Построение туннельных осесимметричных сверхзвуковых воздухозаборников

Abstract

Актуальность работы. Эффективность преобразования химической энергии топлива в механическое движение сверхзвукового летательного аппарата определяется потерями механической энергии на сопротивление летательного аппарата и потерями полного давления при торможении потока в воздухозаборнике воздушно-реактивного двигателя. Поэтому при прочих равных условиях более энергоэффективным будет тот летательный аппарат, у которого эти потери меньше. Существенное повышение энергоэффективности ожидается от применения осесимметричных изоэнтропических туннельных воздухозаборников. В рамках модели невязкого течения предлагается численная методика построения указанных воздухозаборников с профилированным центральным телом и цилиндрической обечайкой. Цель работы. В настоящее время отсутствуют способы профилирования осесимметричных изоэнтропических туннельных воздухозаборников, не имеющих элементов, выступающих за цилиндрический корпус летательного аппарата. Поэтому целью исследования является разработка методики построения таких воздухозаборников. Методы исследования. Используется численная реализация метода характеристик при условии изоэнтропичности течения. Предлагаемая методика состоит из двух задач. В первой задаче от угловой точки строится контур центрального тела с заданной ординатой точки фокусировки характеристик. Во второй задаче производится построение оставшейся части контура до другой угловой точки, при этом используется обращенное течение в кольцевом сопле с цилиндрической обечайкой. Одновременно с решением второй задачи определяется положение обечайки. Центральное тело может содержать на краях по угловой точке. При использовании промежуточной линии тока центральное тело будет гладким. Результаты. Создана методика для расчета семейства контуров осесимметричных туннельных сверхзвуковых воздухозаборников, геометрические характеристики которых однозначно описываются исходными данными.

Relevance of the research. The efficiency of fuel chemical energy conversion into mechanical motion of a supersonic aircraft is determined by energy losses due to aerodynamic drag of the aircraft and total pressure losses in the air inlet of jet engine. Therefore, ceteris paribus the aircraft with lower level of these losses will be more energy efficient. Significant increase in energy efficiency is expected from the use of axisymmetric isentropic ducted air inlets. In the framework of the non-viscous flow, a numerical method is offered for these air inlets with a contoured central body and a cylindrical shell designing. The main aim of the study. Currently there are no designing methods for axisymmetric isentropic ducted air inlets without elements projecting over a cylindrical body of the aircraft. Therefore, the aim of the study is to develop a methodology for designing such inlets. The methods used in the study. Numerical implementation of the characteristics method for isentropic flow is used. The proposed method involves the decision of two problems. In the first problem a flow line around the given focus point of characteristics is plotted which starts at a break point of central body. In the second problem the rest of the contour is calculated using the reversed flow in an annular nozzle with a cylindrical shell. Simultaneously with the decision of the second problem, the position of the shell is determined. The central body can contain angular points at the edges of the contour. If we use an intermediate flow line then the central body will be smooth. The results. The authors developed the methodology for calculating different axisymmetric supersonic air inlet contours, which geometrical characteristics are uniquely described by the original data.