Расчетное исследование характеристик потока в воздухозаборнике модельного осевого компрессора с учетом различных вариантов граничного условия «активный диск»

Аэродинамическое взаимодействие компрессора (вентилятора) с воздухозаборником — характерная особенность современных турбореактивных двухконтурных двигателей гражданской авиации. Подход на основе нестационарного трехмерного моделирования потока с учетом полных венцов лопаток необходим для анализа, но является слишком ресурсоемким при проектировании. В ряде случаев для исследования аэродинамической интерференции двигателя с элементами планера самолета можно использовать подход на основе граничного условия «активный диск». В настоящей работе изучены характеристики потока в воздухозаборнике модельного осевого компрессора JT8D и проведено сравнение различных вариантов граничного условия «активный диск», способного заменить компрессор в воздухозаборнике. Приведены результаты расчетного исследования характеристик модели осевого компрессора в мотогондоле на основе предварительно валидированной методики. Выполнен анализ интегральных характеристик и профилей переменных в различных сечениях при частоте вращения ротора, составляющей 70, 80 и 90 % расчетного значения. Проведено сравнение данных, полученных с помощью различных вариантов граничного условия «активный диск», среди которых выбран предпочтительный. Для рассмотренной конфигурации методика показала работоспособность и точность.

Литература

[1] Шляхтенко С.М., ред. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1987. 568 с.

[2] Mattingly J.D., Heiser W.H., Pratt D.T. Aircraft engine design. American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2002. 684 p.

[3] Гельмедов Ф.Ш., Ланшин А.И., Челомбитько А.В., Швец Л.И. Эффективность управления направляющими аппаратами КНД в ТРДД с приводом вентилятора через редуктор. Двигатель, 2012, № 3(81), с. 1–4.

[4] Owens R., Hasel K., Mapes D. Ultra high bypass turbofan technologies for the twenty-first century. 26th AIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference, 1990, paper AIAA-90-2397, 9 p.

[5] Hall C.A., Crichton D. Engine design studies for a silent aircraft. Journal of Turbomachinery, 2007, vol. 129, no. 3, pp. 479–487, doi: 10.1115/1.2472398

[6] Larkin M.J., Schweiger P.S. Ultra high bypass nacelle aerodynamics: inlet flow-through nacelle high angle of attack distortion test. NASA CR-189149, 1992. 73 p.

[7] Yao J., Gorrell S.E., Wadia A.R. High-Fidelity Numerical Analysis of Per-Rev-Type Inlet Distortion Transfer in Multistage Fans – Part I: Simulations with Selected Blade Rows. Proceedings of the ASME Turbo Expo, 2008, vol. 6, iss. PART A, pp. 469–480, doi: 10.1115/GT2008-50813

[8] Fidalgo V.J., Hall C.A., Colin Y. A Study of Fan-Distortion Interaction within the NASA Rotor 67 Transonic Stage. Journal of Turbomachinery, 2012, vol. 134, no. 5, p. 1, doi: 10.1115/1.4003850

[9] Воронич И.В., Нгуен В.Х. Моделирование характеристик осевого компрессора в контексте тестового эксперимента. Тр. 59-й Всерос. науч. конф. МФТИ, Долгопруд-ный, 21–26 ноября 2016, Долгопрудный, Изд-во МФТИ, 2016.

[10] Moore R.D., Kovich G., Tysl E.R. Aerodynamic performance of 0.4066-scale model of JT8D refan stage. NASA TM X-3356, 1976. 156 p.

[11] Schuehle A.L. 727 Airplane Side Inlet Low-Speed Performance Confirmation Model Test for Refanned JT8D Engines. NASA CR-134609, 1974. 80 p.

[12] Compression and gas moving. ANSYS, Inc. URL: https://www.ansys.com/solutions/solutions-by-industry/industrial-equipment-and-rotating-machinery/compression-and-gas-moving (дата обращения 15 декабря 2018).

[13] Liu B., An G., Yu X. Assessment of curvature correction and reattachment modification into the shear stress transport model within the subsonic axial compressor simulations. Journal of Power and Energy, 2015, vol. 229(8), pp. 910–927, doi: 10.1177/0957650915595168

[14] Zhao Y., Wang G.Y., Huang B., Hu C.L. Applications of a curvature correction turbulent model for computations of unsteady cavitating flows. IOP Conference Series: Materials Science and Engineering, 2015, vol. 72, iss. forum 2, no. art. 022006, doi: 10.1088/1757-899X/72/2/022006

[15] Shcoenweitz D., Theune M., Schnell R. Inlet Distortion Sensitivity of Fans with Different Pressure Ratios. ISABE, 2015, paper 2015_20095. URL: https://drc.libraries.uc.edu/handle/2374.UC/745699 (дата обращения 15 декабря 2018).

[16] Godard B., De Jaeghere E., Ben Nasr N., Marty J., Barrier R., Gourdain N. A review of inlet-fan coupling methodologies. Proceedings of the ASME Turbo Expo, 2017, paper GT2017-63577, doi: 10.1115/GT2017-63577