Design of circular air intakes for subsonic turbofans

Abstract

The subject matter of this article is the process of subsonic air intake shaping for high-bypass ratio turbofan at the airplane preliminarily designing stage. The goal was to improve a mathematical model of V. I. Polikovskii method of subsonic air intake shaping for high-bypass ratio turbofan. The tasks are to consider the presence of cant of inlet cross-section, required to perform effective operation at airplane cruising angle-of-attacks; to in-crease the radius of curvature of the air intake lip to provide air flow near it without flow separation, which was definitely determined and could not be increased in the existing method; to improve constant length velocity gradient law (used in this method) so that too large duct expansion angles near the air intake outlet cross-section can be avoided; to consider the engine inlet spinner presence. The methods used are analytical and digital mathematical methods, implemented in MathCAD and Microsoft Visual Studio systems. The following results were obtained: based on the proposed method, new calculation module for the Power Unit software version 11.8 has been developed (С-language Win32 UNICODE application) with a friendly user interface. Conclusions. The scientific novelty of the results obtained is as follows: 1) mathematical model (algorithm and its program implementation) for circular turbofan air intake shaping has been improved considering cant of the inlet cross-section, air intake lip rounding with two radiuses, presence of engine inlet spinner, and zero expansion angles in the diffuser outlet cross-section; 2) adequacy of calculation results using the improved mathematical model is shown using comparison with shapes of circular turbofan air intakes, developed by the leading aviation companies.

Предметом вивчення в статті є процеси профілювання дозвукових повітрозабірників двоконтурних турбореактивних двигунів на етапі ескізного проектування літака. Ціллю є вдосконалення математичної моделі метода В. І. Поліковського для профілювання повітрозабірників двоконтурних турбореактивних двигунів. Задачі: врахувати наявність скосу площини входу, що є необхідним для забезпечення ефективної ро-боти повітрозабірника на крейсерських кутах атаки літака; збільшити радіус кривизни передньої кромки для забезпечення безвідривного її обтікання, який в існуючому методі визначався однозначно і не міг бути зміненим; доробити закон постійного градієнта швидкості по довжині повітрозабірника для виключення недо-пустимо великих значень кутів розкриття каналу поблизу вихідного перерізу; врахувати наявність вхідного кока компресора. Використовуваними методами є: аналітичні та численні математичні методи, що реалізовано в системах MathCAD і Microsoft Visual Studio. Отримано наступні результати. На основі запропонованого методу розроблено новий розрахунковий модуль програмного забезпечення Power Unit версії 11.8 (Win32 UNICODE застосунок, написаний на мові С) з дружнім інтерфейсом користувача. Виводи. Наукова новизна отриманих результатів складається з наступного: вдосконалено математичну модель (алгоритм і його програмна реалізація) для профілювання кругового повітрозабірника двоконтурних турбореактивних двигунів з урахуванням скосу площини входу, подвійного радіуса закруглення вхідної кромки, наявності вхідного кока компресора двигуна та нульового кута розкриття у вихідному перерізі дифузору. Шляхом порівняння з профілями повітрозабірників, розроблених провідними авіаційними фірмами, показано адекватність результатів розрахунку за вдосконаленою математичною моделлю.

Предметом изучения в статье является процесс профилирования дозвуковых воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей на этапе эскизного проектирования самолета. Целью является усовершенствование математической модели метода В. И. Поликовского для профилирования воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей. Задачи: учесть наличие скоса плоскости входа, необходимой для обеспечения эффективной работы воздухозаборника на крейсерских углах атаки самолета; увеличить радиус кривизны передней кромки для обеспечения безотрывного ее обтекания, который в существующем методе определялся однозначно и не мог изменяться; доделать закон постоянного градиента скорости по длине воздухозаборника для исключения недопустимо больших значений углов раскрытия канала вблизи выходного сечения; учесть наличие входного кока компрессора. Используемыми методами являются: аналитические и многочисленные математические методы, реализуемые в системах MathCAD и Microsoft Visual Studio. Получены следующие результаты. На основе предложенного метода разработан новый расчетный модуль программного обеспечения Power Unit версии 11.8 (Win32 UNICODE приложение, написанное на языке С) с дружественным пользовательским интерфейсом. Выводы. Научная новизна полученных результатов состоит из следующего: усовершенствована математическая модель (алгоритм и его программная реализация) для профилирования кругового воздухозаборника двухконтурных турбореактивных двигателей с учетом скоса плоскости входа, двойного радиуса закругления входной кромки, наличия входного кока компрессора двигателя . По сравнению с профилями воздухозаборников, разработанных ведущими авиационными фирмами, показана адекватность результатов расчета по усовершенствованной математической модели.