность засасывания ПП в эксплуатации от вихревого шнура на 50% – 60%, увеличить тягу двигателей до 2% – 3%, уменьшить длину разбега самолета до 300 м. 3.1.5.19. Бортовое устройство защиты силовой установки от засасывания посторонних предметов БУЗ (рис. 3.82) [53] содержит корпус 1 воздухозаборника, поворотный защитный экран 2, соединенный шарнирами 3 с боковым корпусом 1 воздухозаборника впереди в плоскости хорд основного крыла 4. Защитный экран 2 снабжен направляющими 5, в которых установлены с возможностью перемещения оси 6, шарнирно соединенные со штоками гидроцилиндров 7. Гидроцилиндры 7 жестко закреплены на корпусе 1 воздухозаборника. На нижней боковой кромке корпуса 1 воздухозаборника расположены замки фиксации 8. 69

Рис. 3.82. Общий вид устройства, вид сбоку и вид спереди

БУЗ работает следующим образом. Во время запуска двигателя подаются сигналы на замки фиксации 8 и на гидроцилиндры 7. Замки фиксации 8 освобождают экран 2, который выполнен в виде малого крыла с размахом L и составляет 0,5 – 0,9 высоты В миделевого сечения воздухозаборника, корневой хордой b0, которая составляет 0,06 – 0,08 высоты В миделевого сечения воздухозаборника, концевой хордой bk, которая составляет 0,4 – 0,5 корневой хорды b0, а штоки гидроцилиндров 7 отклоняют его на угол d= 85° – 95° от нижней боковой кромки корпуса 1 воздухозаборника. Поворотный экран 2 фиксируется впереди в плоскости хорд основного крыла 4. Воздушный поток в большей степени засасывается внутрь СУ с нижней боковой полусферы самолета, не образуя вихрь, так как высота расположения нижней боковой кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома имеет большее значение, чем высота расположения корпуса 1 воздухозаборника на самолете. Скорость течения потока под корпусом 1 воздухозаборника уменьшится. Следовательно, уменьшится и интенсивность вихреобразования в потоке. Будет

70

исключена возможность засасывания ПП в тракт СУ как при стоянке, так и при рулении самолета по аэродрому. На режимах взлета (посадки) самолета установленный впереди в плоскости хорд основного крыла 4 поворотный экран 2, выполненный в виде малого крыла, позволит, как показывают расчеты, для Су-24М увеличить тягу двигателей до 2% – 3%, получить прирост подъемной силы, что уменьшит длину разбега (пробега) ВС по ВПП до 300 м. 3.1.5.20. Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от попадания посторонних предметов БСЗ (рис. 3.83) [54] содержит корпус 1 воздухозаборника, поворотный защитный экран 2, соединенный шарнирами 3 с боковым корпусом 1 воздухозаборника впереди в плоскости хорд основного крыла 4, расположенного посередине корпуса 1 воздухозаборника. Защитный экран 2 снабжен направляющими 5, в которых установлены с возможностью перемещения оси 6, шарнирно соединенные со штоками гидроцилиндров 7. Гидроцилиндры 7 жестко закреплены на корпусе 1 воздухозаборника. На верхней боковой кромке корпуса 1 воздухозаборника расположены замки фиксации 8. БСЗ работает следующим образом. Во время запуска двигателя подаются сигналы на замки фиксации 8 и на гидроцилиндры 7. Замки фиксации 8 освобождают экран 2, который выполнен в виде малого крыла с размахом L, который составляет 0,5 – 0,9 высоты В миделевого сечения воздухозаборника, корневой хордой b0, которая составляет 0,06 – 0,08 высоты В миделевого сечения ВУ, концевой хордой bk, которая составляет 0,4 – 0,5 корневой хорды b0, а штоки гидроцилиндров 7 отклоняют его на угол d = 85° – 95° от верхней боковой кромки корпуса 1 воздухозаборника. Поворотный экран 2 фиксируется впереди в плоскости хорд основного крыла 4. Воздушный поток в большей степени засасывается внутрь СУ с верхней боковой полусферы самолета, не образуя вихрь, так как высота расположения верхней боковой кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома имеет большее значение, чем высота расположения корпуса 1 воздухозаборника на самолете. Скорость течения потока под корпусом 1 воздухозаборника уменьшится. Следовательно, уменьшится и интенсивность вихреобразования в потоке. Будет исключена возможность засасывания ПП в тракт СУ как при стоянке, так и при рулении самолета по аэродрому. На режимах взлета (посадки) самолета Ту-22М3, как показывают расчеты, применение БСЗ позволит получить прирост подъемной силы до 7%, при этом его длина разбега (пробега) по ВПП уменьшится до 71

250 м, и понизится вероятность засасывания ПП от вихрей в эксплуатации на 70%.

Рис. 3.83. Общий вид устройства, вид сбоку и вид спереди

3.1.5.21. Устройство защиты силовой установки с воздушно-реактивными двигателями от попадания посторонних предметов По полученным ранее результатам и разработанным техническим решениям можно сделать вывод, что из наиболее перспективных в настоящее время направлений создания средств защиты следует выделить одно – это применение выдвижной панели на входе в ВУ. Его характеристики пока72

зывают (см. пп. 3.1.4), что оно способно бороться как с вихревыми шнурами, так и попаданием ПП на всех режимах работы ЛА на земле. Однако, полностью исключить их попадание в тракт ВУ также не способно. Но, если применить соответствующие доработки в виде изменения местоположения панели на входе в ВУ, то данное устройство защиты значительно может повысить эффективность борьбы с попаданием ПП в авиадвигатели. Проведем дополнительные исследования по этому направлению. В качестве базового способа проведения экспериментальных исследований был выбран МГА [10]. В основу экспериментальной установки для исследования вихреобразования потока перед моделью ВУ ЛА положен типовой гидробассейн (рис. 2.2 [34]). Особенности проведения эксперимента определены компоновочной схемой установки, использованием в качестве поверхности раздела сред (экрана) – свободной поверхности воды и в качестве основного элемента механического устройства воздействия на вихри – аэродинамической поверхности, расположенной под ВУ. Использование свободной поверхности воды в качестве поверхности раздела сред обусловлено отсутствием необходимости исследовать параметры течения потока у твердого экрана, снижением затрат на визуализацию вихря перед ВУ, уменьшением сил и средств на изготовление экрана, на уменьшение объема РТ, потребного для проведения эксперимента, а также наличием доказательств о возможной в ряде случаев замене поверхности твердого экрана на плоскую свободную поверхность уровня воды [6, 10]. Объектом исследования была выбрана модель ЛА, включающая в себя фюзеляж и присоединенные к нему плоские воздухозаборники, забирающие РТ из гидробассейна. Для проведения экспериментов соблюдались подобия, как и в пп. 2.1.3 [34]. Следует отметить, что для РТ – воды критическое число Рейнольдса соответствует 500 – 580 единицам. Следовательно, условие автомодельности будет выполняться при сравнительно небольших скоростях модельного потока жидкости. В этом случае отпадает необходимость в строгом соблюдении равенства чисел Re реального объекта и его масштабного образца. Достаточно обеспечить автомодельность течения по числам Рейнольдса. Поэтому требования теории подобия соблюдены в силу геометрического подобия модели ВУ ЛА с его натурным образцом, а также в силу удовлетворения условиям проведения эксперимента по критериальному параметру – числу Re [11, 20]. Выполнение данного условия осуществлялось по секундному массовому расходу рабочей жидкости G В на входе в водозаборник, причем ее расход оставался неизменным в процессе всех экспериментов. Такой расход рабочей жидкости GВ обес73

печивал выполнение требований теории подобия по числу Re. Для модели ЛА с ВУ самолета Су-27, выполненной в масштабе mi = 25, число

Рейнольдса соответствовало Re = 3,1994 × 104 > Re КР = 500 – 600. Оно определенно по характерному линейному размеру и скорости потока на входе в ВУ. Особенности методики проведения эксперимента по сравнению с пп. 2.1.3 [34] заключались в следующем. Модель самолета Су-27 включала в себя только носовую часть фюзеляжа и центроплан. Моделировалась работы только одного ВУ, поэтому эксперимент по совместной работе двух водозаборников не проводился. Конструктивно-компоновочная схема исследуемой модели ЛА представлена на рис. 3.84, а ее геометрические параметры и исследуемой модели защитного устройства представлены в табл. 3.2. Влияние кормовой части и газовой струи от двигателей считалось незначительным и исключалось.

Рис. 3.84. Конструктивно-компоновочная схема модели самолета Су-27 с воздухозаборниками Таблица 3.2 Геометрические параметры водозаборника и исследуемой модели бортового защитного устройства

74

Модель самолета Су-27 располагалась на расстоянии не менее 6-ти гидравлических диаметров входа водозаборника от стенок гидробассейна и не менее 10-ти указанных диаметров – от дна гидробассейна. Для визуализации вихревых шнуров перед моделью ВУ использовался эффект светового выделения воронки ядра вихря, заполнившейся воздухом [10]. Уровень воды над моделью ВУ в гидробассейне поддерживался постоянным специальной системой регулирования. Вода по заполнению гидробассейна до требуемого уровня и установки в нем модели ВУ выдерживалась более 3 – 5 часов до полного ее успокоения. Температура воздуха в помещении поддерживалась постоянной, а его циркуляция, связанная со сквозняками, исключалась. Качественный анализ вихреобразования перед ВУ проводился на базе материалов визуализации вихревых шнуров по фотографиям и другим носителям результатов эксперимента. Обработка эксперимента проводилась по трем направлениям, связанным с особенностями эксперимента, вызванными компоновочной схемой установки и режимом работы панели: – первое направление характеризовалось статическим положением панели в пространстве между ВУ и экраном (рис. 3.85); – второе направление связано с колебательным поведением панели в процессе подавления вихревых шнуров (рис. 3.86); – третье направление определено колебательным режимом работы кормовой части панели (рис. 3.87). Для количественной оценки результатов эксперимента использованы следующие параметры ВУ и панели (рис. 3.85 – 3.87): GВ – секундный массовый расход РТ через модель водозаборника, GВ = 1,5 кг/с; Н – отстояние модели ВУ от свободной поверхности раздела сред, Н = 0,05 м; SВХ – площадь канала модели ВУ по входу, SВХ = 1,04 10 -3 м2; SПАН – площадь панели, м2; bO – корневая хорда панели, м; bК – концевая хорда панели, м; l – размах панели, м; – угол (углы) стреловидности панели по передней кромке, g град; hП – удаление задней кромки панели от передней кромки нижней обечайки ВУ по оси ординат, м; хК.П – удаление задней кромки панели от передней кромки нижней обечайки ВУ по оси абсцисс, м; – угол установки панели, град; aП – угол отклонения колеблющейся кормовой части панели, aК град. 75

Рис. 3.85. К объяснению выбора параметров ВУ со статическим положением панели перед ВУ

Рис. 3.86. К объяснению выбора параметров ВУ с колебательным режимом работы панели

Рис. 3.87. К объяснению выбора параметров ВУ с колебательным режимом работы кормовой части панели 76

Результаты эксперимента сведены в таблицы и представлены ниже. Эксперимент проводился с оформлением протокола испытаний. Полученные массивы подвергались обработке по методу Стьюдента [21] с точностью, предъявляемой к инженерным расчетам. По результатам протокола испытаний оформлялись таблицы проведения эксперимента и производился анализ полученных результатов времени t КВ существования вихря при H = const . По необходимости производилось повторное проведение эксперимента с целью уточнения значений времени t КВ . Выявленный положительный эффект уточнялся, производился поиск оптимальных условий для его реализации и выявлялись параметры, удобные для графического представления. Производился перевод их в относительные величины с последующим использованием в качестве базовых данных для анализа и других видов использования. Исследования, отвечающие эксперименту со статическим расположением панели между входным устройством и экраном Исследования представлены в виде сводной табл. 3.3 и фотографий вихревого течения потока перед воздухозаборником модели самолета Су-27 (рис. 3.88 – 3.91). Исследованию подвергались 10 панелей, имеющих различную форму в плане (табл. 3.3), и устанавливаемых на различном удалении от входа в ВУ. Анализ материалов исследований показывает [55, 56], что рациональной с точки зрения локализации вихревых шнуров в пространстве между панелью и поверхностью аэродрома является прямоугольная форма панели в плане (рис. 3.88), установленной между входом в ВУ и поверхностью аэродрома согласно параметрам табл. 3.3 (случай II,3). Течение потока непосредственно перед ВУ для этой панели становится безвихревым. Вихревой шнур локализуется в пространстве между нижней поверхностью панели и поверхностью аэродрома. Интенсивность вихревого движения потока под панелью возрастает. По результатам исследований было разработано устройство защиты СУ с ВРД от попадания ПП (рис. 3.92) [57]. Устройство защиты включает в себя панель 1, снабженной ребрами жесткости 2, на которой расположены узлы 3 на ее передней и задней кромках. В узлах 3 шарнирно закреплены односторонние выпуклые профили 4 и 5, вторые концы которых закреплены шарнирно в узлах 6 на корпусе 7 воздухозаборника ЛА 8, расположенного на поверхности аэродрома 9. К двум задним профилям 5 шарнирно закреплены штоки 10 гидроцилиндров 11, закрепленные в узлах 12 жесткой связью с корпусом 7 ВУ. Гидроцилиндры 11 закрыты обтекателями 13.

77

Таблица 3.3 Результаты исследований со статическим расположением панелей различной формы между входным устройством и экраном

78

Рис. 3.89. Характерное положение концентрированного вихря для случаев I, III, IV, IХ, Х

Рис. 3.88. Характерное положение концентрированного вихря для случая II

Рис. 3.90. Характерное положение концентрированного вихря для случаев V, VI

Рис. 3.91. Характерное положение концентрированного вихря для случаев VII, VIII

Панель 1 расположена на расстоянии h = h/Н = 0,27 – 0,3 от нижней задней кромки корпуса 7 воздухозаборника при угле установки панели 1 aЭКР = 25°– 30°, причем длина b панели 1 и высота В миделевого сечения корпуса 7 ВУ выполнены в соотношении b = b/В = 0,8 – 1,0, ширина l панели 1 и ширина L миделевого сечения корпуса 7 ВУ выполнены в соотношении l =l/L = 1,3 – 1,35.

79

Рис. 3.92. Схема устройства защиты, общий вид и разрез А-А, вид сверху

Устройство работает следующим образом. При запуске двигателей подается команда гидроцилиндрам 11 на выпуск устройства. Штоки 10 гидроцилиндров 11 перемещаются вперед и перемещают по своим окружностям вперед профили 4 и 5 относительно своих осей в узлах 6. Одновременно с ними перемещается вперед и панель 1 в узлах 3 на угол aЭКР = 25°– 30° и на расстояние h = h/Н = 0,27 – 0,3. На поверхности аэродрома 9 образуется вихревой шнур большой интенсивно-

80

сти, однако он располагается не под корпусом 7 воздухозаборника, а под панелью 1. ПП не попадают в тракт воздухозаборника. При рулении ЛА 8 по аэродрому БУЗ работает аналогично. В процессе взлета ЛА 8 панель 1 перекрывает зону разлета ПП изпод колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на включение гидроцилиндров 11, которые производят уборку устройства в корпус 7 воздухозаборника. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА 8 в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение устройства позволяет уменьшать вероятность засасывания вихревого шнура на входе во ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА на всех режимах работы двигателя на земле. Так, с установкой БЗУ на ВУ самолета Су-27, как показали расчеты, можно снизить вероятность попадания ПП в двигатели до 97%. Эффективность предложенного устройства может быть увеличена посредством дополнительных затрат энергии в виде механической работы на разрушение вихревых шнуров. Такая работа над воздушным потоком, забираемым двигателями через ВУ, может быть совершена посредством колебательного движения панели относительно выбранной оси вращения. Исследования, отвечающие эксперименту с колебательным перемещением панели в процессе подавления вихревых шнуров Исследовались характеристики влияния панели прямоугольной формы в плане на локализацию вихревых шнуров в пространстве между нижней поверхностью панели и поверхностью аэродрома в зависимости от хорды панели bО и от ее расположения перед входом в ВУ по параметру хК.П при постоянном удалении панели от ВУ по высоте hП. Характерные результаты исследований сведены в табл. 3.4. Анализ результатов (рис. 3.93 – 3.104) [55, 58] показывает, что рациональной с точки зрения подавления вихревых шнуров на входе в ВУ путем локализации его между панелью и поверхностью аэродрома с последующей ликвидацией (рис. 3.100 и 3.101) является прямоугольная форма панели в плане для 3 варианта (табл. 3.4). Изменение геометрических и динамических параметров панели в сторону удаления от указанного варианта сопровождается повышением вихревой активности потока перед ВУ. 81

Таблица 3.4 Результаты исследований с колебательным поведением панели в процессе подавления вихревых шнуров Исследуемая панель Форма Размеры панели bо, м l, м

bо l

aп, град

Результаты эксперимента hп, хк.п, Т, aк, м м с град

tкв, с

0,02

0,032

15

0 - 15

0,008

-0,004

0,5 - 2

0 - 10

0,03

0,032

15

0 - 15

0,008

0,006

0,5 - 2

0 - 20

0,04

0,032

15

0 - 15

0,008

0,016

0,5 - 2

∞

Рис. 3.93. На входе в ВУ образовался вихревой шнур (αП = 0º, Т = 0 с, b0 = 0,02 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.94. Вихревой шнур не замыкается на панель (αП = 15º, Т = 2 с, b0 = 0,02 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.95. На входе в ВУ образовался вихревой шнур (αП = 0º, Т = 0 с, b0 = 0,03 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.96. Вихревой шнур не замыкается на панель (αП = 15º, Т = 2 с, b0 = 0,03 м, l = 0,032 м) 82

Рис. 3.97. Вихревой шнур замыкается со входом ВУ (αП = 20º, Т = 2 с, b0 = 0,03 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.98. Вихревой шнур замыкается еще больше со входом ВУ (αП = 25º, Т = 2 с, b0 = 0,03 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.99. На входе в ВУ образовался вихревой шнур (αП = 0º, Т = 0 с, b0 = 0,04 м, l = 0,032 м)

Рис. 2.100. Вихревой шнур замыкается на панель, уменьшая интенсивность (αП = 10º, Т = 2 с, b0 = 0,04 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.101. Вихревой шнур уменьшается за счет колебания панели (αП = 15º, Т = 2 с, b0 = 0,04 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.102. Вихревой шнур не замыкается на панель (αП = 20º, Т = 2 с, b0 = 0,04 м, l = 0,032 м) 83

Рис. 3.103. Вихревой шнур не замыкается на панель (αП = 25º, Т = 2 с, b0 = 0,04 м, l = 0,032 м)

Рис. 3.104. Вихревой шнур не замыкается на панель (αП = 0º, Т = 2 с, b0 = 0,04 м, l = 0,032 м)

Устройство (рис. 3.105 и 3.106) содержит корпус ВУ 1, выдвижную панель 2, передняя кромка которой жестко соединена с осью 3, установленной в двух шарнирных узлах 4. Узлы 4 расположены на двух упорных рычагах 5 телескопического типа, концы которых закреплены в шарнирных узлах 6, зафиксированных на корпусе ВУ 1. По обеим сторонам задней кромки панели 2 установлены шарнирные узлы 7, где закреплены управляющие стойки 8 телескопического типа и промежуточные рычаги 9. На управляющих стойках 8 выточены буртики, на которые насажены пружины 10, расположенные во втулках 11, соединенные с корпусом ВУ 1 при помощи шарнирных узлов 12. Концы управляющих стоек 8 выполнены в виде шара, что позволяет им скользить по поверхности фигурных колес 13, насаженных на валы 14 и соединенных через червячные передачи с электродвигателями 15. Концы промежуточных рычагов 9 выполнены вильчатыми и через болтовое соединение 16 способны к перемещению в пазах штоков 17 гидроцилиндров 18, закрепленных на нижней части корпуса ВУ 1, где расположены направляющие 19 панели 2, на котором установлены ребра жесткости 20. Устройство закрыто обтекателями 21 и 22. Панель 2 располагается под углом a = 10°– 15° к оси ВУ 1, причем длина b панели 2 и высота В миделевого сечения корпуса ВУ 1 выполнены в соотношении b = b/В = 0,8 – 1,0, ширина l панели 2 и ширина L миделевого сечения корпуса ВУ 2 выполнены в соотношении l =l/L = 1,3 – 1,35. БЗУ работает следующим образом. При запуске двигателей (рис. 3.106) включаются в работу гидроцилиндры 18, которые своими штоками 17 начинают перемещать вперед в направляющих 19 через промежуточные рычаги 9 панель 2, при этом перемещаются вперед и упорные рычаги 5. Одновременно со штоками 17 84

Рис. 3.105. Схема устройства защиты, общий вид и разрез А-А, вид сверху

вперед перемещаются и управляющие стойки 8, перемещая вокруг узлов 12 втулки 11. После того, когда шары управляющих стоек 8 попадут в зацепление с поверхностями фигурных колес 13 (шар в вогнутой части), гидроцилиндры 18 останавливаются. В работу включаются электродвигатели 15, которые через червячное соединение с валами 14 начинают вращать 85

Рис. 3.106. Схема устройства защиты в разрезе, вид сбоку

86

фигурные колеса 13, при этом по внешним поверхностям фигурных колес 13 начинают скользить шары управляющих стоек 8, перемещая вниз управляющие стойки 8 при скольжении шара от вогнутой поверхности к выпуклой. Пружины 10 сжимаются во втулках 11, шарнирные узлы 7 перемещаются вниз вместе с промежуточными рычагами 9, болтовые соединения 16 которых в пазах штоков 17 гидроцилиндров 18 смещаются вперед до упора. Задняя кромка панели 2 смещается вниз из-за поворота оси 3 в шарнирах 4 на угол a = 10°– 15°. При перемещении шаров управляющих стоек 8 от выпуклых к вогнутым поверхностям происходит их перемещение вверх за счет возвратного действия пружины 10. Узлы 7 и промежуточные рычаги 9 перемещаются вверх, а болтовое соединение 16 в пазах штоков 17 гидроцилиндров 18 – назад до упора. Задняя кромка панели 2 смещается вверх при помощи поворота оси 3 в шарнирных узлах 6. Подвижная панель 2 совершает колебательные движения с периодом колебаний Т = 0,5 – 2,0 с и поворотом на угол a = 10°– 15°. За счет колебательных движений панели 2 образующиеся вихревые шнуры под ВУ 1 начинают изменять свою интенсивность, становятся неустойчивыми и в дальнейшем разрушаются. ПП не попадают в тракт ВУ 1. При рулении ЛА по аэродрому БУЗ работает аналогично. При взлете ЛА электродвигатели 15 фиксируются в таком положении, чтобы шары управляющих стоек 8 находились в верхней точке выпуклых частях фигурных колес 13, когда задняя кромка панели 2 находилась в самой нижней точке на угле a = 10°– 15°. В процессе взлета ЛА панель 2 перекрывает зону разлета ПП из-под колеса передней стойки шасси. При отрыве переднего колеса стойки шасси от ВПП электродвигатели 15 освобождаются от фиксации и в работу вступают гидроцилиндры 18, которые перемещают в обратной последовательности устройство в убранное положение. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение устройства способствует разрушению вихревых шнуров непосредственно перед ВУ и в зоне между панелью и поверхностью аэродрома и снижению вероятности попадания ПП от колес передней стойки шасси в двигатели ЛА. Так, с установкой БЗУ на воздухозаборник самолета Су-27, как показали расчеты, можно снизить вероятность попадания ПП в двигатели до 99%. Следует отметить, что недостатком устройства являются значительные затраты энергии на колебательные движения всей поверхности панели в воздушном потоке на входе во ВУ. Они могут быть снижены 87

путем рационального уменьшения площади колеблющейся поверхности посредством перехода от колебаний всей панели к колебаниям ее кормовой части. Исследования, отвечающие эксперименту с колебательным режимом работы кормовой части панели Исследованиям подвергалась панель прямоугольной формы в плане, имеющая различную хорду, принудительно колеблющаяся на шарнире ее кормовой части. Характер поведения вихревых шнуров аналогичен результатам, представленным на рисунках 3.99 – 3.104. Анализ полученных результатов показывает [58], что рациональной с точки зрения подавления вихревых шнуров на входе во ВУ и в пространстве между панелью и поверхностью аэродрома является прямоугольная форма панели в плане c колебательным режимом работы ее кормовой части и параметрами, отвечающими варианту 3 табл. 3.5. Течение потока непосредственно перед ВУ становится безвихревым. Вихревой шнур переводится в пространство между нижней поверхностью панели и поверхностью аэродрома и сводится к мелким вихревым возмущениям. Таблица 3.5 Результаты исследований с колебательным режимом работы кормовой части панели Исследуемая панель Форма Размеры панели bо, м l, м bк, м

aп, град

0,04

0,032

0,004

15

0 - 15

0,008

0,016

4 - 5 0 - 10

0,04

0,032

0,013

15

0 - 15

0,008

0,016

4-5

30

0,04

0,032

0,02

15

0 - 15

0,008

0,016

2-3

∞

0,04

0,032

0,02

15

0 - 15

0,008

0,016

4-5

150

bо bк l

Результаты эксперимента hп, хк.п, Т, aк, м м с град

tкв, с

По полученным результатам было разработано устройство для защиты СУ ЛА от попадания ПП (рис. 3.107 и 3.108), включающее в себя панель 2, снабженную ребрами жесткости 6, на которой расположены узлы 3 на ее передней и задней кромках [59]. В узлах 3 шарнирно закреплены стойки 4 и 8, вторые концы которых закреплены шарнирно в узлах 5 и 9 на корпусе воздухозаборника 1. К задней стойке 8 в шарнирном соединении 18 закреплен шток гидроцилиндра 19, расположенный на корпусе воздухозаборника 1. На задней кромке панели 2 расположен узел 7 с упорами 10, в котором установлен датчик 11, подвижный узел 15, включающий в себя ось 12, на котором закреплены валики 88

14, а также уголок 17, расположенный в пазе и подкрепленный пружиной 16. Уголок 17 жестко соединен с кормовой частью панели 2 – закрылком 13. В нижней части корпуса воздухозаборника 1 установлены фиксаторы 20.

Рис. 3.107. Схема устройства защиты сбоку и в виде сверху

89

Рис. 3.108. Схема панели и закрылка, вид сбоку, разрез Б-Б

Длина в панели 2 и высота В миделевого сечения воздухозаборника 1 выполнены в соотношении в = в/В = 0,8 – 1,0, ширина l панели 2 и ширина L миделевого сечения воздухозаборника 1 выполнены в соотношении l = l/L = 1,3 – 1,35. Длина с закрылка 13 и длина в панели 2 выполнены в соотношении с = с/в = 0,3 – 0,35, ширина d закрылка 13 и ширина l панели 2 выполнены в соотношении d = d/l = 0,9 – 1,0. Угол установки панели 2 a = 10° – 15°, а угол установки закрылка 13 aЗ = 0° – 15°. Перемещение закрылка 13 соответствует периоду колебаний Т = 2,0 – 3,0 с. БЗУ работает следующим образом. При запуске двигателей (рис. 3.107) фиксаторы 20 отключаются, подается команда гидроцилиндрам 19 на выпуск устройства. Штоки гидроцилиндров 19 перемещаются вперед и перемещают по своим окружностям вперед стойки 8 и 4 относительно своих осей в узлах 9 и 5 соответственно. Одновременно с ними перемещается вперед и панель 2 в шарнирных узлах 3 на угол a = 10° – 15°. Затем подается команда на датчики 11 (рис. 3.108), которые поворачивают ось 12 вместе с валиками 14, воздействующими на уголок 17. Пружина 16 растягивается, уголок 17 перемещается против часовой стрелки и закрылок 13 поднимается вверх на угол aЗ = 0° – 15° до верхнего упора 10. После этого вращающаяся ось 12 поворачивает валики 14 далее и за счет воздействия пружины 16 уголок 17 поворачивается в ис90

ходное состояние до нижнего упора 10. Процесс колебания закрылка 13 производится с периодом колебания Т = 2,0 – 3,0 с. На поверхности аэродрома образуется вихревой шнур большой интенсивности, располагаемый под закрылком 13 панели 2, который гасится при перемещении закрылка 13 вниз до нижнего упора 10. ПП не попадают в тракт воздухозаборника. При рулении ЛА по аэродрому БУЗ работает аналогично. В процессе взлета ЛА панель 2 перекрывает зону разлета ПП изпод колеса передней стойки шасси. В момент отрыва колеса передней стойки шасси от поверхности аэродрома подается сигнал на выключение датчиков 11 и включение гидроцилиндров 19, которые производят уборку устройства в корпус воздухозаборника 1. Повторное включение устройства производится при посадке ЛА в момент касания колеса передней стойки шасси с поверхностью аэродрома. Повторное выключение устройства из работы осуществляется при выключении двигателя ЛА. Применение устройства позволяет уменьшать вероятность засасывания вихревого шнура на входе в ВУ, а также попадания ПП в тракт двигателя ЛА на всех режимах работы двигателя на земле. Так, с установкой БЗУ на ВУ самолета Су-27, как показали расчеты, можно снизить вероятность попадания ПП в двигатели до 100%. ВЗ

а)

Вихрь

ВЗ

ВЗ

Вихрь

б)

в)

Отсек. поверхн. Вихря нет

Рис. 3.109. Этапы подавления вихря перед воздухозаборником: а – вихрь без отсекающей аэродинамической поверхности; б – с неправильно подобранной отсекающей аэродинамической поверхностью; в – с правильно подобранной отсекающей аэродинамической поверхностью

В целом анализ результатов экспериментального исследования подавления вихрей посредством отсекающей аэродинамической поверхности показал, что: – наибольшая интенсивность вихря присуща воздухозаборнику без отсекающей поверхности (рис. 3.109, а); – уход от оптимальной формы отсекающей поверхности ведет к увеличению интенсивности вихря воздухозаборника – рис. 3.109, б, где применена трапециевидная форма; 91

– при правильном подборе формы в плане и угла установки отсекающей поверхности (рис. 3.109, в) вихрь замыкается на эту поверхность, а интенсивность его заметно снижается. Наиболее эффективной является прямоугольная форма поверхности в плане. Не исключены и другие способы воздействия на вихревое движение перед воздухозаборником ЛА и для защиты ГТД от попадания ПП.

92

Глава 4 ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗРАБОТКА СРЕДСТВ, ПРЕПЯТСТВУЮЩИХ ПОПАДАНИЮ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ ВО ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ Рассмотрим направление по предотвращению попадания ПП в ВУ ГТД, связанное с разработкой новых средств, препятствующих попаданию ПП в ВУ путем совершенствования входного канала ВУ и определения рациональной компоновки СУ на ЛА.

4.1. Средства, препятствующие попаданию посторонних предметов во входные устройства путем совершенствования их входных каналов 4.1.1. Выбор экспериментального метода исследования В качестве базового способа проведения экспериментальных исследований был выбран МГА [6, 10], указанный в пп. 2.1.1 [34]. 4.1.2. Экспериментальная установка Исследования проводились на той же экспериментальной установке, описанной в пп. 3.1.2, которая представлена на рис. 3.2. Установка позволяла проводить газодинамические исследования потока на входе в ВУ. 4.1.3. Методика проведения экспериментальных исследований Как и в пп. 3.1.3, для получения достоверных результатов по экспериментальным исследованиям и обработке их результатов были выполнены требования выбора допущений и граничных условий, теории подобия, обработки результатов эксперимента и к методике проведения эксперимента. В основном эти требования аналогичны, как и ранее рассмотренные. Требования по выбору допущений и граничных условий. В качестве базового способа проведения экспериментальных исследований был выбран метод с использованием в качестве РТ воздуха. Объектами исследований были выбраны модели следующих форм входных сечений изолированных ВУ без модели самолета: – квадратного сечения со скосом; – квадратного сечения без скоса; – круглого сечения; 93

– полукруглого с губой, поднятой вверх; – полукруглого с губой, опущенной вниз; – ромбовидного сечения. Остальные требования аналогичные, как и в пп. 3.1.3. Требования по выполнению теории подобия и к обработке результатов эксперимента выполнялись, как и в пп. 3.1.3. Также были проведены исследования по замеру скорости V Г при изменении коэффициента АВХ прямоугольного воздухозаборника. Требования к методике проведения эксперимента аналогично выполнялись по пп. 3.1.3 при h =0,06, но выдвижные панели на ВУ при этом не моделировались, как и отсутствовали качественные исследования попадания ПП в каналы ВУ. 4.1.4. Результаты исследования Исследования представлены в виде графических зависимостей гори_

зонтальной скорости V Г по длине ВУ L и высоты H расположения ВУ от поверхности раздела сред, а также фотографий вихревых течений потока под ВУ. 4.1.4.1. Определение скоростей V Г для входного устройства квадратного сечения со скосом В процессе проведения эксперимента при высоте Н =1,99 можно отметить, что скорости V Г растут по мере приближения к плоскости входного сечения и на некотором удалении от него достигают максимальных значений (рис. 4.1). Непосредственно под нижней кромкой в плоскости входного сечения скорости V Г начинают уменьшаться. При визуализации потока можно заметить в этом месте вихревое течение. Интенсивность вихревого шнура довольно слабая. Он то возникает, то исчезает. Направление вращения переменное. Ядро вихря постоянно перемещается по экрану (рис. 4.2). Скорости V Г убывают до некоторой величины, после чего снова начинают возрастать. По мере удаления от плоскости входного сечения ВУ скорость V Г достигает некоторого максимального значения, после чего снова начинает уменьшаться. На больших высотах Н скорости V Г имеют преимущественно малые значения. Максимальная скорость V Г при Н =1,99 _

наблюдается под ВУ на удалении L =0,97 и составляет примерно 1,8 м/с. _

Второй пик скорости V Г наблюдается перед ВУ на удалении L =1,4 и составляет примерно 1,6 м/с. 94

При Н =1,58 под ВУ появляется водный след вихря (рис. 4.3), который 20.0 вращается то в одну, то в М/С другую сторону. Отмечается его «блуждание» по 16.0 поверхности экрана. Вихревых шнуров нет. При высоте Н =1,46 0.86 (рис. 4.4) интенсивность 12.0 вихря несколько возросла. С вершины водного 0.99 следа вихря иногда отры8.0 ваются капли воды, часть из которых разлетаются в VГ разные стороны, а часть 1.38 попадает в ВУ. 4.0 При еще меньшей Н _ H=1.99 скорости V Г начинают значительно возрастать. 0.0 _ Так, при высоте Н =1,38 -2.0 -1.0 0.0 1.0 L 2.0 скорость под ВУ состав_ ляет 5,5 м/с, а перед – 4,5 Рис. 4.1. Зависимость V Г по L для Н м/с (рис. 4.1). СоответстВУ квадратного сечения со скосом венно приближаются друг к другу координаты пиков скоростей. На рис. 4.5 под ВУ виден вихрь. Интенсивность его не очень велика. Однако на поверхности воды образуется след от вихря, который вращается то в одну, то в другую сторону. Иногда с водной поверхности отрываются капли воды, которые, описав спираль, либо попадают в канал ВУ, либо разлетаются в разные стороны. «Блуждание» ядра вихря по поверхности экрана практически прекратилось. При Н =1,22 на поверхности экрана также образуется вихревое течение. Интенсивность вихря выше, чем при Н =1,38. С водной поверхности отрываются капли и по Рис. 4.2. ВУ квадратного сечения спирали улетают в канал ВУ со скосом при Н =1,99 (рис. 4.6). Воздухозаборник

95

Рис. 4.3. ВУ квадратного сечения со скосом при Н =1,58

Рис. 4.4. ВУ квадратного сечения со скосом при Н =1,46

Рис. 4.5. ВУ квадратного сечения со скосом при Н =1,38

Рис. 4.6. ВУ квадратного сечения со скосом при Н =1,22

При Н =1,1 на водной поверхности раздела сред образуется волна, которая иногда захлестывает вихрь (рис. 3.13). В момент захлестывания вихря волной вихревые шнуры отсутствуют, но все же вихревое течение иногда успевает сформироваться. В этот момент между поверхностью экрана и входом в ВУ формируется интенсивный вихревой шнур. Через некоторое время он разрушается под воздействием волны. В этот момент вихревых шнуров, которые бы увлекали за собой капли воды в канал ВУ, не видно. ___

Наблюдается это действие в некотором диапазоне высот H от 1,1 до 0,98 и происходит, очевидно, потому, что горизонтальные скорости V Г на некотором этапе становятся несколько выше скоростей в вихревой структуре. Так как вода обладает большей вязкостью и большей инерционностью, то на ее поверхности возникает волна, которая и разрушает вихрь. 96

Следует отметить, что данное явление наблюдается только в том случае, если на поверхность экрана нанесена вода. Если проводить визуализацию при помощи дыма, то этого явления не наблюдается, так как дым обладает меньшей плотностью и вязкостью, чем вода. При уменьшении высоты до Н =0,98 можно заметить фазу формирования двух вихрей на водной поверхности (рис. 3.5). Начиная с этой высоты, интенсивность вихревых течений достигает своих максимальных значений. Далее при уменьшении Н под ВУ всегда образуется два вихря. Образование двух вихрей, очевидно, связано с влиянием боковых стенок воздухозаборного канала. При высоте Н =0,98 скорости V Г под ВУ так же существенно увеличились и стали достигать 15 и 14 м/с соответственно (рис. 4.1). Координаты пиков скоростей V Г также приблизились друг к другу. При Н = 0,86 скорости V Г под каналом достигли значений, равных 17,5 м/с, а перед – 16,5 м/с (рис. 4.1). Координаты максимальных значений скоростей V Г еще ближе приблизились друг к другу. Это гоРис. 4.7. ВУ квадратного сечения ворит о том, что интенсивность со скосом при Н =0,74 вихревых жгутов достигает максимальных значений. На рис. 3.4 видны два вихря, вращающихся в противоположных направлениях. Направление вращения вихрей не меняется. В данном случае количество вихрей обусловлено боковыми кромками воздухозаборного канала. При Н = 0,74 на поверхности раздела сред также образуется два очень интенсивных вихря (рис. 4.7). Направление их вращения не меняется. Скорости V Г возрастают до 50 м/с (рис. 4.1). Анализируя графики на рис. 4.1, можно предположить, что интенсивность вихревого течения с уменьшением Н увеличивается. Скорости V Г под ВУ несколько выше, чем перед ним. Объясняется это тем, что под ВУ происходит поджатие потока, что влечет за собой увеличение его скорости. Таким образом, проанализировав эпюры V Г под ВУ, можно определить максимальные значения скоростей V Г . В тех местах, где скорости V Г изменяются более интенсивно и наблюдается наибольший их перепад от V Г до V Г , там можно предполагать существование вихревых течений, что и подтверждается визуализацией течений потоков под ВУ. MAX

MAX

MIN

97

4.1.4.2. Определение скоростей V Г для входного устройства квадратного сечения без скоса Исследования воздушного потока под и перед воздухозаборным каналом квадратного сечения показывают, что при уменьшении высоты Н характер изменения эпюр скоростей V Г по сравнению с ВУ по пп. 4.1.4.1 практически не изменился. Наблюдается различие в значениях скоростей V Г . Они стали несколько меньше, чем в предыдущем случае. Так, при Н =1,99 значение скорости V Г под ВУ снизилось и стало равно 1,7 м/с под каналом и 1,6 м/с перед ним. Координаты пиков скоростей V Г удалиMAX

_

лись по L и имеют значения 0,97 под ВУ и 1,45 перед ВУ. Эпюра скорости V Г представлена на рис. 4.8. Анализируя данную зависимость, можно сделать вывод, что интенсивность вихревого движения несколько снизилась в отличие от ВУ квадратного сечения со скосом. Данный вывод подтверждается результатами визуализации. На рис. 4.9 видно, что под ВУ образуется вихрь, интенсивность которого мала. Он постоянно перемещается по поверхности экрана. На него может оказывать влияние множество случайных факторов. Вихрь может разрушаться и вновь возниВоздухозаборник кать. Направление его вращения переменное. При Н =1,71 на поверхности экрана М/ С также образуется вихрь. Направление его вращения переменное. Наблюдается «блуждание» по по0,86 верхности раздела сред. Временами вихрь разрушается и 0,99 возникает снова. Вихревых шнуров не наГ блюдается (рис. 4.10). 1,5 При Н =1,5 скорости V Г под и перед ВУ H=1,99 увеличиваются (рис. _ 4.8). Интенсивность L вихря несколько уве_ личилась. Это видно Рис. 4.8. Зависимость V Г по L для Н на рис. 4.11, где на поВУ квадратного сечения без скоса 98

верхности водного экрана наблюдается след от вихря, с вершины которого иногда отрываются капли воды. Вихревой шнур не образуется. Координаты пиков скоростей V Г несколько приближаются друг к другу. Значения VГ под ВУ несколько ниже, чем значения перед ВУ. Объяснить это можMAX

___

но тем, что при уменьшении H потоку воздуха легче попасть в канал спереди, чем из-под него. Данный эффект наблюдается только в каналах без скоса. Очевидно, что верхняя панель ВУ квадратного сечения со скосом на низких высотах Н поджимает поток перед входом и тормозит его. При Н =1,34 на водной поверхности также образуется след от вихря. С водной поверхности отрываются капли воды, часть которых устремляется в канал ВУ, а часть разлетается в разные стороны (рис. 4.12). При Н =1,22 с водной поверхности также отрываются капли воды, большая часть которых устремляется по спирали в ВУ. Интенсивность вихревого течения возрастает (рис. 4.13). В диапазоне высот Н от 1,1 до 0,86 можно заметить, что иногда вихревых течений не наблюдается (рис. 4.14). Точно такой же эффект виден при исследовании квадратного ВУ со скосом. При Н =0,98 скорости под и перед ВУ так же существенно увеличились. Координаты пиков скоростей приблизились друг к другу (рис. 4.8). Характер протекания зависимости стал более крутой. Все это говорит о том, что интенсивность вихревого течения увеличилась. Анализируя вихревые течения (рис. 4.15) при этой высоте, можно заметить фазу формирования двух вихрей большой интенсивности. Образуются вихревые шнуры, которые связывают поверхность экрана и плоскость входа в ВУ. Но их интенсивность несколько ниже, чем у ВУ квадратного сечения со скосом (рис. 3.5). При Н =0,86 под ВУ наблюдаются два вихря противоположной циркуляции. Вращаются они в сторону входа в заборный канал. Интенсивность вихревого течения существенно увеличивается (рис. 4.16), но несколько меньше, чем у ВУ квадратного сечения со скосом. При этой высоте скорости VГ под ВУ достигают значений 10 м/с и перед – 11,8 м/с. Координаты пиков скоростей также приблизились друг к другу (рис. 4.8). Анализируя графики на рис. 4.8, можно заметить, что скорости V Г , индуцируемые воздухозаборником квадратного сечения без скоса, меньше по своим значениям, чем скорости у ВУ квадратного сечения со скосом. Таким образом, можно сделать вывод, что заборный канал квадратного сечения без скоса индуцирует вихревые течения несколько меньшей интенсивности, чем ВУ квадратного сечения со скосом, что и подтверждается визуализацией вихревых течений потока под ВУ. MAX

MAX

99

Рис. 4.9. ВУ квадратного сечения без скоса при Н =1,99

Рис. 4.10. ВУ квадратного сечения без скоса при Н =1,71

Рис. 4.11. ВУ квадратного сечения без скоса при Н =1,5

Рис. 4.13. ВУ квадратного сечения без скоса при Н =1,22

100

Рис. 4.14. ВУ квадратного сечения без скоса без вихря при H =1,1

Рис. 4.15. ВУ квадратного сечения без скоса с вихрем при H =0,99

Рис. 4.16. ВУ квадратного сечения без скоса с вихрем при H =0,86

4.1.4.3. Определение скоростей V Г для входного устройства круглого сечения _

На рис. 4.17 представлены эпюры скоростей V Г по L для данного типа ВУ при различных Н . Можно отметить, что различия с ВУ по пп. 4.1.4.1 и 4.1.4.2 заключены в значениях скоростей V Г и мест положения их максимумов V Г . Экспериментальные исследования представлены на рис. 4.18 – 4.27. Их анализ показывает, что при уменьшении Н интенсивность вихревых течений увеличивается. Так, на высоте Н = 1,71 (рис. 4.18) под ВУ образуется вихрь малой интенсивности. На водной поверхности экрана образуется след от вихря, который постоянно меняет свое положение. Вихревых шнуров не наблюдаются. На высоте Н =1,46 (рис. 4.19) под ВУ на водной поверхности также образуется след от вихря. С его вершины иногда отрываются капли воды, которые редко залетают в воздухозаборный канал. Вихревых шнуров нет. Зона «блуждания» вихря по поверхности экрана уменьшается. Это говорит о том, что интенсивность вихря увеличивается. При Н =1,34 (рис. 4.20) интенсивность вихря также увеличивается. Вихрь перестает перемещаться по поверхности экрана и находится практически под входом в ВУ. При Н =1,22 (рис 4.21) с водной поверхности отрываются капли воды, которые образуют в итоге вихревой шнур. На высоте Н =1,1 (рис. 4.22) под воздухозаборником возникает вихрь большой интенсивности. С водной поверхности отрываются капли воды, MAX

101

которые образуют вихревой шнур. На данной высоте иногда возникают два вихря (рис. 4.23). Зона высот, на коВоздухозаборник торых иногда наблюдается разрушение вихря 16.0 волной, и, соответстМ/С венно, отсутствие вихревых шнуров несколько снизилась по сравне12.0 нию с ранее рассмотренными ВУ. Для данного типа воздухозаборников эта зона со8.0 ставляет Н =0,98 – 0,86 0.86 (рис. 4.24). Но все же вихревое течение на VГ 0.99 этой высоте возникает 4.0 (рис. 4.25). Тогда под 1.49 ВУ появляется интен_ сивный вихревой шнур, H=1.94 который связывает по0.0 _ верхность раздела сред 0.0 1.0 L 2.0 -2.0 -1.0 и вход в воздухозаборный канал. _ Рис. 4.17. Зависимость V Г по L для Н На высоте Н =0,86 (рис. 4.26) под входом в ВУ круглого сечения Н воздухозаборный канал наблюдается устойчивый вихревой шнур, направление вращения которого не меняется и он не перемещается по поверхности раздела сред. Иногда формируются два вихря. При Н =0,74 (рис. 4.27) на поверхности раздела сред образуется два устойчивых вихря. Они не меняют своего местоположения. Направление вращения не меняется. Между поверхностью раздела сред и входом в ВУ наблюдаются два вихревых шнура. Анализируя полученные картины течения, можно сделать вывод о том, что воздухозаборный канал круглого сечения индуцирует вихревые течения меньшей интенсивности, чем ВУ квадратного сечения со скосом и без скоса. Снижение интенсивности данным типом воздухозаборного канала по сравнению с предыдущими ВУ можно объяснить скругленными боковыми кромками, а также скругленной нижней поверхностью воздухозаборного канала, которая меньше поджимает поток под воздухозаборником, и, соответственно, меньше его разгоняет, что и влияет на интенсивность вихревых течений. 102

Рис. 4.18. ВУ круглого сечения при H =1,71

Рис. 4.19. ВУ круглого сечения при H =1,46

Рис. 4.20. ВУ круглого сечения при H =1,34

Рис. 4.21. ВУ круглого сечения при H =1,22

Рис. 4.22. ВУ круглого сечения при H =1,11 с одним вихрем

Рис. 4.23. ВУ круглого сечения при H =1,11 с двумя вихрями 103

Рис. 4.24. ВУ круглого сечения при H =0,98 без вихря

Рис. 4.25. ВУ круглого сечения при H =0,98 с вихрем

Рис. 4.26. ВУ круглого сечения при H =0,86

Рис. 4.27. ВУ круглого сечения при H =0,74

4.1.4.4. Определение скоростей V Г для входного устройства полукруглого сечения с губой, поднятой вверх _

На рис. 4.28 представлены эпюры скоростей V Г по L для рассматриваемого ВУ при изменении Н . Характер протекания графиков аналогичен для ВУ по пп. 4.1.4.1 – 4.1.4.3. Однако есть различия в значениях V Г под и перед ВУ, а также в координатах V Г . Следует заметить, что значения V Г ниже, чем у ВУ квадратного сечения со скосом. При больших Н значения V Г для ВУ полукруглого сечения с губой, поднятой вверх, несколько ниже, чем у ВУ круглого сечения (рис. 4.17). ОдMAX

104

нако по мере уменьшения Н скорости V Г у рассматриваемого ВУ становятся выше, чем у ВУ круглого сечения. Объяснить это можно тем, что на малых Н более протяженная нижняя кромка ВУ полукруглого сечения сильнее поджимает поток и заставляет его двигаться с большей скоростью V Г . На больших высотах Н влияние нижней кромки ВУ полукруглого сечения незначительно из-за большого ее удаления от водной поверхности экрана. Проанализируем картину вихревых течений. При Н =1,46 (рис. 4.29) на водной поверхности Воздухозаборник под ВУ образуется след от вихря, который посто20.0 янно перемещается по М/С поверхности экрана. Вихревых шнуров нет. Вихрь временами разру16.0 шается и через некоторое время вновь возникает. При высоте Н =1,34 12.0 12. (рис. 4.30) под ВУ обра0.86 зуется след от вихря, с водной поверхности вре8.0 менами отрываются капли воды, но в ВУ не поVГ падают. Вихревых шну0.99 ров нет. Так как нижняя 4.0 кромка длинная, то вихрь 1.5 перемещается относи_ тельно средней линии ВУ H=1.66 то в одну сторону, то в 0.0 _ L 2.0 другую. -2.0 -2. -1.0 0.0 1.0 При высоте равной _ Н =1,22 (рис. 4.31) интенРис. 4.28. Зависимость V Г по L для Н ВУ сивность вихревого течеполукруглого сечения с губой, поднятой вверх ния увеличивается. Иногда на короткое время становится видимым вихревой шнур. Вихрь блуждает по водной поверхности экрана в плоскости входа в ВУ относительно средней линии то в одну сторону, то в другую. Объясняется это удлиненной нижней кромкой ВУ и его боковыми кромками. При высоте Н =1,1 на водной поверхности экрана появляется волна (рис. 4.32), которая разрушает вихрь. Данное явление наблюдается до высот Н =0,98 (рис. 4.33). Иногда вихревому шнуру все же удается сформироваться. При Н =0,86 (рис. 4.34) под ВУ образуется два вихря большой

105

Рис. 4.29. ВУ полукруглого сечения с губой, поднятой вверх при H =1,46

Рис. 4.30. ВУ полукруглого сечения губой, поднятой вверх при H =1,34

Рис. 4.31. ВУ полукруглого сечения с губой, поднятой вверх при H =1,22

Рис. 4.32. ВУ полукруглого сечения с губой, поднятой вверх при H =1,1

Рис. 4.33. ВУ полукруглого сечения с губой, поднятой вверх при H =0,98

Рис. 4.34. ВУ полукруглого сечения с губой, поднятой вверх при H =0,86 106

интенсивности. Между поверхностью раздела сред и входом в ВУ образуется вихревой шнур. Начиная с этой зоны высот, интенсивность вихревых течений для данного типа ВУ становится максимальной. 4.1.4.5. Определение скоростей V Г для входного устройства полукруглого сечения с губой, опущенной вниз _

На рис. 4.35 представлены графики изменения скоростей V Г по L при изменении Н для ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз. Анализ графиков показывает, что значения скоростей V Г под данным типом ВУ несколько ниже, чем для ВУ по пп. 4.1.4.4 (рис. 4.28). Объяснить это можно тем, что нижняя кромка ВУ представляет собой овальный сектор. Соответственно поджатие потока, текущего под ВУ с полукруглой поверхностью, меньше, чем под ВУ с плоской Воздухозаборник кромкой. Следовательно, скорость потока, те16.0 кущего под данным М/С входным каналом, несколько ниже, чем под ВУ с плоской кромкой 12.0 (пп. 4.1.4.4). На скорость 0.86 течения потока перед ВУ оказывают влияние скругленные боковые 8.0 кромки. ВУ индуцирует вихревые течения по 0.99 своей интенсивности VГ меньшие, чем ВУ по пп. 4.0 4.1.4.4. Проведем анализ 1.5 _ картины вихревых течеH=1.66 ний. При Н =1,71 (рис. 0.0 _ -2.0 -1.0 1.0 0.0 L 2.0 4.36) под ВУ образуется вихрь, интенсивность _ которого невелика. След Рис. 4.35. Зависимость V Г по L для Н от вихря, образующийся ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз на водной поверхности, постоянно перемещается по поверхности экрана. Иногда он разрушается и вновь возникает. При Н =1,46 интенсивность вихревого течения возросла незначительно (рис.4.37). След от вихря также перемещается по поверхности экрана. Иногда он разрушается и вновь возникает. 107

При Н =1,34 под ВУ также образуется след от вихря. С водной поверхности иногда отрываются капли, но в канал не попадают (рис. 4.38). При Н =1,22 наблюдается практически такая же картина (рис. 4.39). При Н =1,1 интенсивность вихревого течения несколько возрастает (рис. 4.40). С водной поверхности отрываются капли воды, которые по спирали устремляются в воздухозаборный канал. Вихрь практически перестал перемещаться по поверхности раздела сред. При Н =0,98 (рис. 4.41) под ВУ образуется вихревой шнур. Иногда на водной поверхности образуется волна, которая разрушает этот вихревой шнур (рис. 4.42). Зона высот, на которых наблюдается данное явление, продолжается до Н =0,86 (рис. 4.43 и 4.44). Можно предположить, что в тех местах, где наблюдается наибольшая по своей высоте волна, там скорости V Г максимальны. Данное предположение подтверждается результатами параметрических исследований (рис. 4.35). Возникновение двух вихрей под данным типом ВУ наблюдается с высот Н =0,74 (рис. 4.45). Как и прежде, возникновение двух вихрей объясняется влиянием боковых кромок ВУ. 4.1.4.6. Определение скоростей V Г для входного устройства ромбовидного сечения _

На рис. 4.46 представлены эпюры скоростей V Г по L для ВУ ромбовидного сечения при различных Н . Анализ результатов показывает, что скорости V Г , индуцируемые воздухозаборником данного типа, существенно ниже скоростей V Г рассмотренных выше ВУ. Соответственно ниже по своей интенсивности и вихревые течения под этим заборным каналом. Причиной этого является нижняя кромка, выполненная в виде угловой поверхности. За счет того, что нижняя поверхность выполнена в виде угла, поток, текущий под ней, имеет меньшее поджатие, чем у ВУ других типов. Он не имеет четко выраженной направленности. Поэтому скорости в нем существенно ниже, чем у ранее рассмотренных ВУ. Соответственно ниже и интенсивность вихревого течения. Данный вывод полностью подтверждается экспериментальными исследованиями. При Н =1,71 (рис. 4.47) под воздухозаборным каналом вихревых течений не наблюдается. При Н =1,46 на водной поверхности образуется след от вихря (рис. 4.48). С водной поверхности иногда отрываются капли воды. Вихрь перемещается по поверхности раздела сред. При Н =1,22 на водной поверхности под ВУ также образуется след от вихря, с поверхности отрываются капли воды (рис. 4.49), которые иногда попадают в канал воздухозаборника. Интенсивность вихря увеличивается, но остается ниже, чем для ВУ других типов при тех же условиях. При Н =1,1 размеры водного следа вихря несколько увеличились (рис. 4.50). С поверхности

108

Рис. 4.36. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =1,71

Рис. 4.37. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =1,46

Рис. 4.38. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =1,34

Рис. 4.39. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =1,22

Рис. 4.40. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =1,1

Рис. 4.41. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =0,98 109

Рис. 4.42. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =0,98

Рис. 4.43. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =0,86

Рис. 4.44. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =0,86

Рис. 4.45. ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз при H =0,74

отрываются капли воды, часть из которых по спирали устремляется внутрь ВУ, а часть разбрызгивается в разные стороны. При Н =0,98 (рис. 4.51) под ВУ образуется довольно интенсивный вихрь. Капли воды, оторванные с поверхности, практически все устремляются в воздухозаборный канал. Два вихря начинают формироваться при Н =0,86 (рис. 4.52). На данной высоте иногда возникает волна, которая разрушает вихрь. Но все же интенсивные вихревые течения возникают (рис. 4.53). На высоте Н =0,74 под входом в ВУ существует два вихря (рис. 4.54) и образуются интенсивные вихревые шнуры, которые связывают поверхность раздела сред и воздухозаборный канал. Начиная с высоты Н =0,74, вихревые течения достигают максимальной интенсивности, что значительно ниже, чем для других 110

типов ВУ, рассмотренных выше. Все это говорит о том, что воздухозаборник ромбовидного сечения индуцирует вихревые течения ниже, чем ВУ других типов. На основании анализа полученных зависимостей для различных воздухозаборных каналов составлена диаграмма «Классификации входных устройств по значениям V Г при изменении Н ». Диаграмма представлена на рис. 4.55. Анализируя результаты параметрических исследований, а также материалы фотосъемки, становится очевидным, что наибольшими скоростями V Г под нижней кромкой обладает ВУ квадратного сечения со скосом. Наименьшими скоростями V Г – ВУ ромбовидного сечения. На основании полученных данных можно предположить, что максимальной интенсивностью вихреобразования обладает ВУ квадратного сечения со скосом, а наименьшей – ромбовидного сечения. MAX

4.1.4.7. Определение скоростей VГ при изменении коэффициента АВХ для воздухозаборника _

На рис. 4.56 представлены эпюры скоростей V Г по L для воздухозаборного канала с коэффициентом AВХ = 0,4 при изменении высоты Н . Анализируя графики, можно заметить, что эпюры скоростей V Г идентичны эпюрам скороВоздухозаборник стей для ВУ рассмотренных ранее форм. 10.0 Различия наблюдаются М/С в характере протекания скоростей V Г и в место8.0 положении их значений 0.86 max и min. Определяющими факторами в зна6.0 чении скоростей V Г и особенностей вихревых течений под этим воз4.0 духозаборником являет0.99 VГ ся длина нижней кромки, а перед ВУ – форма 1.5 2.0 входного сечения и вы_ сота боковых кромок. H=1.99 Так, например, при 0.0 Н =1,89 максимальные _ 1.0 -2.0 -1.0 0.0 L 2.0 скорости под ВУ дости_ гают значений 1,5 м/с, а Рис. 4.46. Зависимость V Г по L для Н ВУ ромбовидного сечения 111

Рис. 4.47. ВУ ромбовидного сечения при H =1,71

Рис. 4.48. ВУ ромбовидного сечения при H =1,46

Рис. 4.49. ВУ ромбовидного сечения при H =1,22

Рис. 4.50. ВУ ромбовидного сечения при H =1,1

Рис. 4.51. ВУ ромбовидного сечения при H =0,98

Рис. 4.52. ВУ ромбовидного сечения при H =0,86 112

Рис. 4.53. ВУ ромбовидного сечения при H =0,86

Рис. 4.54. ВУ ромбовидного сечения при H =0,74

20.0

м/с 16.0

12.0

8.0

VГMAX 4.0

0.0 0.0

0.5

_

1.0

1.5

2.0

H Рис. 4.55. Диаграмма «Классификация ВУ по значениям V Г MAX при изменении Н » 113

2.5

перед ВУ – 1,35 м/с (рис. 4.56). При более низких высотах Н скорости V Г перед ВУ становятся несколько выше, чем под ВУ. Объясняется это тем, что на больших высотах срабатывает эффект поджатия потока нижней кромкой воздухозаборника и, как следствие этого, скорость под ВУ становится выше, чем М/C скорость перед ВУ. На низких же высотах Н потоку воздуха легче попасть в воздухозаборный канал спереди, чем из-под него. Поэтому скорости V Г перед ВУ несколько выше, 0.84 чем под ним. При уменьшении высоты Н скорости V Г начинают 0.96 возрастать. Координаты Г максимумов значений 1.44 скоростей V Г по длине _ H=1.89 ВУ приближаются к плоскости входа в воздухозаборный канал. _ L Все это говорит о том, что интенсивность вихРис. 4.56. Скорости V Г для ВУ ревых течений увеличис коэффициентом 1при изменении Н вается. При анализе вихревых течений под ВУ данного типа видно, что при Н =1,46 на водной поверхности под воздухозаборником иногда появляется след от вихря (рис. 4.57). Положение его на поверхности раздела сред постоянно меняется. Относительно средней линии ВУ он перемещается то в одну, то в другую половину. Вихревых шнуров нет. При Н =1,34 на водной поверхности появился интенсивный след от воздействия вихря, с поверхности отрываются капли воды (рис. 4.58). Вихревой шнур не образуется. Относительно средней линии след вихря перемещается то в одну половину, то в другую. Причиной такого перемещения, очевидно, может являться влияние боковых кромок. При Н =1,22 интенсивность вихря увеличивается (рис. 4.59). Иногда образуется вихревой шнур. Относительно средней линии ВУ вихрь совершает такие же перемещения, как и в предыдущем случае. При Н =1,1 между поверхностью раздела сред и входом в ВУ образу114

ется устойчивый вихревой шнур (рис. 4.60). При Н =0,98 наблюдается возникновение второго вихря (рис. 4.61). Интенсивность вихрей разная. Лишь начиная с высот Н =0,86 (рис. 4.62) интенсивность вихрей уравнивается. «Блуждание» вихрей по поверхности раздела сред не наблюдается. Объясняется это тем, что нижняя кромка ВУ находится на низкой высоте Н и индуцирует интенсивные вихревые течения, которые практически не реагируют на внешние воздействия. _

На рис. 4.63 представлены эпюры скоростей V Г по L при изменении Н для ВУ с коэффициентом AВХ = 2,4 . ___

Из анализа графиков видно, что при уменьшении H скорости V Г возрастают. Координаты максимумов значений скоростей V Г приближаются к плоскости входа. Максимальные значения скоростей V Г несколько ниже, чем значения скоростей V Г для воздухозаборника с AВХ = 0,4 . Объяснить это можно более короткой нижней кромкой. Она меньше поджимает поток и заставляет его перемещаться медленнее. Из полученных результатов исследований вихревых течений для данного типа ВУ видно, что при высоте Н =1,46 под ВУ образуется вихрь (рис. 4.64). Он постоянно меняет свое положение на поверхности экрана и может разрушаться и вновь возникать. Интенсивность его не велика. При Н =1,34 (рис. 4.65) интенсивность вихря практически не увеличилась. При Н =1,22 под воздухозаборником возникает след от вихря, интенсивность которого выше, чем в предыдущем случае (рис. 4.66). Вихревых шнуров нет. Вихрь также перемещается по поверхности экрана. Та же картина наблюдается и при Н =1,1 (рис. 4.67). Если сравнить интенсивность вихревых течений двух воздухозаборников, то можно заметить, что при прочих равных условиях ВУ с AВХ = 0,4 индуцирует более интенсивные вихревые течения (см. рис. 4.57 – 4.62). При Н =0,98 на поверхности раздела сред образуется вихрь, который практически находится на одном месте. Иногда под воздействием вихря с водной поверхности отрываются капли воды. Вихревого шнура под воздухозаборником нет (рис. 4.68). Процесс формирования двух вихрей наблюдается с высоты Н =0,86 (рис. 4.69). На этой высоте также наблюдаются вихревые шнуры. Можно сделать вывод, что начиная с этой высоты воздухозаборник с AВХ = 2,4 индуцирует максимальные вихревые течения. Значения скоростей V Г для воздухозаборника с AВХ = 1 были получены несколько ранее. Это воздухозаборник круглого сечения. MAX

MAX

MAX

115

Рис. 4.57. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 0,4 , H =1,46

Рис. 4.58. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 0,4 , H =1,34

Рис. 4.59. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 0,4 , H =1,22

Рис. 4.60. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 0,4 , H =1,1

Рис. 4.61. ВУ прямоугольного сечения Рис. 4.62. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 0,4 , H =0,98 при AВХ = 0,4 , H =0,86 116

На основании анализа полученных зависимостей (рис. 4.56 и рис. 4.63) построена диаграмМ/С ма «Зависимость V Г при изменении Н для ВУ с различными коэффициентами AВХ » (рис. 4.70). Анализируя ее, становит0.84 ся очевидным, что наибольшими скоростями V Г обладает ВУ с 0.96 AВХ= 1 , а наименьшими – Г АВХ = 2,4 . На этом осно1.44 вании можно предполо_ жить, что максимальной Н=1.89 интенсивностью вихре_ образования обладает ВУ L с AВХ = 1 , а наименьшей – Рис. 4.63. Скорости V Г для ВУ с АВХ = 2,4 . Этот вывод с коэффициентом AВХ = 2,4 при изменении Н подтверждается результатами визуализации. Интересными с точки зрения методики представляются диаграммы, если взять отсчет высоты Н расположения воздухозаборного канала не от его нижней кромки, как мы делали раньше, а от центра эквивалентного диаметра DЭКВ ВУ. Диаграмма на рис. 4.70 трансформируется (рис. 4.71). В результате наименьшими скоростями V Г будет обладать ВУ с АВХ = 0,4 . Линии V Г для Воздухозаборник

MAX

MAX

MAX

MAX

АВХ = 1 и АВХ = 2,4 на некоторой высоте Н пересекутся. Точка пересечения бу-

дет обусловлена формой и размерами нижней кромки ВУ. На малых высотах Н воздухозаборник с АВХ = 2,4 индуцирует скорости выше, чем ВУ с АВХ = 1 . На больших высотах Н наоборот. Отличие диаграммы на рис. 4.71 от диаграммы на рис. 4.70 заключается в том, что отсчет Н идет не от нижней кромки ВУ, а от центра эквивалентного диаметра. В этом случае нижняя кромка ВУ с коэффициентом АВХ = 2,4 опустится несколько ниже, чем нижняя кромка ВУ с коэффициентом АВХ = 0,4 , хотя площади входных сечений воздухозаборников эквивалентны. Как было установлено ранее, на интенсивность скоростей V Г под ВУ и интенсивность вихревых течений существенную роль оказывает форма и высота Н расположения нижней кромки ВУ. Соответственно тот ВУ, у ко-

117

Рис. 4.64. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 2,4 , H =1,46

Рис. 4.65. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 2,4 , H =1,34

Рис. 4.66. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 2,4 , H =1,22

Рис. 4.67. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 2,4 , H =1,1

Рис. 4.68. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 2,4 , H =0,98

Рис. 4.69. ВУ прямоугольного сечения при AВХ = 2,4 , H =0,86 118

16.0

м/c

В Авх=А/В

А

12.0

8.0

VГMAX 4.0

Авх=1 Авх=0.4 Авх=2.4 0.0 0.0

0.5

_ 1.0

2.0

1.5

2.5

H

Рис. 4.70. Диаграмма «Зависимость V Г MAX при изменении Н для ВУ с коэффициентами AВХ » 16.0

м/c

В

Авх = А/В

А 12.0

8.0

VГ

MAX

4.0

Авх=1 Авх=2.4

Авх=0.4 0.0 0.0

0.5

_ 1.0

1.5

2.0

2.5

H

Рис. 4.71. Диаграмма «Зависимость скорости V Г MAX при изменении Н для ВУ с различными коэффициентами AВХ » при отсчете от центра DЭКВ 119

торого нижняя кромка опускается ниже, индуцирует большие скорости V Г на поверхности раздела сред, и интенсивность вихревого течения у него будет выше. Поэтому в дальнейшем считаем, что для проведения расчетов и экспериментальных исследований следует пользоваться высотой Н расположения входного сечения ВУ от поверхности раздела сред до нижней кромки. То же самое произойдет и для диаграммы на рис. 4.55 (рис. 4.72). Анализируя данную диаграмму, можно заметить, что линии скоростей V Г сместились, в результате наименьшими скоростями V Г стал обладать ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз. Линии скоростей V Г для ВУ ромбовидного сечения несколько поднимутся. Но все же максимальными значениями скоростей V Г будет обладать ВУ прямоMAX

угольного сечения со скосом. Объяснить данное изменение диаграммы можно тем, при отсчете высоты Н расположения от центра эквивалентного диаметра DЭКВ нижняя кромка для каждого ВУ займет свое положение. Так, у ВУ ромбовидного сечения она опустится ниже, чем у других ВУ. У ВУ полукруглого сечения с губой, опущенной вниз, она поднимется выше. Не изменит своего положения только нижняя кромка ВУ круглого сечения. Соответственно, чем ниже опускается нижняя кромка, тем бóльшие скорости V Г она индуцирует на поверхности аэродрома. 4.1.4.8. Определение интенсивности вихревого засасывания воздухозаборниками различных форм Сложность экспериментального определения интенсивности вихря заключается в определении угловой скорости вращения в вихревом жгуте, а также в замере площа20.00 ди, ометаемой вихрем. м/c На данный момент интенсивность вихревых 16.00 течений можно определить лишь косвенно. Известны методы 12.00 оценки интенсивности вихря при помощи тензодатчиков. Под воздухозаборник устанавли8.00 вается штатив, выполVГ MAX ненный в форме «треноги». В центре к стой4.00 кам крепится поверхность раздела сред. В местах крепления установлены тензодатчики. 0.00 Вихрь, ометая поверх_ 1.00 0.00 0.50 1.50 2.00 2.50 ность панели, создает H над ней разряжение. Рис. 4.72. Диаграмма Разница давлений сни«Классификация ВУ по значениям V Г зу и сверху заставляет при изменении Н » при отсчете от центра DЭКВ ее приподниматься, что и фиксируется тензодатчиками. В работе предлагается другой метод количественной оценки интенсивности вихревого засасывания различными воздухозаборными каналами в виде объема VВ засасываемой жидкости из расходного сосуда за некоторый интерMAX

120

вал времени t . В основу замера объема VВ положен принцип «общающихся сосудов», заполненных жидкостью [60]. Это достигается путем постановки на поверхность раздела сред расходного сосуда с жидкостью, центральное отверстие которого расположено под нижней кромкой ВУ и соединено через трубопровод с мерным устройством. Причем диаметр D расходного сосуда составляет 2,0 – 3,0 ширины нижней кромки ВУ, а его глубина составляет 0,01 – 0,02 высоты воздухозаборника. Установка для определения интенсивности вихревого засасывания [60] изготовлена на базе установки для исследования вихревых структур под каналами ВУ 1 (рис. 4.73). Отличие составляет поверхность раздела сред 2, в которую вмонтирован сосуд 3 с жидкостью, который в свою очередь через центральное отверстие и трубопровод 5 соединен с мерным устройством 4, выполненным в виде трубки с миллиметровыми рисками. Установка для определения интенсивности вихревого засасывания под ВУ работает следующим образом. При работе ВУ 1 под ним образуется вихрь, 4 который увлекает за собой внутрь канала жидкость из расходного сосуда. Изменение уровня жидкости в расходном сосуде через 2 центральное отверстие и трубопровод приводит к изменению уровня жидко3 сти в мерном устройстве. Объем расходного сосуда 5 известен. Далее производится замер перепада Рис. 4.73. Схема установки для замера уровня жидкости в мерном интенсивности вихревого засасывания устройстве и вычисляется воздухозаборным каналом объем VВ засасываемой жидкости воздухозаборником за некоторый интервал времени t. После проведения эксперимента изменяется высота H расположения воздухозаборника от поверхности раздела сред и серия замеров продолжается. По результатам данных измерений строится график зависимости интенсивности вихревого засасывания VВ при изменении H . После проведения серии замеров и определения характеристики VВ для воздухозаборника одной формы производится установка воздухозаборника другой формы и комплекс серии замеров продолжается. Данные по результатам продувки различных форм ВУ заносятся в единый график VB = f (H ) (рис. 4.74). Применение предлагаемой установки

121

позволит количественно определить интенсивность вихревого засасывания воздухозаборниками различных форм. 20.0 Проанализировав 3 -4 данную зависимость, М*10 можно сделать следующие выводы: 16.0 – наибольшей интенсивностью вихревого засасывания об12.0 ладает воздухозаборник квадратного сечения со скосом; – наименьшей ин8.0 тенсивностью обладает ВУ ромбовидного VВ сечения. 4.0 Полученные экспериментальные данные полностью подтверждают выводы, 0.0 сделанные ранее, что 0.4 0.8 _ 1.2 1.6 2.0 интенсивность вихреН вых течений зависит Рис. 4.74. Зависимость интенсивности засасывания VВ от формы входного с различными типами ВУ при изменении H сечения воздухозаборника. Таким образом, из результатов экспериментальных исследований можно сделать следующие выводы: – максимальные скорости VГ индуцирует ВУ квадратного сечения со скосом, минимальные – ВУ ромбовидного сечения; – на основании замеров интенсивности вихревого засасывания и полученной зависимости VB = f (H ) можно сказать, что наибольшей величиной интенсивности обладает ВУ квадратного сечения со скосом, наименьшей – ВУ ромбовидного сечения; – при уменьшении высоты Н существует зона высот, на которой вихревые течения иногда отсутствуют. Каждому типу ВУ соответствует своя зона высот Н . При дальнейшем уменьшении высоты Н под всеми типами ВУ возникает два вихря; – в процессе проведения экспериментов предположительно выяснено, что причиной возникновения двух вихрей под ВУ являются «разрывы скоростей» на боковых кромках ВУ. Каждая кромка индуцирует свой вихрь. MAX

122

Знание структуры потока под ВУ позволит выявить физику возникновения вихревых течений и разработать еще более эффективные способы борьбы с ними.

4.2. Средства, препятствующие попаданию посторонних предметов во входные устройства путем определения рациональной компоновки силовой установки на воздушном судне Для того, чтобы приступить к решению задачи по выбору наиболее рациональной формы плоскости входного сечения воздухозаборного канала, обеспечивающую наименьшую интенсивность вихревых течений, необходимо: – установить границы подлежащей рационализации инженерной системы; – определить количественный критерий, на основе которого можно произвести выбор вариантов с целью выявления «наилучшего»; – осуществить выбор внутрисистемных переменных, которые используются для определения характеристик и идентификации вариантов; – построить модель, отражающую взаимосвязи между переменными. 4.2.1. Границы изучаемой системы Прежде чем начать исследования, важно четко определить границы изучаемой системы (пространство поиска возможных решений). Границы системы задаются пределами, отделяющими систему от внешней среды. Исследуемая система включает в себя поверхность аэродрома, на некоторой высоте от которого расположена модель ВУ. Доступ воздуха с верхней полусферы ВС ограничен моделью крыла бесконечного размаха (рис. 4.75). крыло

Gв воздухозаборник

экран Рис. 4.75. Схема изучаемой системы

123

Через модель ВУ создается определенный расход воздуха GB . Геометрия ВУ и его расположение под крылом может изменяться. Задача состоит в уменьшении вероятности попадания ПП во ВУ посредством выбора рациональной геометрии входного сечения воздухозаборника и рационального его размещения под крылом. Воздействие ветра на систему исключается, а влияние атмосферного давления и температуры должно учитываться при проведении измерений и выборе режима работы ВУ. 4.2.2. Выбор критерия, характеризующего эффективность системы Если определена подлежащая исследованию система и ее границы установлены, то следующим этапом постановки задачи является выбор критерия, на основе которого можно оценить характеристики системы или ее модели с тем, чтобы выявить «наилучшую» модель или множество «наилучших» условий функционирования системы. Важно отметить, что в пределе только один критерий (и, следовательно, характеристическая мера) может использоваться при выборе лучшего решения, так как невозможно получить решение, которое удовлетворяло бы множеству критериев эффективности. Под критерием эффективности понимается степень достижения целей системой. От него требуется максимальное сходство с целью, чтобы рационализация по критерию соответствовала максимальному приближению к цели. При решении задачи по выбору наиболее рациональной формы ВУ использованы два критерия. Это критерий первого рода и критерий второго рода. Критерий эффективности первого рода – степень достижения целей системой в заданной области. Применительно к решению задачи по выбору рациональной формы входного сечения воздухозаборника необходимо за критерий эффективности первого рода принять частоту попадания ПП в канал ВУ P(A) , так как он удовлетворяет всем требованиям, предъявляемым к критерию эффективности разрабатываемой нами системы. А наилучший путь для снижения вероятности попадания ПП в ВУ можно найти через критерий эффективности второго рода, который бы характеризовал интенсивность вихревых течений. Критерий эффективности второго рода – оценка эффективности на некотором заданном пути достижения цели. Критерий второго рода по отношению к критерию первого рода является вторичным, поскольку главным для системы является достижение целей. За критерий эффективности второго рода можно взять величину максимальной горизонтальной скорости VГ (1.1) и (1.2) [34]. По критерию эффективности второго рода выбирается такая геометMAX

124

рия плоскости входного сечения, которая бы индуцировала наименьшую интенсивность вихревых течений, а по критерию первого рода оценивается эффективность предлагаемых рекомендаций по выбору компоновки и геометрии ВУ. Выбор максимальной горизонтальной скорости VГ в качестве критерия интенсивности вихревого засасывания обусловлен следующим. Известно, что при задании расхода воздуха через воздухозаборный канал на поверхности аэродрома под входными устройствами появляются интенсивные вихревые течения, которые могут стать инициаторами попадания ПП в тракт ГТД. Подхват и заброс ПП во многом зависит от интенсивности вихревых течений. Чем интенсивнее вихрь, тем больше вероятность того, что ПП, лежащий на поверхности аэродрома, будет увлечен течением и попадет в канал ВУ. Известно, что интенсивность вихревых течений во многом зависит от геометрических параметров плоскости входного сечения воздухозаборного канала и высоты его расположения от поверхности аэродрома. Таким образом, за критерий эффективности второго рода, который характеризует наилучший путь движения системы «воздухозаборник – поверхность раздела сред» к цели, можно взять критерий максимальной горизонтальной скорости VГ (1.1) и (1.2) [34]. В данном случае, при выборе формы входного сечения ВУ, необходимо, чтобы величина VГ была минимальной. Затем по основному критерию можно будет оценить эффективность предложенных решений. MAX

MAX

MAX

4.2.3. Выбор независимых переменных На третьем этапе постановки задачи по выбору рационального решения осуществлен выбор независимых переменных, которые должны адекватно описывать допустимые проекты или условия функционирования системы. В процессе выбора независимых переменных приняты во внимание следующие обстоятельства: – учет различия между переменными, значения которых могут изменяться в достаточно широком диапазоне, и переменными, значения которых фиксированы и определяются внешними факторами; – учет различия между теми параметрами системы, которые могут предполагаться постоянными, и параметрами, которые подвержены влияниям внешних или неконтролируемых факторов; – при постановке задачи следует учитывать все основные переменные, которые влияют на функционирование системы или качество принимаемых решений.

125

Существенным фактором, влияющим на выбор переменных, является уровень детализации при исследовании системы. Важно не только ввести в рассмотрение все основные независимые переменные, но и не «перегружать» модель большим количеством мелких, несущественных деталей. 4.2.4. Модель, отражающая взаимосвязи между переменными На следующем этапе постановки задачи построена модель взаимосвязи переменных и отражающая влияние независимых переменных на степень достижения цели исследования (на критерий). Имеется воздухозаборник, расположенный под фюзеляжем самолета интегральной схемы, плоскость входного сечения которого представляет прямоугольник. Верхняя кромка воздухозаборного канала поднята на некоторую высоту от поверхности аэродрома, обусловленную конструкцией самолета. Размеры воздухозаборника определяются длиной верхней, нижней и боковых кромок. Нижняя кромка воздухозаборника есть величина Внк , верхняя – Ввк , и так как мы рассматриваем симметричные относительно вертикальной оси воздухозаборники, то его боковые кромки равны между собой и обозначены как А (рис. 4.76). Входное сечение воздухозаборника находится под крылом на некотором удалении D от передней кромки.

Ввк D Dэкв

Внк

А

hвх

H вк

Hц

H нк

Рис. 4.76. Схема исследуемой системы

При выборе формы входного сечения воздухозаборника параметры А, Ввк , Внк могут изменяться, трансформируясь из квадратной формы входного сечения в прямоугольную, трапециевидную и треугольную. Входное сечение воздухозаборника имеет некоторую площадь Fвх . Площадь входного сечения можно выразить через эквивалентный диаметр 126

4Fвх , p который принят «характерным линейным размером». В дальнейшем все линейные размеры выражаются в относительных величинах, т.е. отнесенных к эквивалентному диаметру Dэкв . Воздухозаборник устанавливается на ВС на некоторой высоте H вк от поверхности аэродрома до верхней кромки ВУ. Тогда относительная высота расположения воздухозаборника от поверхности аэродрома определится соотношением H вк = H вк Dэкв . Наложим ограничения на геометрические размеры воздухозаборников. Относительная высота расположения воздухозаборника от поверхности аэродрома до верхней кромки H вк определяется конструкцией конкретного самолета (для современных истребителей может варьироваться в пределах H вк = 1 – 2,5). В соответствии с этим, относительная высота входного сечения воздухозаборника h вх не должна превышать высоту Dэкв =

расположения верхней кромки (нижней панели фюзеляжа) 0 < hвх < Н вк . Длина верхней кромки также ограничивается конструктивными особенностями конкретного самолета. Эти ограничения могут быть обусловлены особенностью компоновки шасси, условиями размещения подвесного оборудования, длиной крыла и др. 0 < Ввк < Вmax (у большинства современных истребителей конструкция планера позволяет установить воздухозаборник с длиной верхней кромки до Вmax = 2,5 ). Учитывается, что в процессе исследования геометрия входного сечения будет изменяться. При этом различных геометрических форм и размеров воздухозаборников, даже при одинаковой площади входного сечения Fвх = const , может быть бесконечное множество, поэтому выбор исследуемых ВУ следует осуществлять таким образом, чтобы избежать полного перебора всех возможных вариантов, и, в то же время, не отбросить наиболее предпочтительные формы входного сечения воздухозаборников. При анализе результатов проделанных ранее экспериментальных работ по данному направлению (см. пп. 4.1.4.6) отмечено, что наибольшее влияние на пристенное течение оказывает высота расположения геометрического центра входного сечения и высота расположения нижней кромки. На этом основании сделан вывод, что при одной и той же высоте расположения геометрического центра воздухозаборника большие по интенсивности вихревые течения индуцирует тот воздухозаборник, у которого нижняя кромка расположена ближе к поверхности раздела сред. Это можно объяснить следующим. В большинстве работ, посвященных определению максимальной горизонтальной скорости, воздухозабор127

ник представлен в виде единичного стока интенсивностью q , расположенным в геометрическом центре входного сечения, то есть весь расход сконцентрирован в одной точке, которая является энергетическим центром вихря. При этом величина максимальной горизонтальной скорости прямо пропорциональна расходу воздуха через воздухозаборник Gв и обратно пропорциональна квадрату высоты расположения геометрического центра входного сечения 1/ Н 2 (1.1) [34]. При таком подходе невозможно объяснить, каким образом геометрия входного сечения воздухозаборника может влиять на интенсивность образующегося под входным устройством пристенного течения. Ниже предлагается следующее объяснение этому явлению. Наиболее значимой энергетической особенностью, моделирующей вход в воздухозаборник, является сток. В первом приближении сток можно использовать в качестве упрощенной модели входа в воздухозаборник. Для этого принимается ряд допущений: – зона исследования – перед воздухозаборником и непосредственно под ним; – особенности течения внутри канала воздухозаборника не исследуются; – влияние стенок воздухозаборника считается несущественным. В этом случае величина максимальной горизонтальной скорости VГ рассчитывается по формуле (1.1) [34]. Однако визуализация течения потока на входе в ВУ показала, что только у воздухозаборников, имеющих небольшое удлиннение, энергия вихря сконцентрирована в геометрическом центре входного сечения. У воздухозаборников, которые имеют большое горизонтальное или вертикальное удлиннение, энергия распределена вдоль наибольшего геометрического размера входного сечения (рис. 4.77). Схематично представим входное сечение ВУ следующим образом (рис. 4.78). Разобьем входное сечение линиями, параллельными поверхности экрана, которые делят плоскость входа на n элементарных частей (рис. 4.78). Влияние каждой i-ой элементарной части на интенсивность пристенного течения обратно пропорционально квадрату высоты расположения ее геометрического центра. Справедливо также предположение, что расход воздуха через каждую часть входного сечения Рис. 4.77. Визуализация течения на входе в воздухозаборник пропорционален его площади. MAX

128

Fn

Нn Fi Нi

F1

Н1

Рис. 4.78. Схема распределения площадей

Расход воздуха через каждую элементарную площадь Fi равен

Gв i = m

pi

* *

q(l )i Fi , i = 1... n ,

Ti где: Gвi – расход воздуха через i-ю элементарную площадь входного сечения; pi * , Ti * – давление и температура воздуха, протекающего через i-ю площадь входного сечения; q(l )i – относительная плотность тока в i-й площади входного сечения; Fi – площадь элементарного участка. Суммарный расход воздуха через ВУ равен сумме расходов через каждую элементарную площадь n

n

i =1

i =1

Gв = å Gв i = å m

pi

* *

q(l )i Fi .

Ti Так как исследуются симметричные формы ВУ, то для удобства рассмотрена только левая часть входного сечения. В этой связи представим входное сечение в виде площади, ограниченной функцией y = f (Н ) , задающей боковую кромку, линиями Н нк = const , Н вк = const , задающими соответственно нижнюю и верхнюю кромки, и осью симметрии OН . Ось OY задает поверхность аэродрома, а ось OН – высоту над поверхностью аэродрома (рис. 4.79) y = f (Н ), где Н нк < Н < Н вк , где: Н нк – высота расположения нижней кромки; Н вк – высота расположения верхней кромки. 129

Y f (Н )

j Н нк Н 1

O

DН

Н

Н вк

Рис. 4.79. Функция геометрии входного сечения

Заметим, что

Н вк - Н нк = hвх , где Н вх – высота входного сечения. В этом случае величина каждой i-ой элементарной площади равна Fi = f ( Н ) i DН i , где Н нк < Н < Н вк , а расход воздуха через входное сечение ВУ определится как * H вк H вк pi Gв = S Gв i = m S q(l )i f ( Н )i DН i Н = Н нк Н = Н нк * Ti или H вк Н вк p* Gв = S Gв i = m ò q(l ) f (Н )dН , (4.1) * Н = Н нк Н = Н нк T где Н нк < Н < Н вк . Непосредственная подстановка выражения (4.1) в формулу (1.1) [34] для расчета максимальной горизонтальной скорости VГ не в полной мере корректна, однако это дает понимание того, каким образом геометрия входного сечения влияет на ее Н вк 2m p * q(l ) f ( Н ) V г max = dН , ò 20,1 Н = Н нк Н 2 T * MAX

то есть

æ Н вк p * q(l ) f ( Н ) ö V г max = f ç ò dН ÷ . ç Н = Н нк Н 2 T * ÷ è ø

130

Видно, что величина максимальной горизонтальной скорости VГ зависит от распределения параметров воздушного потока во входном сечении и площади входного сечения по высоте воздухозаборника 1 1 V г max = f { dH , q(l )dH , p * dH , f ( Н )dH , 2 dH } . Н T* Если принять параметры воздушного потока во входном сечении постоянными T * = const, q(l ) = const, p * = const , то æ Н вк f (Н )dН ö ÷. V г max = f ç ò (4.2) 2 ÷ çН Н ø è нк Решая уравнение (4.2), становится возможным не только определить набор геометрических параметров, влияющих на склонность ВУ к вихреобразованию, но и наметить возможные пути по выбору рациональной формы входного сечения. Для получения математической модели решаемой задачи запишем уравнение линии, ограничивающей плоскость входного сечения для различных типов ВУ (прямоугольное, трапециевидное, треугольное) f ( Н ) = Внк + (Н - Н нк )tgj , (4.3) где: Н нк < Н < Н вк ; Bнк – длина нижней кромки; H нк – высота расположения нижней кромки от поверхности экрана; H вк – высота расположения верхней кромки от поверхности экрана; j – угол наклона боковой кромки относительно оси OН . Изменяя параметры в уравнении (4.3), можно получить ВУ прямоугольного, трапециевидного и треугольного сечения. Так, при tgj = 0 входное сечение имеет прямоугольную форму f ( Н ) = Внк , где Н нк < Н < Н вк , при Внк = 0 входное сечение имеет треугольную форму f ( Н ) = ( Н - Н нк )tgj , где Н нк < Н < Н вк . Подставив (4.3) в выражение (4.2), получим уравнение ö æ H вк B + (H - H нк )tgj ÷, (4.4) dH V г max = f ç ò нк 2 ÷ çH H ø è нк где Н нк < Н < Н вк . Из выражения (4.4) следует, что на величину скорости VГ оказывают влияние высота Н нк расположения нижней кромки от поверхности экрана, длина Внк нижней кромки, угол j наклона боковой кромки, высота входного сечения воздухозаборника MAX

MAX

131

hвх = Н вк - Н нк . Предложенный подход позволяет также качественно оценить, каким образом параметры входного сечения будут оказывать влияние на максимальную горизонтальную скорость VГ . Так, возможными путями снижения величины максимальной горизонтальной скорости VГ могут быть: уменьшение длины Внк нижней кромки ВУ, уменьшение высоты hвх входного сечения воздухозаборника, увеличение угла j наклона его боковых кромок. Далее построена область возможных решений. Для этого, прежде всего, определен набор геометрических параметров, влияющих на интенсивность вихреобразования и полностью определяющих геометрию входного сечения всех выбранных форм воздухозаборников (при этом их количество должно быть минимальным). Чтобы исключить абсолютное значение площади, все геометрические параметры выражены в относительных величинах. При постоянной площади входного сечения Fвх = const для прямоугольного, трапециевидного и треугольного ВУ, задав относительную длину верхней кромки Ввк = В / Dэкв и относительную высоту входного сечения hвх = hвх / Dэкв , можно определить все остальные геометрические размеры. На рисунке 4.80 представлен процесс трансформации исследуемых форм входного сечения и изменения положения геометрического центра DН ц (геометрический центр равнобедренного треугольника находится на расстоянии 1/3 высоты от основания). Из данных на рис. 4.80 следует, что предельными случаями трапеции являются прямоугольник и треугольник. В этой связи для построения области возможных решений по оси абсцисс отложим высоту входного сечения воздухозаборника, а по оси ординат – длину верхней кромки (рис. 4.81). Штриховой линией обозначена линия равных площадей треугольного входного сечения, а сплошной – линия равных площадей прямоугольного входного сечения. Всеми промежуточными решениями являются трапеции. Область возможных решений ограничивается по высоте входного сечения 0 < hвх £ 2,5 и длине верхней кромки 0 < Ввк £ 2,5 воздухозаборника. Трансформация входного сечения ВУ из прямоугольного в треугольное при постоянной верхней кромке показана на рис. 4.76 штриховой стрелкой, что соответствует рис. 4.80, б. Сплошной стрелкой показана трансформация входного сечения ВУ из прямоугольного в треугольное при постоянной высоте входного сечения (рис. 4.80, а). Таким образом, для изолированного ВУ без учета его расположения над поверхностью аэродрома скорость VГ есть функция от длины верхней кромки и высоты входного сечения MAX

MAX

MAX

132

V г max = f (hвх , Ввк ) .

(4.5)

3 а ) при F вх = const , h вх = const Н вх < Н вк

hвх = const Ввк = const

Нвх

DН ц

треугольный 2 Ввк

б ) при Fвх = const , Ввк = const Ввк

Ввк

трапециевидный

DН ц В нк1

hвх

Ввк < В max

В нк

прямоугольный В нк

=0

Рис. 4.80. Трансформация геометрических фигур

0

1

2

Ввк

Рис. 4.81. Область возможных решений

133

3

Выбор в качестве переменной в выражении (4.5) длины верхней кромки обусловлен тем, что именно она оценивается конструкцией самолета. При постоянной площади входного сечения, зная величины hвх и Ввк , можно определить другие геометрические параметры входного сечения воздухозаборника. Сформируем математическую модель решаемой задачи. Анализируя формулу (1.2) [34], можно сказать, что на величину скорости VГ оказывают влияние: величина коэффициента Aвх , расход воздуха через воздухозаборник Gв и высота его расположения от поверхности аэродрома до геометрического центра входного сечения H ц . Также на интенсивность вихревых течений оказывают влияние ветровые воздействия – скорость ветра Vв в районе плоскости входа в ВУ и его направление b 0 . В случае, когда рассматривается изолированная система «воздухозаборник – поверхность аэродрома», влияние внешних факторов, касающихся ветровых воздействий скорости ветра Vв и его направление b 0 , отсутствует. Так как расход воздуха через ВУ принимается постоянным Gв = const , то применительно к формируемой модели его воздействие на интенсивность вихревых течений не учитывается. Таким образом, исключая из уравнения (1.2) [34] те переменные, которые не изменяются, можно записать выражение, характеризующее воздействие выделенных независимых переменных на величину скорости MAX

VГ MAX

Vг max = f ( Aвх , Нц ) . Так как величина коэффициента Aвх зависит от расположения ВУ на самолете и от геометрических параметров входного сечения, то Aвх = f ( Н вх , Ввк , D) . (4.6) Если учесть, что высота геометрического центра входного сечения зависит от высот расположения верхней и боковой кромок, то выражение (4.6) можно записать в следующем виде V г max = f ( H вк , Н вх , Ввк , D) , (4.7) где: Н вк – относительная высота расположения верхней кромки над поверхностью аэродрома; Н вх – относительная высота входного сечения воздухозаборника; Ввк – относительная длина верхней кромки; D – относительное смещение входного сечения относительно передней кромки крыла. Уравнение (4.7) представляет собой в самом общем виде математическую модель решаемой задачи V г max ® min . 134

Решение задачи поиска рациональной формы и компоновки воздухозаборника с помощью модели организуется в рамках следующей системы ограничений 0 < Ввк £ 2,5 , 0 < Н вх £ 2,5 , h < Н вк £ 2,5 . Следовательно, можно сделать следующие выводы: 1. В силу того, что представление математической модели (4.7) решаемой задачи в аналитическом виде проблематично, то поиск решений по воздухозаборнику возможен только путем моделирования на ЭВМ или путем постановки серий экспериментов на специальной установке. В этой связи исследования по выбору наиболее рациональной формы с целью снижения вероятности попадания ПП целесообразно разделить на два этапа: – исследования влияния геометрии изолированных ВУ на величину максимальной горизонтальной скорости VГ при различных фиксированных значениях относительной высоты расположения воздухозаборников с целью выявления наиболее предпочтительных форм входного сечения: V г max = f (Н вх , Ввк ) ® min . – исследования влияния планера на величину максимальной горизонтальной скорости VГ с целью рационального размещения на самолете выбранных на первом этапе воздухозаборников V г max = f (D) ® min . 2. Результатами исследований по критерию второго рода должны стать: – на первом этапе – зависимости максимальной горизонтальной скорости VГ от изменения геометрических параметров прямоугольного, трапециевидного и треугольного воздухозаборников на различных высотах; – на втором этапе – зависимости максимальной горизонтальной скорости от положения входа в воздухозаборник относительно кромки крыла. 3. Конечными результатами исследований должны стать оценки вероятностей попадания ПП в канал выбранных ВУ при их рациональной компоновке и оценка эффективности предложенных мероприятий. 4. Этапы экспериментальной части исследования: – исследования влияния геометрических параметров плоскости ВУ на интенсивность вихревого засасывания при помощи численного эксперимента; – оценка сходимости результатов численных экспериментов и результатов моделирования. MAX

MAX

MAX

135

4.2.5. Результаты экспериментальных исследований 4.2.5.1. Исследование влияния высоты и ширины входного сечения воздухозаборника прямоугольной формы на интенсивность вихревых течений Влияние высоты входного сечении при А = var, Ввк = Внк = const . Результаты экспериментальных исследований по выявлению влияния высоты входного сечения при фиксированной высоте нижней кромки Н нк на величину максимальной горизонтальной скорости VГ представлены на рис. 4.82. Анализируя полу5 ченные зависимости, м/с можно сказать, что увеличение длины бо4 ковой кромки ведет к уменьшению скоростей VГ . Объяснить 3 Н = 0,75 данное явление можно следующим образом. Если нижняя кромка 2 входного сечения за1 фиксирована на некоVг max 1,25 торой высоте Н нк , то 1 увеличение относи1,5 тельной длины боковых кромок А (высо0 0,4 2 ты входного сечения) 1,6 0,8 1,2 приводит к тому, что А геометрический центр Рис. 4.82. Зависимость VГ фигуры поднимается вверх. Соответственно при А = var, Ввк = Внк = const вверх поднимается точка стока вихря. Согласно формуле (1.1) [34], увеличение высоты расположения геометрического центра входного сечения от поверхности аэродрома ведет к уменьшению интенсивности вихревых течений. Интенсивность изменения скоростей на разных высотах расположения нижней кромки разная. Чем ниже высота, тем интенсивнее происходит изменение максимальной горизонтальной скорости VГ . MAX

MAX

MAX

MAX

136

Влияние ширины входного сечения при А = const, Ввк = Внк = var . Результаты экспериментальных исследований по выявлению влияния ширины входного сечения на величину максимальной горизонтальной скорости VГ при фиксированной высоте нижней кромки Н нк представлены на рис. 4.83. 6 Анализируя полученные зависимости, м/с Н = 0,75 можно сказать, что 5 увеличение длины нижней кромки ведет к увеличению макси4 мальной горизонтальной скорости VГ . 3 1 Объяснить данное явление можно сле1,25 2 дующим образом. ЕсVг max 1,5 ли величина боковой кромки ВУ зафикси1 рована, а высота расположения воздухоза0 борника измеряется до 2 1,6 1,2 0,8 0,4 нижней кромки Н нк , В то увеличение В веРис. 4.83. Зависимость VГ дет к тому, что при А = const, Ввк = Внк = var уменьшается высота входного сечения ВУ. Соответственно, геометрический центр фигуры так же опускается вниз. Опускается также и точка стока вихря. Согласно формуле (1.1) [34], это ведет к увеличению интенсивности вихревого засасывания. Интенсивность изменения скоростей на разных высотах расположения нижней кромки различна. Чем ниже высота, тем интенсивнее происходит изменение максимальной горизонтальной скорости VГ . Если зафиксировать не высоту нижней кромки воздухозаборника Н нк , а геометрический центр входного сечения Н ц , то зависимости будут выглядеть как на рис. 4.84. Анализируя полученные данные, можно заключить, что на высотах Н ц ³ 1,5 влияние геометрии входного сечения пракMAX

MAX

MAX

MAX

тически отсутствует. На высотах Н ц < 1,5 с увеличением высоты входного сечения происходит увеличение максимальной горизонтальной скорости VГ , хотя высота центра стока фиксирована. То есть, наблюдается явное влияние геометрических параметров ВУ на интенсивность вихреобразования. MAX

137

На основе полученных результатов м/с можно сделать слеН =1 дующие выводы: – геометрия вход6 ного сечения влияет на интенсивность вихреобразования; – с целью исклю4 1,25 чения влияния высоты расположения центра стока отсчет высоты 1,5 Vг max при проведении даль2 1,75 нейших исследований необходимо проводить от геометрического центра входного сече0 ния; 0,8 1,2 1,6 2 0,4 – высота располоА/ В жения нижней кромки оказывает существенРис. 4.84. Зависимость VГ от величины А/ В , ное влияние на велиотсчет высоты расположения ВУ до геометрического чину VГ ; центра входного сечения – на критерий интенсивности вихревого засасывания VГ влияют не отдельные геометрические параметры, а их соотношение, поэтому дальнейшие исследования целесообразно проводить на моделях входных устройств с одинаковой площадью входного сечения F = const . – для снижения интенсивности пристенного течения необходимо уменьшать величину боковой кромки (т. е. высоту входного сечения) воздухозаборника. 8

MAX

MAX

MAX

4.2.5.2. Результаты экспериментальных исследований при постоянной площади входного сечения Большинство современных истребителей имеют ВУ ковшового типа. По результатам проводимых ранее экспериментальных исследований усo тановлено, что воздухозаборники с углом скоса входного сечения a > 90 индуцируют наиболее интенсивные вихревые течения (см. пп. 4.1.4.1). Это объясняется тем, что в такие устройства воздух засасывается в основном с нижней полусферы.

138

a

Были проведены исследования по определению влияния угла скоса 16 a входного сечения возм/с духозаборника на интенсивность вихреобразоваН =1 12 ния воздухозаборников с прямоугольным входным сечением. Полученные результаты подтвердили, 8 что изменение угла скоса 1,25 входного сечения a ведет к значительному изVг max 1,5 менению интенсивности 4 вихревых течений (рис. 1,75 4.85). Причем, это влияние тем выше, чем ближе к поверхности аэро0 120 град 160 40 80 дрома расположен возa духозаборник. При углах скоса a > 40 o наРис 4.85. Зависимость VГ блюдается значительот угла скоса a плоскости входа в ВУ ный рост максимальной горизонтальной скорости VГ , что свидетельствует о возрастании инMAX

MAX

тенсивности вихревых течений. При углах скоса a < 90 o наблюдается снижение интенсивности вихреобразования. В то же время установка на ВС такого воздухозаборника приведет к снижению аэродинамических характеристик и его боевых возможностей. При положительных углах атаки потока происходит затенение нижней кромкой входного сечения ВУ, и он не сможет обеспечить нормальную работу двигателя. В этой связи наклон плоскости входа в воздухозаборник должен выбираться исходя из условия обеспечения нормальной работы компрессора на всех этапах полета. На рис. 4.86 представлены зависимости VГ от соотношения стоMAX

рон А / В прямоугольного воздухозаборника при постоянной площади входного сечения. Из представленных данных следует, что при уменьшении высоты боковых кромок максимальная горизонтальная скорость VГ снижается. Таким образом, уменьшая соотношение боковой и нижней кромки прямоугольного воздухозаборника, можно существенно снизить интенсивность вихревого засасывания. Минимальной интенсивностью вихреобразования обладают ВУ щелевого типа. MAX

139

Если сравнить результаты, представленные на рис. 4.86, с результатами исследований прямоугольных воздухозаборников, полученных ранее (рис. 4.84) (когда при изменении геометрических параметров изменялась площадь входного сечения), то можно заметить, что результаты практически идентичны. Это говорит о том, что выбранные критерии подобия ( D экв , Re, q(l ) ) в достаточной степени обеспечивают газодинамическое подобие течений в различных типах ВУ с различной площадью входного сечения. Это доказывает, что моделируемые процессы подобны процессам, которые происходят в воздухозаборниках реальных ВС. На следующем этапе были проведены А исследования воздухозаборников, имеющих ромбовидное входное В сечение (рис. 4.87), где 8 представлены зависимости VГ от соотном/с Н =1 шения диагоналей 6 А/ В ромбовидного воздухозаборника при постоянной площади входного сечения. 4 Если сравнить по1,25 лученные результаты с V результатами исследог max 1,5 ваний прямоугольного 2 1,75 воздухозаборника, то можно заметить, что они практически одинаковы. Однако на вы0 0,4 0,6 1,2 1,4 1,6 1,8 2 сотах менее 1,25Dэкв 0,8 1 ромбовидный воздухоА/ В заборник индуцирует Рис. 4.86. Зависимость VГ от величины А / В несколько большие прямоугольного воздухозаборника VГ , чем прямоугольный. По результатам исследований воздухозаборников, имеющих прямоугольное и ромбовидное входное сечение, можно сделать вывод – высота входного сечения симметричных относительно геометрического центра воздухозаборников на малых высотах оказывает наибольшее влияние на интенсивность пристенного течения. MAX

MAX

MAX

140

Итак, в результате проведения параметрических исследований установлено, что на интенсивность вихреобразования значительно влияют: – высота располоВ жения геометрического центра входного сечеА ния от поверхности аэродрома; – угол скоса вход8 ного сечения воздухозаборника; м/с Н =1 – высота входного 6 сечения воздухозаборника. На следующем эта4 1,25 пе исследований принимаем постоянными 1,5 площадь Fвх = const и 2 высоту входного сече1,75 Vг max ния Н вх = const , а также угол скоса a = const . 0 парамет0,4 0,6 0,8 2 Изменяемым 1 1,2 1,4 1,6 1,8 ром будет угол наклона А/ В b боковых кромок Рис. 4.87. Зависимость VГ от величины А / В (рис. 4.82, а). Таким обромбовидного воздухозаборника разом, прямоугольный воздухозаборник трансформируется в трапециевидный. Для фиксированных высот геометрического центра входного сечения проводим исследования по определению влияния угла наклона боковых кромок b воздухозаборников, имеющих трапециевидное входное сечение, на интенсивность вихреобразования. На рис. 4.88 представлены зависимости максимальной горизонтальной скорости VГ от угла наклона боковой кромки b трапециевидного воздухозаборника. Предельными случаями исследуемых форм трапеции являются квадратная и треугольная с вершиной 90 градусов o ( b = 45 ). Анализируя полученные зависимости, можно сказать, что b увеличение угла наклона боковой кромки , а соответственно и длины нижней кромки, ведет к увеличению величины максимальной горизонтальной скорости VГ . Причем, максимальная горизонтальная скорость VГ минимальна MAX

MAX

MAX

MAX

141

o при наименьшем наклоне боковых кромок b = 45 и максимальна при o наибольшем b = 135 . Таким образом, наиболее предпочтительным (с точки зрения снижения интенсивности вихреобразования) является воздухозаборник, имеющий треугольное входное сечение и расположенный вершиной вниз, к поверхности аэродрома. Следующим этапом является исследования треугольных ВУ. На рис. 4.89 представлены зависимости максимальной горизонтальной скорости VГ от угла j треугольного воздухозаборника, расположенного вершиной вниз при постоянной площади входного сечения. Так как было установлено, что воздуb Н вх = const хозаборник с треугольным входным 8 сечением обладает наименьшей склонм/с ностью к образоваН =1 6 нию интенсивных вихревых течений, то далее были проведены исследования ВУ 1,25 4 именно треугольного типа (рис. 4.90). 1,5 Анализируя полученные зависимо2 1,75 сти, можно заклюVг max чить, что угол j оказывает значительное 0 140 влияние на макси100 120 80 60 40 град мальную горизонb тальную скорость VГ во всем диапазоРис. 4.88. Зависимость VГ от величины b не исследуемых вытрапециевидного воздухозаборника сот. При уменьшении j < 60o высота входного сечения начинает возрастать и поэтому наблюдается резкое увеличение величины максимальной горизонтальной скорости VГ . И наоборот, увеличением угла j можно добиться существенного снижения вихревых течений, образующихся под воздухозаo борниками. Причем, при увеличении j > 90 величина максимальной горизонтальной скорости VГ изменяется незначительно. MAX

MAX

MAX

MAX

MAX

142

Обобщив результаты параметричеF = const ских исследований, вх можно сделать следующие выводы о 14 влиянии геометрии м/с входного сечения 12 Н = 0,5 воздухозаборника на интенсивность вих10 реобразования: – входные уст8 ройства, симметрич0,75 ные относительно 6 геометрического центра, при одинаковой 4 высоте входного се1,25 чения индуцируют Vг max 1 , 5 равные по интенсив2 1,75 ности вихревые тече2 0 ния; 40 50 60 70 80 90 100 – увеличение выград соты входного сечеj Рис. 4.89. Зависимость VГ от величины j ния ведет к увеличению склонности ВУ к треугольного воздухозаборника вихреобразованию; – уменьшение угла наклона боковых кромок трапециевидного воздухозаборника при постоянной высоте входного сечения приводит к снижению склонности ВУ к вихреобразованию; – наименьшие горизонтальные скорости индуцируют ВУ, имеющие o входное сечение треугольного типа с углом j > 90 [61]. j

MAX

4.2.5.3. Результаты экспериментальных исследований влияния планера воздушного судна на величину максимальной горизонтальной скорости По представленной ранее методике были проведены экспериментальные исследования влияния планера ВС на величину максимальной горизонтальной скорости VГ . Результаты экспериментов представлены на рис. 4.90. Проанализировав полученные зависимости, можно заключить, что ограничение доступа воздуха с верхней полусферы элементами конструкции ВС оказывает значительное влияние на интенсивность вихреобразования. MAX

143

5

При постепенном выдвижении плоскости входа воздухозаборника из-под крыла до = D 1D экв , влияние планера на величину VГ сказывается положительно. Под ВУ образуются вихревые шнуры. При дальнейшем выдвижении плоскости входа воздухозаборника изпод крыла до = D 1,75D экв влияние

м/с

4,5

Н =1,5

4 3,5

1,75

3

MAX

2,5

2

2 1,5

2,5

Vг max 1 0,5 0

планера на величину VГ наблюдается, но незначительно. На высотах расположения крыла Н вк более 2,5D экв влияние планера практически отсутствует. MAX

-2

-1

0

1

2

3

4

D Рис. 4.90. Зависимость VГ MAX от положения входного сечения D ВУ

5

4.2.5.4. Выбор рациональной формы и компоновки входного устройства при его подфюзеляжном расположении Как показано в пп. 4.2.5.3, для исключения влияния планера на интенсивность вихреобразования входное сечение воздухозаборника достаточно вынести из-под планера боевого самолета на D пк = 1Dэкв . Задача же поиска рациональной геометрии при подфюзеляжном расположении ВУ заключается в следующем. Рассмотрим результаты экспериментов, представленные на рис. 4.91. Как было указано ранее, высота расположения верхней кромки задана конструкцией самолета Н вк = const . Исходя из полученных результатов, длина верхней кромки должна быть настолько большой, насколько позволяют конструктивные особенности самолета Ввк ® max . Необходимо определить, на каких высотах расположения верхней кромки минимальной интенсивностью вихреобразования обладают прямоугольные входные устройства, а на каких – треугольные. Воздухозаборники с другими формами входного сечения не рассматриваются. Это связано с тем, что симметричные относительно геометрического центра ВУ при одинаковой высоте индуцируют равные по значению максимальные гори144

зонтальные скорости VГ . Значения же максимальной горизонтальной скорости VГ под трапециевидными ВУ при одинаковой длине верхней кромки будут находиться между значениями скоростей, индуцируемых прямоугольным и треугольным ВУ. MAX

MAX

Рис. 4.91. Схема системы

Ввк

b

DН ц

d

Н вх Н вк

Нц

Для решения данной задачи построены зависимости максимальной горизонтальной скорости VГ от изменения длины верхней кромки Ввк для прямоугольного и треугольного воздухозаборников при фиксированной высоте расположения верхней кромки Н вк над поверхностью экрана. Задавая высоты расположения верхней кромки ВУ Н = 1- 2,25 по MAX

вк

графику на рис. 4.92, могут быть определены величины DН ц . После чего оценивается высота расположения геометрического центра входного сечения треугольного и прямоугольного воздухозаборников при различной длине верхней кромки

Н ц = H вк - DН ц .

(4.8)

Для высот Н ц , вычисленных по (4.8), определяются значения максимальной горизонтальной скорости VГ и строятся графики зависимости MAX

VГ MAX от величины верхней кромки входного сечения Ввк для различных

фиксированных высот ее расположения Н вк . На рис. 4.93 представлены зависимости величины VГ от величины верхней кромки Ввк для воздухоMAX

145

1,2

заборников с прямоугольными и треугольными входными сечениями для каждой фик0,8 сированной высоты расположения верхней кромки. прямоугольный По точкам пересече0,4 ния кривых строится литреугольный ния равных скоростей для DH ц прямоугольного и треугольного воздухозаборников и наносятся приня0 3 тые ранее ограничения 2 1 Ввк (рис. 4.94). По оси ординат отложена высота расРис. 4.92. Изменение высоты геометрического центра входного сечения положения верхней треугольного и прямоугольного ВУ кромки от поверхности аэродрома, а по оси абс10 цисс – длина верхней Н = 1 м/ с кромки. Соответственно, прямоугольный слева от линии равных 8 скоростей находится область, в которой наиболее треугольный предпочтительной является прямоугольная фор6 1,25 ма входного сечения, а справа – треугольная. Зная высоту распо1,5 4 ложения и длину верхней кромки, по предложен1,75 ным рекомендациям выV г max бираем форму входного 2 2 сечения воздухозаборника. Выбранная таким об2,25 разом форма будет инду0 цировать минимальные 1 3 по своей интенсивности 1,5 2,5 2 вихревые течения, что В позволит снизить вероятность попадания ПП в Рис. 4.93. Зависимость VГ от величины В двигатель. Таким образом, сотреугольного и прямоугольного ВУ MAX

146

2,4

Влияние геометрии отсутствует

2,2

2 Треугольный воздухозаборник

1,8

Прямоугольный воздухозаборник

1,6

Н вк 1,4 1,2 1 0

0,5

1

1,5

2

2,5

Ввк Рис. 4.94. Рекомендации по выбору рациональной формы входного сечения воздухозаборника при подфюзеляжном расположении

гласно критерию второго рода цель поиска рационального решения достигнута. В то же время только по величине максимальной горизонтальной скорости VГ нельзя судить о степени достижения цели исследований, так как она является критерием второго рода. Эффективность предложенных мероприятий может быть оценена только по основному критерию – частоте попадания ПП в двигатель. MAX

4.2.5.5. Оценка эффективности предложенных мероприятий На завершающем этапе работы была оценена эффективность предложенных мероприятий по основному критерию – частоте попадания ПП в канал воздухозаборников P(A) . Определение частоты осуществлялось следующим образом: под воздухозаборником помещался один имитатор ПП (зерно пшена), и если в течение 8 минут (средняя наработка двигателей на земле) он попадал в воздухозаборник, то считалось – событие произошло 147

[62]. Для каждого воздухозаборника было проведено по 150 таких опытов. Частота событий рассчитывалась по формуле m Р( А) = , n где: m – количество опытов, в которых имитатор ПП попал в ВУ; n – общее количество опытов. Исследовались следующие типы воздухозаборников: – ковшового типа с углом скоса a = 135o с квадратным входным сечением; – без скоса с прямоугольным входным сечением А / В = 0,5 ; – без скоса с прямоугольным входным сечением А / В = 2 ; – без скоса с квадратным входным сечением А / В = 1; – без скоса с трапециевидным входным сечением и hвх = 0,89 ; – без скоса с треугольным входным сечением и hвх = 0,89 , j = 90 o ; – ковшового типа с углом скоса a = 135o с треугольным входным сечением и hвх = 0,89 , j = 90 o . Нижняя поверхность крыла

P ( A) Типы исследуемых ВУ

1 0,8 0,6

Н вк = 1,75

1

0,8

0, 4 0, 2

0,3

0

0,1

0

Поверхность аэродрома Рис. 4.95. Частота попадания имитаторов ПП в ВУ с различной геометрией входного сечения

Результаты представлены в виде диаграммы (рис. 4.95). По результатам исследований установлено, что ВУ, имеющие прямоугольное и треугольное входное сечение, имеют минимальную вероятность попадания ПП. Кроме того, в ВУ ковшового типа, имеющие треугольное входное се148

чение, ни в одном из опытов попадания ПП не наблюдалось. В качестве выводов по результатам проведенных экспериментального и численного моделирования следует отметить: 1. В процессе выполнения исследований была разработана методика выбора рациональной формы воздухозаборного канала, включающая численный эксперимент и экспериментальные исследования на специальной установке. 2. Максимальные горизонтальные скорости пристенного течения на поверхности аэродрома а, следовательно, и максимальную интенсивность вихревого засасывания имеют воздухозаборники прямоугольного сечения со скосом, минимальные – воздухозаборники, имеющие щелевую и треугольную форму плоскости входного сечения с верхним основанием. При этом наименьшую интенсивность вихревого засасывания имеет ВУ треугольного сечения, угол вершины j которого больше 900. Дальнейшее увеличение угла вершины треугольника j не приводит к существенному уменьшению интенсивности вихревого засасывания. 4. На основе диаграммы P( A) = f ( A, B,j , g ) (рис. 4.95), характеризующей интенсивность попадания ПП в воздухозаборники с различной геометрией входного сечения, можно утверждать, что наибольшей вероятностью попадания ПП обладают ВУ прямоугольного сечения со скосом. Наименьшей вероятностью попадания ПП обладают ВУ, имеющие щелевую и треугольную форму. Данные типы воздухозаборников можно рекомендовать для использования на ВС. 5. На основании проведенных экспериментальных исследований по выявлению влияния планера ВС на интенсивность вихревых течений установлено, что интенсивность вихревого засасывания существенно снижается в том случае, когда входное сечение воздухозаборника выдвигается изпод планера на величину более 1D экв . Дальнейшее выдвижение плоскости входного сечения из-под планера не влияет на величину интенсивности вихревого засасывания. 6. Рациональный выбор ВУ позволит уменьшить величину максимальной горизонтальной скорости VГ на 5 – 20% в зависимости от конструктивных особенностей ВС и снизить интенсивность попаданий ПП для треугольных и щелевых типов ВУ практически до нуля. 7. Размещение ВУ на самолете согласно предложенным рекомендациям позволит снизить ДСД боевых самолетов по причине попадания ПП до 25%. MAX

149

ЗАКЛЮЧЕНИЕ В монографии осуществлен обзор причин повреждения авиадвигателей воздушных судов посторонними предметами и возможного попадания на вход в двигатели посторонних предметов с поверхности аэродрома, указана актуальность данной проблемы в современных условиях. Рассмотрены основные направления защиты ГТД от посторонних предметов – эксплуатационные, реализуемые инженерно-авиационной службой для защиты воздушных двигателей от попадания посторонних предметов, и конструктивные путем анализа существующих средств защиты от попадания посторонних предметов на боевых самолетах, эффективности их применения. Выработаны для изучения направления в разработке более перспективных способов и средств защиты от вихреобразования и попадания посторонних предметов в эксплуатации. К таким новым универсальным способам и средствам защиты авторы монографии относят конструктивные направления по предотвращению попадания посторонних предметов во входные устройства ГТД: – при разработке и совершенствовании средств борьбы с вихревыми шнурами в виде наземных защитных устройств и путем бортовых защитных устройств заградительного и колебательного типа; – при разработке средств борьбы, препятствующих попаданию посторонних предметов в воздухозаборники, путем совершенствования их входных каналов и определения рациональной компоновки силовых установок на летательных аппаратах. Для проведения экспериментов были разработаны новые экспериментальные установки и предложены способы исследования, которые позволили с применением метода газогидравлической аналогии проводить экспериментальные исследования по изучению физики образования вихревых шнуров, а также количественно проверять эффективность предлагаемых новых способов и устройств защиты от попадания посторонних предметов в двигатели в процессе их эксплуатации. На основе разработанных методик проведения экспериментальных и параметрических исследований конструктивно разработаны различного вида универсальные бортовые и наземные средства защиты воздухозаборников от попадания посторонних предметов с уменьшением интенсивности вихревых шнуров на их входе, а также предложены эффективные рациональные формы входных устройств по борьбе с вихреобразованием потока для новых воздушных судов. По полученным результатам определены основные конструктивные параметры рассмотренных средств защиты для конкретного типа воздушного судна, а также их возможное применение на перспективных летательных аппаратах.

150

Результаты исследований представлены в виде многочисленного количества фотографий, а также в полученных диаграммах и графиках. Раскрыты физические сущности интерференционного вихреобразования перед воздухозаборниками реактивных самолетов при низком расположении их силовых установок над поверхностью аэродрома, с влиянием направления ветра на вихреобразование, при наличии отсоса пограничного слоя с поверхности аэродрома, наличия средств технического обслуживания общего применения на газовочной площадке, при выдвижении и колебании панели на входе в воздухозаборнике. Для каждого предлагаемого устройства произведена оценка эффективности его применения или на воздушном судне, или на поверхности аэродрома, при этом получены положительные результаты по практическому подавлению вихревых шнуров перед входными устройствами и попаданию посторонних предметов в двигатели на всех режимах работы силовых установок воздушных судов на земле. Результаты исследований помогут в дальнейшем ученым и конструкторам разрабатывать еще более эффективные методы и средства защиты от попадания посторонних предметов в авиационные двигатели.

151

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 1. Нечаев Ю.Н. и дp. Теоpия авиационных двигателей. – М. : Воениздат, 1980. 2. Numerical Method for Solving the Equation for a Vortex Core, M.G. Hall, Aeronautical Research Council Reports and Memoranda, R&M № 3467, 1967. 3. Motyska D.L., Walter W.A., Muller G.L. An analytical and experimental study of inlet ground vortices. AIAA Paper, 1973, No 1313 (pусский пеpевод ЭИ ВИНИТИ АН СССР «Авиастpоение», 1974, № 23). 4. Оpехов В.Д., Куpилкина П.И. Защита авиационных ГТД от повpеждения постоpонними пpедметами (по матеpиалам откpытой иностpанной печати) // ЦАГИ, 1988, Обзоp № 680. 5. Пыльников В.Б. Закономеpности существования вихpей на входе в воздухозабоpник ТРД в условиях эксплуатации // Техническая эксплуатация летательных аппаpатов и авиационных двигателей. – Рига : РКИИГА, 1977, Вып. 3. 6. Авраменко А.И., Евдокимов А.И. Методика расчета повреждения лопатки компрессора ГТД посторонними предметами // Научно-методические материалы по конструкции и системам управления ГТД. – М. : ВВИА, 1990. 7. Авpаменко А.И., Евдокимов А.И., Федоpко Г.В. Методика pасчета дpобления частицы пpи ее соудаpении с элементами компpессоpа // Матеpиалы VI научнотехнической конфеpенции училища. Ч.1. – Иpкутск : ИВВАИУ, 1990. 8. Беседов Н.П. О подбрасывании пpедметов вихpем, обpазующимся под воздухозабоpником // Ученые записки ЦАГИ, Т.6, № 3, 1975. 9. Ващенко Н.В., Обухов В.Г., Федоpов Р.М. К вопpосу pасчета тpаектоpий движения постоpонних пpедметов в канале воздухозабоpника ГТД // Научно-методические матеpиалы по пpоцессам и хаpактеpистикам авиационных двигателей. – М. : ВВИА, 1983. 10. Гайнатуллин М.М., Кузин П.К. Экспеpиментальные исследования взаимодействия постоpонних пpедметов с пеpом pабочей лопатки ГТД // Матеpиалы VII научнотехнической конфеpенции училища. – Иpкутск : ИВВАИУ, 1992. 11. Евдокимов А.И., Максимов Ю.Е. Подход к pасчету скоpости частицы пpи соудаpении с лопаткой pабочего колеса ГТД // Констpукция и системы упpавления ГТД. – М. : ВВИА, 1987. 12. Евдокимов А.И., Оpехов В.Д., Семон В.И. Паpаметpы движения постоpонних пpедметов на входе в дозвуковой воздухозабоpник // Констpукция и системы упpавления ГТД. – М. : ВВИА, 1987. 13. Оpехов В.Д. Моделиpование захвата пpедметов в воздухозабоpник // Тpуды ЦАГИ, 1976, Вып. 1800. 14. Оpехов В.Д. Исследование движения частиц в канале воздухозабоpника // Ученые записки ЦАГИ, Т. 11, 1980, № 2. 15. Орехов В.Д., Семон Б.И., Евдокимов А.И. Параметры движения посторонних предметов на входе в дозвуковой воздухозаборник // Научно-методические материалы по конструкции и системам управления ГТД. – М. : ВВИА, 1987. 16. Пыльников В.Б. Закономеpности существования вихpей на входе в воздухозабоpник ТРД в условиях эксплуатации // Техническая эксплуатация летательных аппаpатов и авиационных двигателей. – Рига : РКИИГА, 1977, Вып. 3. 17. Давыдов А.А., Новицкий С.М. Вихревое засасывание посторонних предметов в сверхзвуковые входные устройства двухдвигательных авиационных силовых установок // Научно-методические материалы по вопросам теории и конструкции ГТД. – М. : ВВИА, 1994. 152

18. Давыдов А.А., Пахомов С.В. Экспеpиментальное исследование особенностей течения воздушного потока вблизи pаботающей двухдвигательной силовой установки самолета // Сборник научных трудов адъюнктов и соискателей. Вып. I. – Иpкутск : ИВВАИУ, 1996, Вып. 1. 19. Иванов В.В., Плужников В.И., Семон Б.И. Моделирование обтекания осесимметричных тел в плоскопараллельном потоке // Научно-методические материалы по надежности и эффективности ЛА и их бортового оборудования / Под ред. В.В. Гуляева. – Рига : РВВАИУ, 1989, Вып. 28. 20. Пыльников В.Б. Экспеpиментальное исследование интенсивности и веpоятности существования концентpиpованного вихpя на входе в самолетный воздухозабоpник // Техническая эксплуатация летательных аппаpатов и авиационных двигателей. – Рига : РКИИГА, 1975, Вып. 1. 21. Самсон В.А. Эксплуатационные и конструктивные факторы, определяющие интенсивность повреждения ТРД посторонними предметами // Эксплуатация и ремонт авиационной техники. – Рига : РВВАИУ, 1972. 22. Федоpов Р.М., Обухов В.Г. Расчет пpостpанственного потока в воздухозабоpном канале пpоизвольной фоpмы методом дискpетных вихpей // Научнометодические матеpиалы по пpоцессам и хаpактеpистикам авиационных двигателей. – М. : ВВИА, 1983. 23. Алексеев В.Б., Ботин С.В., Евдокимов А.И. и др. Исследование путей снижения интенсивности вихревого течения перед воздухозаборником ГТД // Научнометодические материалы по конструкциям и системам управления ГТД. – М.: ВВИА, 1989. 24. Бойко В.Е., Гуляев В.В., Семон Б.И. Численное моделиpование обтекания фюзеляжа как тела с пpотоком методом дискpетных вихpей // Научно-технический сборник. – Рига : РВВАИУ, 1989, Вып. 28. 25. Бойко В.Е., Семон Б.И. Исследования по методике pасчета поля скоpостей, индуциpуемого pаботающей СУ // Научно-технический сборник. – Рига : РВВАИУ, 1989, Вып. 28. 26. Бойко В.Е., Семон Б.И., Алабин М.А. Математическая модель опpеделения паpаметpов потока и оценка интенсивности вихpеобpазования пеpед воздухозабоpниками ГТД ЛА с учетом констpуктивно-компоновочных и эксплуатационных фактоpов // Вопpосы обеспечения летной годности и опыт создания СУ воздушных судов ГА. – М. : ГосНИИ ГА, 1989, Вып. 291. 27. Васильев В.И., Юденков Н.А. Исследование течения в плоском свеpхзвуковом воздухозабоpнике пpи pаботе на месте // Тpуды ЦАГИ, 1972, Вып. 1402. 28. Горохова Т.Г., Иванов В.В., Плужников В.И., Семон Б.И. Математическое моделирование течения воздушного потока, индуцируемого воздухозаборником при наличии срыва с его острых кромок // Испытания, сертификация, повышение эффективности эксплуатации авиационных силовых установок. – М. : ГосНИИГА, Вып. 298, 1991. 29. Гуляев В.В., Русаков В.И. Численный метод pасчета обтекания pаботающей установки летательных аппаpатов // Научно-методические матеpиалы по аэpодинамике летательных аппаpатов. – М. : ВВИА, 1984. 30. Самеон В.А. Кинематическая стpуктуpа потока у воздухозабоpников авиационных ТРД // Тpуды РКИИГА. – Рига : РКИИГА, 1972, Вып. 232. 31. Семон Б.И. Кинематическая структура потока у воздухозаборников авиационных ГТД при их работе над твердым экраном // Научно-методические материалы по конструкции и системам управления ГТД. – М. : ВВИА, 1985. 153

32. Muirhead Vincent U. Compressible vortex flow. AIAA Paper, 1973, № 106 (pусский пеpевод ЭИ ВИНИТИ АН СССР «Авиастpоение», 1973, № 24). 33. Даниленко Н.В. Теория вихрей перед воздухозаборниками самолетов при работе газотурбинных двигателей на аэродроме. / Н.В. Даниленко, П.М. Кривель, С.В. Пахомов, А.М. Сафарбаков, М.М. Федотов. – Иркутск : ИВВАИУ, 2009. 34. Пахомов С.В., Сафарбаков А.М. Методы и средства защиты газотурбинных двигателей воздушных судов от попадания посторонних предметов. Монография. – Ч. 1 – Иркутск : ИрГУПС, 2011.

35. Пат. на изобретение 2131530 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Соколов Д.В., Банцевич Р.В.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 98105978/28; заявл. 30.03.98. 36. Пат. на изобретение 2132960 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Соколов Д.В., Банцевич Р.В.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 98106823/28; заявл. 30.03.98. 37. Пат. на изобретение 2132958 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Семеренко Д.В., Банцевич Р.В.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 98105916/28; заявл. 30.03.98. 38. Пат. на изобретение 2132957 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Семеренко Д.В., Некрасов С.М., Банцевич Р.В.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 98105881/28; заявл. 30.03.98. 39. Пат. на изобретение 2205135 Российская Федерация, МПК7 B 64 D 33/02, F 02 С 7/05. Бортовое устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2001103414/28; заявл. 05.02.01. 40. Пат. на изобретение 2213237 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Бортовое устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н., Казак А.И.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2001103416/28; заявл. 05.02.01. 41. Пат. на изобретение 2204038 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н., Жевагин И.А.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2000104176/28; заявл. 21.02.00. 42. Пат. на изобретение 2239077 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05. Устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н., Пахомова Л.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2002111979/06; заявл. 06.05.02. 43. Пат. на изобретение 2237178 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05. Устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н., Пахомова Л.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2002111981/06; заявл. 06.05.02. 44. Пат. на изобретение 2237177 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05. Устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н., Пахомова Л.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2002111980/06; заявл. 06.05.02.

154

45. Пат. на изобретение 2204037 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2000104175/28; заявл. 21.02.00. 46. Пат. на изобретение 2204041 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Бортовое защитное устройство от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2000104179/28; заявл. 21.02.00. 47. Пат. на изобретение 2204040 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2000104178/28; заявл. 21.02.00. 48. Пат. на изобретение 2216486 Российская Федерация, МПК7 B 64 D 33/02, F 02 С 7/05. Бортовое устройство защиты от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2001103417/28; заявл. 05.02.01. 49. Пат. на изобретение 2204039 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Бортовое защитное устройство от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Мацегора С.Н., Подольских Р.В.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2000104177/28; заявл. 21.02.00. 50. Пол. реш. о выд. пат. на изобретение Российская Федерация, МПК7 В 64 D 33/02. Защитное устройство силовой установки летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Ланщаков М.В., Шевченко А.А., Яхновец В.А.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 96110639/11; заявл. 29.05.96. 51. Пат. на изобретение 2131984 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Устройство для защиты двигателя летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Ланщаков М.В.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 98106810/28; заявл. 30.03.98. 52. Пат. на изобретение 2168645 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от засасывания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Устинов О.Г., Перегуда Г.А.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 99100478/28; заявл. 15.01.99. 53. Пат. на изобретение 2168646 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05, B 64 D 33/02. Бортовое устройство защиты силовых установок летательных аппаратов от засасывания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Шевченко А.А., Перегуда Г.А.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 99100929/28; заявл. 15.01.99. 54. Пол. реш. о выд. пат. на изобретение Российская Федерация, МПК7 В 64 D 33/02. Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Шевченко А.А., Синчук В.Ф.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 96110632/40-23; заявл. 29.05.96. 55. Пахомов С.В. Экспериментальные исследования бортовых устройств защиты силовых установок от попадания посторонних предметов типа неподвижной панели. / С.В. Пахомов, М.М. Федотов // Материалы XIV науч.-технич. конф. ВНО училища. – Иркутск : Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище, 1992. 56. Пол. реш. о выд. пат. на изобретение Российская Федерация, МПК7 В 64 D 33/02. Устройство защиты силовой установки с воздушно-реактивными двигателями от

155

засасывания посторонних предметов. / Даниленко Н.В., Пахомов С.В., Федотов М.М.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 5031792/23; заявл. 11.03.92. 57. Пол. реш. о выд. пат. на изобретение Российская Федерация, МПК7 В 64 D 33/02. Защитное устройство силовой установки летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Федотов М.М.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 5046260/23; заявл. 08.06.92. 58. Пахомов С.В., Федотов М.М. Экспериментальные исследования по разрушению вихря у поверхности аэродрома путем применения панели, совершающей колебательные движения перед воздухозаборником летательного аппарата / Материалы XIV НТК ВНО училища. – Иркутск : ИВВАИУ, 1992. 59. Пол. реш. о выд. пат. на изобретение Российская Федерация, МПК7 В 64 D 33/02. Бортовая система защиты силовой установки летательного аппарата от попадания посторонних предметов. / Пахомов С.В., Шевченко А.А., Синчук В.Ф.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 96110663/28; заявл. 29.05.96. 60. Пат. на изобретение 2252404 Российская Федерация, МПК7 G 01 М 9/00. Устройство для определения интенсивности вихря (вихрей) под воздухозаборником летательного аппарата. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Матвиенко А.С.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2003113764/28; заявл. 12.05.03. 61. Пат. на пол. модель 65576 Российская Федерация, МПК7 F 02 С 7/05. Входное устройство авиационных газотурбинных двигателей. / Сафарбаков А.М., Пахомов С.В., Ачекин А.А.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2007104577/22; заявл. 06.02.07. 62. Пат. на изобретение 2306542 Российская Федерация, МПК7 G 01 М 9/00. Установка для исследования влияния колеса передней стойки шасси на интенсивность попадания посторонних предметов в ГТД. / Пахомов С.В., Сафарбаков А.М., Ачекин А.А.; заявитель и патентообладатель – Иркут. высш. воен. авиац. инж. училище. № 2005115604/28; заявл. 23.05.05.

156

Учебное издание С.В. Пахомов, А.М. Сафарбаков

МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ЗАЩИТЫ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ОТ ПОПАДАНИЯ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ

Часть 2 Компьютерная верстка С.В. Пахомова Редактор М.Н. Щербакова

Подписано в печать. Формат 60×84 1/16. Бумага офсетная. Гарнитура Times New Roman. Печать офсетная. Усл. печ. л. 9,75. Уч.-изд. л. 10,92. Тираж экз. Заказ План 2011 г. Типография ИрГУПС г. Иркутск, ул. Чернышевского, 15

157