Отменить запуск
В сверхзвуковой аэродинамике понимается под отказом обычно резкое разрушение сверхзвукового воздушного потока. Это явление возникает, когда массовый расход значительно изменяется внутри воздуховода. Предотвращение незапусков является ключевой задачей при проектировании воздухозаборников двигателей сверхзвуковых самолетов , летающих на крейсерских скоростях более 2,2 Маха.
Этимология
[ редактировать ]Термин возник во время использования первых сверхзвуковых аэродинамических труб . «Запуск» сверхзвуковой аэродинамической трубы — это процесс, при котором воздух становится сверхзвуковым; распуск аэродинамической трубы - обратный процесс. [1] , Ударные волны возникающие во время процесса запуска или разблокировки, можно визуализировать с помощью оптических методов шлирена или теневой диаграммы .
В некоторых контекстах термины «аэродинамическое возмущение» ( AD ) и «незапуск» являются синонимами.
В воздухозаборниках авиационных двигателей
[ редактировать ]Конструкцию некоторых воздухозаборников сверхзвуковых самолетов можно сравнить с конструкцией сверхзвуковых аэродинамических труб и требует тщательного анализа во избежание незапусков. [2] При высоких сверхзвуковых скоростях (обычно от 2 до 3 Маха ) воздухозаборники с внутренним сжатием проектируются так, чтобы сверхзвуковой поток находился за плоскостью захвата воздухозаборника. Если массовый поток через плоскость захвата впускного отверстия не совпадает с массовым потоком на выходе из двигателя, впускной канал не запустится. Это может привести к резкой временной потере контроля до тех пор, пока всасывание не будет возобновлено. [3]
Лишь немногие самолеты, хотя и многие ракеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, летали с воздухозаборниками, в которых внутри впускного канала происходит сверхзвуковое сжатие. Эти воздухозаборники, известные как воздухозаборники смешанного сжатия, имеют преимущества для самолетов, летающих со скоростью 2,2 Маха и выше. [4] Воздухозаборники большинства сверхзвуковых самолетов сжимают воздух снаружи, поэтому не запускаются и, следовательно, не имеют режима запуска. Воздухозаборники смешанного сжатия имеют начальное сверхзвуковое сжатие снаружи, а оставшуюся часть внутри воздуховода. Например, воздухозаборники на североамериканском XB-70 Valkyrie имели степень внешнего 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 получили широкую огласку. [6] [7] поведение отмены запуска. Другие самолеты, летавшие с внутренним сжатием, включают Vought F-8 Crusader III и SSM-N-9 Regulus II. крылатую ракету [8] и B-1 Lancer . [9]
Частичное внутреннее сжатие рассматривалось для Конкорда (Комитет по сверхзвуковым транспортным самолетам в 1959 году рекомендовал SST для крейсерской скорости 2,2 Маха). [10] ), но «внешняя конфигурация была выбрана из-за присущей ударной системе стабильности, у нее не было режима запуска». [11] Несмотря на то, что некоторое внутреннее сжатие было прекращено обычным ударом, локальным в щели для слива пограничного слоя рампы внутри впускного отверстия, [12] впуск был аэродинамически самокомпенсирующимся, без каких-либо проблем с запуском. [13] На ранних этапах разработки B-1 Lancer его смешанный внешний/внутренний воздухозаборник был заменен на внешний, технически более безопасный, но с небольшим компромиссом в крейсерской скорости. [14] Впоследствии у него были фиксированные воздухозаборники для уменьшения сложности, веса и стоимости. [15]
Работы 1940-х годов, например Осватича, [16] показали, что сверхзвуковое сжатие внутри воздуховода, известное как сверхзвуковой диффузор, становится необходимым в точке M2-3 для увеличения восстановления давления по сравнению с тем, которое можно получить при внешнем сжатии. Поскольку скорость полета увеличивается до сверхзвуковой скорости, ударная система изначально является внешней. Для СР-71 это было примерно до М1,6-М1,8. [17] и М2 для ХВ-70. [18] Говорят, что впуск не запущен. Дальнейшее увеличение скорости приводит к сверхзвуковым скоростям внутри воздуховода с плоскостным ударом вблизи горловины. Говорят, что прием начался. Возмущения вверх или вниз по потоку, такие как порывы ветра/градиенты температуры атмосферы и изменения потока воздуха в двигателе, как преднамеренные, так и непреднамеренные (из-за помпажа), имеют тенденцию вызывать почти мгновенное выбрасывание ударной волны. Выброс скачка уплотнения, известный как разгон, приводит к тому, что все сверхзвуковое сжатие происходит снаружи за счет единственного плоского скачка уплотнения. Воздухозаборник изменился за долю секунды с наиболее эффективной конфигурации, в которой большая часть сверхзвукового сжатия происходит внутри воздуховода, на наименее эффективную, о чем свидетельствуют большие потери при восстановлении давления, с примерно 80% до примерно 20% на скоростях полета M3. . [19] Происходит значительное падение давления на впуске и потеря тяги вместе с временной потерей управления самолетом.
Не следует путать с отключением двигателя, из-за которого происходит большая потеря давления в воздуховоде, это избыточное давление в воздуховоде, возникающее в результате удара молотком. [20] На скоростях ниже начальной скорости впуска или на самолетах с воздухозаборниками с внешним сжатием помпаж двигателя или остановка компрессора могут вызвать удар молотком. Превышение начальной скорости впуска может привести к остановке двигателя в зависимости от сложности конструкции системы впуска. [21] Удары молотком повредили воздухозаборники. Например, у североамериканского F-107 во время полета на высокой скорости произошел помпаж двигателя, из-за которого погнулись впускные рампы. У « Конкорда» во время опытно-конструкторских летных испытаний была серьезно повреждена одна гондола после того, как оба двигателя включились. [22]
Преднамеренный
[ редактировать ]Когда на SR-71 произошел незапуск, очень большое сопротивление незапущенной гондолы вызвало сильную качку/рыскание. У самолета была процедура автоматического перезапуска, которая уравновешивала сопротивление за счет отключения другого воздухозаборника. Этот воздухозаборник имел огромное сопротивление: шип был полностью выдвинут вперед, чтобы улавливать ударную волну перед воздухозаборником. [23]
Избегание
[ редактировать ]Замедление от M3 требовало уменьшения тяги, что могло привести к отключению впуска из-за уменьшения расхода воздуха в двигателе. В процедуре спуска SR-71 использовались байпасные потоки, чтобы обеспечить запас на незапуск, поскольку поток двигателя был уменьшен.
Снижение тяги на XB-70 было достигнуто за счет поддержания стабильной подачи двигателя при 100% оборотов в минуту даже на холостом ходу, выбранном с помощью дроссельной заслонки. Это было известно как «блокировка оборотов», и тяга уменьшалась за счет увеличения площади сопла. Скорость компрессора сохранялась до тех пор, пока самолет не замедлился до М1,5. [7]
Теоретическая основа
[ редактировать ]Используя более теоретическое определение, unstart — это явление сверхзвукового дросселирования, которое возникает в воздуховодах, в которых массовый расход выше по потоку превышает массовый расход ниже по потоку. Нестационарный поток возникает из-за того, что несоответствие массового расхода не может постепенно распространяться вверх по течению, в отличие от дозвукового потока. Вместо этого в сверхзвуковом потоке несоответствие переносится за «нормальной» или конечной ударной волной, которая резко приводит к тому, что поток газа становится дозвуковым. Возникающая в результате 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 оказаться полезными. Альтернативно Unstart можно рассматривать как уменьшение давления застоя внутри сверхзвукового канала; при этом давление застоя на входе больше, чем давление застоя на выходе. Незапуск также является результатом уменьшения размера горла в сверхзвуковых воздуховодах. То есть входное горло больше диффузионного. Это изменение размера горла приводит к уменьшению массового расхода, что и определяет отсутствие запуска. [24]
Реакция удушения запуска приводит к образованию ударной волны внутри воздуховода.
Шоковая нестабильность или шум
[ редактировать ]При определенных условиях ударная волна спереди или внутри воздуховода может быть нестабильной и колебаться вверх и вниз по потоку. Это явление известно как шум . [25] Более сильные ударные волны, взаимодействующие с жидкостью с низким импульсом или пограничным слоем, имеют тенденцию быть нестационарными и вызывать шум. Шумные условия могут привести к разрушению, вызванному динамикой конструкции , если в проект не включены адекватные запасы.
Ссылки
[ редактировать ]- ^ Липманн, Х.В. и Рошко, А. (1957). «Течение в воздуховодах и аэродинамических трубах». Элементы газодинамики . Джон Уайли. ISBN 978-0-471-53460-0 .
- ^ «Активный впускной контроль» . www.grc.nasa.gov . Архивировано из оригинала 8 января 2000 г.
- ^ Барнс, ТД. «Blackbird Unstart» проекта ЦРУ A-12 Фрэнка Мюррея . roadrunnersinternationale.com .
- ^ Гэри Л. Коул; Джордж Х. Найнер; Майлз О. Дастин (август 1978 г.). «Оценка в аэродинамической трубе реакции воздухозаборника YF-12 на внутренние возмущения воздушного потока с контролем и без него» (PDF) . НАСА. Драйден Flight Res. Симпозиум по экспериментам Центра Yf-12, Vol. 1 . Исследовательский центр Льюиса: 157 . Проверено 26 июня 2017 г.
- ^ Заключительный отчет об исследовании самолета B-70, том IV SD 72-SH-0003, апрель 1972 г., LJTaube, Space Division, North American Rockwell, стр. ИВ-8
- ^ "SR-71 раскрыл внутреннюю историю", Ричард Х. Грэм, 1996, Zenith Press, ISBN 978-0-7603-0122-7 , стр. 56-60
- ^ Перейти обратно: а б «Валькирия» Дженкинс и Лэндис, 2004 г., Specialty Press, ISBN 1-58007-072-8 , стр. 136-137,144.
- ^ «Реактивное движение для аэрокосмических применений», второе издание, Гессен и Мамфорд, 1964, Pitman Publishing Corporation, Каталожный номер Библиотеки Конгресса: 64-18757, стр. 124-125
- ^ «Дизайн для воздушного боя» Рэй Уитфорд, 1987, Jane's Publishing Company Limited, ISBN 0 7106 0426 2 , стр. 132.
- ^ Эволюция авиалайнера» Рэй Уитфорд 2007, The Crowood Press, ISBN 978 1 86126 870 9 , стр.172
- ^ «Проектирование и разработка воздухозаборника для сверхзвукового транспортного самолета» Ретти и Льюис, Journal of Aircraft, том 5, ноябрь – декабрь 1968 г., номер 6, стр.514
- ^ "Аэродинамика впуска", второе издание 1999 г., Седдон и Голдсмит, Образовательная серия AIAA, ISBN 0-632-04963-4 , стр.299
- ^ "Конкорд | 1969 | 0419 | Архив полетов" . Flightglobal.com. 1967 год . Проверено 26 июня 2017 г.
- ^ «1974 | 2118 | Архив полетов» . Flightglobal.com . Проверено 26 июня 2017 г.
- ^ «Дизайн для воздушного боя» Рэй Уитфорд, 1987, Jane's Publishing Company Limited, ISBN 0 7106 0426 2 , стр. 119
- ^ Кл. Осватич (июнь 1947 г.). «Рекуперация давления для ракет с реактивной двигательной установкой на высоких сверхзвуковых скоростях» (PDF) . Исследования и разработки Управления вооружений армии (1005 г.). НАСА . Проверено 26 июня 2017 г.
- ^ "Полет на SR-71 Blackbird" полковник Ричард Х. Грэм, ВВС США (в отставке), 2008 г., Zenith Press, ISBN 978-0-7603-3239-9 , стр.170.
- ^ «Конференция по аэродинамике самолетов» (PDF) . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. Май 1966. С. 191, рис.2 . Проверено 26 июня 2017 г.
- ^ Дж. Томас Андерсон (19 августа 2013 г.). «Как работают сверхзвуковые воздухозаборники» (PDF) . Корпорация Локхид Мартин . Историческое общество авиационных двигателей. п. Рис.22. Архивировано из оригинала (PDF) 9 мая 2016 года . Проверено 26 июня 2017 г.
- ^ Хамстра, Джеффри В.; МакКаллум, Брент Н. (26 июня 2017 г.). «Аэродинамическая интеграция тактических самолетов». Энциклопедия аэрокосмической техники . John Wiley & Sons, Ltd. doi : 10.1002/9780470686652.eae490 . ISBN 9780470754405 .
- ^ Митчелл, Гленн А.; Сандерс, Бобби В. (июнь 1970 г.). «Увеличение стабильного рабочего диапазона воздухозаборника со скоростью 2,5 Маха» . НТРС . НАСА . Проверено 28 апреля 2018 г.
- ^ «Конкорд: Жизнь дизайнера. Путешествие к скорости 2 Маха» Тед Талбот, 2013, The History Press, ISBN 978 0 7524 8928 5 . Табличка 17-19
- ^ "Полет на SR-71 Blackbird" полковник Ричард Х. Грэм, ВВС США (в отставке), 2008 г., Zenith Press, ISBN 978-0-7603-3239-9 , стр.141.
- ^ Андерсон, Джон Д. (2009). Основы аэродинамики (5-е изд.). МакГроу-Хилл. ISBN 978-0-07-339810-5 .
- ^ Седдон, Джон (1985). Аэродинамика впуска . Кент, Великобритания: Профессиональные и технические книги Коллинза. п. 268. ИСБН 978-0-930403-03-4 .