stringtranslate.com

Отменить запуск

Визуализация потока шлирен-методом , показывающая незапущенный осесимметричный впуск при числе Маха 2. Слева видна незапущенная структура скачка уплотнения, справа — запущенный впуск.

В сверхзвуковой аэродинамике unstart относится к, как правило, резкому разрушению сверхзвукового воздушного потока. Это явление происходит, когда массовый расход значительно изменяется в воздуховоде. Избежание unstarts является ключевой целью при проектировании воздухозаборников двигателей сверхзвуковых самолетов , которые летают на скоростях, превышающих число Маха 2,2.

Этимология

Термин возник во время использования ранних сверхзвуковых аэродинамических труб . «Запуск» сверхзвуковой аэродинамической трубы — это процесс, в котором воздух становится сверхзвуковым; остановка аэродинамической трубы — это обратный процесс. [1] Ударные волны , которые развиваются во время процесса запуска или остановки, можно визуализировать с помощью оптических методов шлирен или теневой съемки .

В некоторых контекстах термины «аэродинамическое возмущение » ( АД ) и «незапуск» являются синонимами.

В воздухозаборниках авиационных двигателей

Конструкцию некоторых воздухозаборников для сверхзвуковых самолетов можно сравнить с конструкцией сверхзвуковых аэродинамических труб, и она требует тщательного анализа, чтобы избежать сбоев. [2] На высоких сверхзвуковых скоростях (обычно от 2 до 3 Маха ) воздухозаборники с внутренним сжатием проектируются так, чтобы иметь сверхзвуковой поток за плоскостью захвата воздухозаборника. Если массовый поток через плоскость захвата воздухозаборника не соответствует массовому потоку за двигателем, воздухозаборник сработает. Это может вызвать сильную временную потерю управления до тех пор, пока воздухозаборник не будет перезапущен. [3]

Немногие самолеты, хотя многие ракеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, летали с воздухозаборниками, в которых сверхзвуковое сжатие происходит внутри воздухозаборного канала. Эти воздухозаборники, известные как воздухозаборники со смешанным сжатием, имеют преимущества для самолетов, которые летают со скоростью 2,2 Маха и выше. [4] Большинство воздухозаборников сверхзвуковых самолетов сжимают воздух снаружи, поэтому не запускаются и, следовательно, не имеют режима отмены. Воздухозаборники со смешанным сжатием имеют начальное сверхзвуковое сжатие снаружи, а остальное — внутри воздухозаборника. Например, воздухозаборники на североамериканском XB-70 Valkyrie имели внешнюю степень сжатия (cr) при M3 3,5 и внутреннюю cr около 6,6, [5] с последующей дозвуковой диффузией. Lockheed SR-71 Blackbird и XB-70 Valkyrie имели хорошо разрекламированное [6] [7] поведение при отмене запуска. Другие самолеты, которые летали с внутренним сжатием, включают Vought F-8 Crusader III, крылатую ракету SSM-N-9 Regulus II [8] и B-1 Lancer [9] .

Частичное внутреннее сжатие рассматривалось для Concorde (Комитет по сверхзвуковым транспортным самолетам в 1959 году рекомендовал SST для крейсерского полета со скоростью 2,2 Маха [10] ), но «внешняя конфигурация была выбрана из-за присущей стабильности его ударной системы, у него не было режима отмены». [11] Несмотря на то, что было некоторое внутреннее сжатие, прекращенное нормальным скачком уплотнения, локальным для щели слива пограничного слоя рампы внутри воздухозаборника, [12] воздухозаборник был аэродинамически самокомпенсирующимся без следа какой-либо проблемы отмены. [13] В начале разработки B-1 Lancer его смешанный внешний/внутренний воздухозаборник был изменен на внешний, технически более безопасный, но с небольшим компромиссом в крейсерской скорости. [14] Впоследствии он имел фиксированные воздухозаборники для уменьшения сложности, веса и стоимости. [15]

Работа 1940-х годов, например, Осватича [16], показала, что сверхзвуковое сжатие внутри канала, известное как сверхзвуковой диффузор, становится необходимым при M2-3 для увеличения восстановления давления по сравнению с тем, что можно получить при внешнем сжатии. По мере того, как скорость полета увеличивается сверхзвуково, система скачков уплотнения изначально является внешней. Для SR-71 это было примерно до M1.6 до M1.8 [17] и M2 для XB-70. [18] Говорят, что впуск не запущен. Дальнейшее увеличение скорости создает сверхзвуковые скорости внутри канала с плоским скачком уплотнения вблизи горла. Говорят, что впуск запущен. Возмущения вверх или вниз по потоку, такие как порывы/градиенты атмосферной температуры и изменения воздушного потока двигателя, как преднамеренные, так и непреднамеренные (от помпажа), как правило, вызывают почти мгновенное выталкивание скачка уплотнения. Выталкивание скачка уплотнения, известное как выталкивание, заставляет все сверхзвуковое сжатие происходить снаружи через один плоский скачок уплотнения. Впускной коллектор за долю секунды изменил свою наиболее эффективную конфигурацию, при которой большая часть сверхзвукового сжатия происходит внутри канала, на наименее эффективную, о чем свидетельствует большая потеря в восстановлении давления, примерно с 80% до 20% на скоростях полета M3. [19] Наблюдается большое падение давления на впуске и потеря тяги вместе с временной потерей управления самолетом.

Не следует путать с нестартом, с его большой потерей давления в воздуховоде, избыточное давление в воздуховоде, возникающее в результате удара молота. [20] На скоростях ниже начальной скорости впуска или на самолетах с внешними компрессионными воздухозаборниками помпаж двигателя или срыв компрессора могут вызвать удар молота. Выше начальной скорости впуска нестарты могут вызвать срывы в зависимости от сложности конструкции впускных систем. [21] Удары молота вызывали повреждения воздухозаборников. Например, североамериканский F-107 во время полета на высокой скорости испытал помпаж двигателя, который погнул впускные рампы. Concorde во время испытательного полета получил значительные повреждения одной гондолы после того, как оба двигателя совершили помпаж. [22]

Преднамеренный

Когда произошел срыв запуска на SR-71, очень большое сопротивление от срывающейся гондолы вызвало экстремальное вращение/рыскание. Самолет имел автоматическую процедуру перезапуска, которая уравновешивала сопротивление, срывая другой воздухозаборник. Этот воздухозаборник имел свое собственное огромное сопротивление, с шипом, полностью направленным вперед, чтобы захватить ударную волну перед воздухозаборником. [23]

Избегание

Замедление с M3 требовало снижения тяги, что могло дезактивировать впуск при уменьшенном расходе воздуха двигателя. Процедура снижения SR-71 использовала обходные потоки для обеспечения запаса дезактивации при уменьшении расхода воздуха двигателя.

Снижение тяги на XB-70 достигалось за счет поддержания стабильного расхода двигателя на 100% об/мин даже при выборе холостого хода с помощью дросселя. Это было известно как «блокировка оборотов», и тяга снижалась за счет увеличения площади сопла. Скорость компрессора поддерживалась до тех пор, пока самолет не замедлился до M1.5. [7]

Теоретическая основа

Используя более теоретическое определение, unstart — это явление сверхзвукового запирания, которое происходит в каналах с массовым потоком вверх по потоку, большим, чем массовый поток вниз по потоку. Нестационарный поток возникает, поскольку несоответствие в массовом потоке не может постепенно распространяться вверх по потоку в отличие от дозвукового потока. Вместо этого, в сверхзвуковом потоке несоответствие переносится вперед за «нормальной» или терминальной ударной волной, которая внезапно заставляет поток газа стать дозвуковым. Полученная нормальная ударная волна затем распространяется вверх по потоку с эффективной акустической скоростью, пока несоответствие потока не достигнет равновесия.

Существуют и другие способы концептуализации unstart, которые могут быть полезны. Unstart можно рассматривать как уменьшающееся давление застоя внутри сверхзвукового канала; при этом давление застоя вверх по потоку больше, чем давление застоя вниз по потоку. Unstart также является результатом уменьшающегося размера горла в сверхзвуковых каналах. То есть входное горло больше, чем диффузионное горло. Это изменение размера горла приводит к уменьшающемуся массовому потоку, который определяет unstart. [24]

Запирающая реакция при запуске приводит к образованию ударной волны внутри воздуховода.

Ударная нестабильность или жужжание

При определенных условиях ударная волна спереди или внутри канала может быть нестабильной и колебаться вверх и вниз по течению. Это явление известно как жужжание . [25] Более сильные ударные волны, взаимодействующие с жидкостью с низким импульсом или пограничным слоем, как правило, нестабильны и вызывают жужжание. Условия жужжания могут привести к отказу, вызванному динамикой конструкции , если в конструкцию не включены достаточные запасы.

Ссылки

  1. ^ Липманн, Х. В. и Рошко, А. (1957). «Поток в воздуховодах и аэродинамических трубах». Элементы газодинамики . Джон Уайли. ISBN 978-0-471-53460-0.
  2. ^ "Active Inlet Control". www.grc.nasa.gov . Архивировано из оригинала 2000-01-08.
  3. ^ Барнс, ТД. «Blackbird Unstart, проект ЦРУ A-12 Фрэнка Мюррея». roadrunnersinternationale.com .
  4. ^ Гэри Л. Коул; Джордж Х. Нейнер; Майлз О. Дастин (август 1978 г.). «Оценка в аэродинамической трубе реакции воздухозаборника YF-12 на внутренние возмущения воздушного потока с управлением и без него» (PDF) . Nasa. Dryden Flight Res. Center Yf-12 Experiments Symp., Vol. 1 . Lewis Research Center: 157 . Получено 26 июня 2017 г. .
  5. ↑ Заключительный отчет по исследованию самолета B-70, том IV SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Space Division, North American Rockwell, стр. IV-8
  6. ^ "SR-71 раскрыл внутреннюю историю", Ричард Х. Грэм 1996, Zenith Press, ISBN 978-0-7603-0122-7 , стр. 56-60 
  7. ^ ab "Valkyrie" Jenkins & Landis 2004, Specialty Press, ISBN 1-58007-072-8 , стр.136-137,144 
  8. ^ «Реактивное движение для аэрокосмических применений» Второе издание, Hesse & Mumford 1964, Pitman Publishing Corporation, Библиотека Конгресса Номер в каталоге: 64-18757, стр. 124-125
  9. ^ «Проект для воздушного боя» Рэй Уитфорд 1987, Jane's Publishing company Limited, ISBN 0 7106 0426 2 , стр.132 
  10. ^ « Эволюция авиалайнера» Рэй Уитфорд 2007, The Crowood Press, ISBN 978 1 86126 870 9 , стр. 172 
  11. ^ «Проектирование и разработка воздухозаборника для сверхзвукового транспортного самолета» Ретти и Льюис, Журнал авиации, том 5, ноябрь–декабрь 1968 г., номер 6, стр. 514
  12. ^ "Intake Aerodynamics" Второе издание 1999, Седдон и Голдсмит, Образовательная серия AIAA, ISBN 0-632-04963-4 , стр.299 
  13. ^ "concorde | 1969 | 0419 | Архив полетов". Flightglobal.com. 1967 . Получено 26.06.2017 .
  14. ^ "1974 | 2118 | Архив полетов". Flightglobal.com . Получено 2017-06-26 .
  15. ^ «Проект для воздушного боя» Рэй Уитфорд 1987, Jane's Publishing company Limited, ISBN 0 7106 0426 2 , стр.119 
  16. ^ Кл. Осватич (июнь 1947 г.). «Рекуперация давления для ракет с реактивной двигательной установкой на высоких сверхзвуковых скоростях» (PDF) . Forschungen und Entwicklungen des Heereswaffenamtes (1005 г.). НАСА . Проверено 26 июня 2017 г.
  17. ^ "Полет на SR-71 Blackbird" Полковник Ричард Х. Грэм, ВВС США (в отставке) 2008, Zenith Press, ISBN 978-0-7603-3239-9 , стр.170 
  18. ^ "Конференция по аэродинамике самолетов" (PDF) . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. Май 1966. С. 191, рис.2 . Получено 26 июня 2017 г.
  19. ^ J. Thomas Anderson (19 августа 2013 г.). "How Supersonic Inlet Work" (PDF) . Lockheed Martin Corporation . Aircraft Engine Historical Society. стр. Рис.22. Архивировано из оригинала (PDF) 9 мая 2016 г. . Получено 26 июня 2017 г. .
  20. ^ Хамстра, Джеффри У.; МакКаллум, Брент Н. (26 июня 2017 г.). «Интеграция аэродинамики тактических самолетов». Энциклопедия аэрокосмической техники . John Wiley & Sons, Ltd. doi : 10.1002/9780470686652.eae490. ISBN 9780470754405.
  21. ^ Митчелл, Гленн А.; Сандерс, Бобби У. (июнь 1970 г.). «Увеличение стабильного рабочего диапазона входного устройства со скоростью 2,5 Маха». NTRS . NASA . Получено 28 апреля 2018 г. .
  22. ^ "Concorde. Жизнь конструктора. Путешествие к Mach 2" Тед Талбот 2013, The History Press, ISBN 978 0 7524 8928 5. Пластина 17-19 
  23. ^ "Полет на SR-71 Blackbird" Полковник Ричард Х. Грэм, ВВС США (в отставке) 2008, Zenith Press, ISBN 978-0-7603-3239-9 , стр.141 
  24. ^ Андерсон, Джон Д. (2009). Основы аэродинамики (5-е изд.). McGraw-Hill. ISBN 978-0-07-339810-5.
  25. ^ Седдон, Джон (1985). Аэродинамика впускных каналов . Кент, Великобритания: Collins Professional and Technical Books. стр. 268. ISBN 978-0-930403-03-4.