Применение граничных условий "Активный диск" в расчетном исследовании полей течения в воздухозаборнике и аэродинамической интерференции двигателя и планера пассажирского самолета тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.01, кандидат наук Нгуен Вьет Хунг

• Нгуен Вьет Хунг
• кандидат наук
• 2020

Оглавление диссертации кандидат наук Нгуен Вьет Хунг

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОВЕРЕМЕННЫЕ МЕТОДЫ АНАЛИЗА

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ МЕЖДУ ВЕНТИЛЯТОРОМ И ВОЗДУХОЗАБОРНИКОМ ТРДД ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

1.1. Полный метод моделирования взаимодействия между вентилятором и воздухозаборником

1.1.1. Исследование взаимодействия вентилятора с коротким воздухозаборником

1.1.2. Аэродинамические характеристики вентилятора вблизи поверхности

1.1.3. Нестационарное моделирование трансзвуковых осевых ступеней компрессора с искаженным притоком

1.2. Моделирование взаимодействия между воздухозаборником и вентилятором методом «объемной силы»

1.3. Моделирование взаимодействия между воздухозаборником и вентилятором с использованием граничного условия «активный диск»

1.3.1. Граничное условие давления для дозвукового вытекания (АД-?)

1.3.2. Граничное условие скорости для дозвукового вытекания (АД-У)

1.3.3. Граничное условие полных параметров для дозвукового втекания

1.3.4. Граничные условия с фиксацией массового расхода (АД^)

1.3.5. Управление массовым расходом

Выводы главы

ГЛАВА 2. РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК СТУПЕНИ КОМПРЕССОРА ТРДД В МОТОГОНДОЛЕ

2.1. Моделирование характеристик трансзвукового одноступенчатого осевого компрессора в контексте тестового эксперимента

2.1.1. Тестовый эксперимент для определения характеристик одноступенчатого осевого компрессора входного устройства ТРДД

2.1.2. Расчетное исследование характеристик одноступенчатого осевого компрессора в контексте тестового эксперимента

2.2. Расчетное исследование характеристик модели одноступенчатого осевого компрессора в мотогондоле

2.3. Расчетное исследование характеристик модели ротора

одноступенчатого осевого компрессора в мотогондоле

Выводы главы

ГЛАВА 3. ПРИМЕНЕНИЕ ГРАНИЧНЫХ УСЛОВИЙ «АКТИВНЫЙ ДИСК»

К РАСЧЕТУ ПОЛЕЙ ТЕЧЕНИЙ В ВОЗДУХОЗАБОРНИКЕ ТРДД

3.1. Расчетное исследование полей течения в воздухозаборнике с использованием различных вариантов граничного условия «активный диск»

3.2. Применение граничного условия «активный диск» к расчету

неоднородного потока в воздухозаборнике

Выводы главы

ГЛАВА 4. РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ДВИГАТЕЛЯ И ПЛАНЕРА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАНИЧНЫХ УСЛОВИЙ «АКТИВНЫЙ ДИСК»

4.1. Валидация расчетной модели для компоновки планер-мотогондола с использованием граничных условий «активный диск»

4.1.1. Описание модели DLR-F6

4.1.2. Расчетные модели

4.1.3. Обтекание экспериментальной модели DLR-F6

4.2. Аэродинамическая интерференция на натурной модели DLR-F6

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Применение граничных условий "Активный диск" в расчетном исследовании полей течения в воздухозаборнике и аэродинамической интерференции двигателя и планера пассажирского самолета»

ВВЕДЕНИЕ

Ключевые слова: аэродинамические характеристики, турбореактивный двухконтурный двигатель, воздухозаборник, осевой компрессор, вентилятор, боковой ветер, тестовый эксперимент, численный эксперимент, методика расчета, алгоритм, граничное условие, «активный диск», аэродинамическая интерференция.

Актуальность темы исследования. В настоящее время мировая авиастроительная отрасль прилагает много усилий для повышения экономичности авиационной техники и сокращения вредного экологического воздействия при ее эксплуатации. Исследования по этим направлениям имеют особое значение для продолжения производства конкурентоспособных самолетов и соблюдения экологических ограничений.

В рамках классической компоновки, в которую включены фюзеляж, крыло и двигатели под крылом, среднее удельное потребление топлива для коммерческих перевозок сократилось примерно вдвое в период между 1960 и 2010 годами [1]. Это может быть объяснено рядом факторов, среди которых повышение экономичности авиационных двигателей, повышение аэродинамического качества самолета при околозвуковых числах Маха, развитие технологий материалов.

Дальнейший прогресс в гражданской авиации может быть достигнут по нескольким направлениям: совершенствование аэродинамики интегральной компоновки, совершенствование силовой установки, совершенствование систем и конструкций. В этой связи могут быть упомянуты разработки технологий несущих поверхностей изменяемой формы, технологий ламинаризации обтекания, технологий полимерных композиционных материалов, технологий топливных элементов высокой энергоемкости [2, 3].

Значительный эффект ожидается от совершенствования силовой установки. Общей тенденцией является повышение тягового КПД турбореактивного двигателя ц = 2/(1 + Сс/Кп) за счет приближения Сс - скорости истекающих из сопла газов к ¥п - скорости полета. Поскольку для сохранения тяги Р = О (Сс - Кп) необходимо увеличение О - расхода воздуха через двигатель, реализовать данный

подход можно преимущественно за счет увеличения диаметра вентилятора и снижения нагрузки на него. Это объясняет тенденцию увеличения степени двухкон-турности двигателей средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов до значений 12-14 и в перспективе выше [2-5]. Некоторые иллюстрации в отношении связи удельного расхода топлива со степенью повышения полного давления вентилятором и степенью двухконтурности авиационных двигателей показаны на рисунке 1 [6].

15,0 14,8 14,6 ~ 14,4

Щ 14>2

4 14,0

13,6 13,4 13,2 13,0

//=10.668 км М=0.78 Та=1500К тт„=4Я

i

/

-т =10

% \ Л .4 / J- --п =12

\ ч t --- т= 16 »¡=18 ---т 20

1 i i i |

15.0

14.1 14,6

~ 14,4 г 14,2 é 14,0

U

s 13, 13,6 13,4

13.2 13,0

и

z1

* / р

/3

5 /

/4

/

1 i 1 1 i -,-

2,7

2,5

2,3

2,1 О

1,9

1,7

1,15 1,20 1,25 1,30 1,35 1,40 1,45 1,50 1,55

10

12

14

16

18

20

а) б)

Рисунок 1 - Зависимость между удельным расходом топлива (Суд) и степенью повышения полного давления вентилятором (лВ) для различных степеней двухкон-турности двигателя (т) (а), и влияние степени двухконтурности двигателя (т) на удельный расход топлива (Суд) и диаметр вентилятора (ОВ) (б):

1 - С

уд, расч,

2 - С

уд, Сх_м

, 3 - Суд, gmt, 4 - С,

уд, нерасч?

5 - Db

Такое развитие силовой установки требует новых решений по ее интеграции, которые приводят к заметному изменению существующих и появлению новых компоновок. Очевидно, что больший диаметр вентилятора приводит к увеличению диаметра и сопротивления мотогондолы, а также увеличению веса мотогондолы. Это влечет необходимость усиления конструкции, сопровождающееся повышением ее веса, наряду с необходимостью обеспечить минимальное расстояние мотогондолы от земли. Поэтому, чтобы воспользоваться преимуществами турбовентиляторных двигателей будущего поколения, необходимо исследовать

инновационные конструкции мотогондол. Например, одна возможность состоит в том, чтобы укоротить воздухозаборник и сделать более тонкими его входные «губы» для снижения сопротивления и веса [7-9]. Такая конфигурация приводит к усилению аэродинамического взаимодействия между воздухозаборником и вентилятором, которое имеет положительные и отрицательные стороны. Чтобы обеспечить нормальную совместную работу вентилятора и воздухозаборника на всех режимах полета самолета, эти взаимодействия должны быть учтены на ранней стадии процесса проектирования.

В долгосрочной перспективе необходимо предусматривать новые компоновочные решения для дальнейшего снижения расхода топлива. Например, концепция поглощения пограничного слоя состоит в объединении силовой установки и планера, так что поглощается часть пограничного слоя планера, что позволяет снизить сопротивление компоновки. В конфигурации такого типа самолет и двигатель полностью связаны, так как вентиляторы работают при искаженном притоке, вместе со струями влияя на распределение давления на крыле. Проектирование такого самолета требует изучения характеристик этих взаимодействий с учетом влияния каждого компонента на другие [10, 11].

С точки зрения численного моделирования наиболее достоверно изучение взаимодействия двигатель-планер с полным представлением вентилятора в нестационарной постановке. Однако такой подход пока остается слишком ресурсоемким для проектирования. Кроме того, для этого требуется подробная форма лопастей вентилятора, которая, как правило, не разглашается производителями.

В рамках более экономного подхода можно заменить вентилятор источниками, которые воспроизводят поворот потока и повышение полного давления (метод «объемной силы») [12, 13]. Этот метод может достаточно хорошо воспроизводить реальную структуру течения в мотогондоле при слабой интерференции, но требует «настройки» источников (полей объемных сил) за счет использования сторонних данных (физический эксперимент, расчеты) для каждого режима работы вентилятора.

По описанным выше причинам, остается актуальным использование и развитие подхода, основанного на применении граничных условий типа «активный диск», заменяющих вентилятор в мотогондоле [14-17]. Этот подход является простым, экономным и пригодным для проектирования. Данный подход применялся до сих пор в упрощенных вариантах, не использующих реалистичных распределений газодинамических переменных для описания потока перед вентилятором. Совершенствование данного подхода в направлении учета распределений газодинамических переменных, создаваемых вентилятором в мотогондоле, имеет полезный потенциал для решения задач интеграции современных двигателей на пассажирском самолете.

Степень разработанности темы работы определена тем, что в мире при проектировании мотогондолы и при решении вопросов, связанных с аэродинамическим взаимодействием между воздухозаборником и вентилятором, нередко используется подход на основе нестационарного трехмерного моделирования потока с учетом полного венца вентилятора, либо подход на основе источников (метод «объемной силы»). В России в процессах проектирования часто используют подход на основе граничного условия «активный диск», который является простым, экономичным, пригодным во всем диапазоне работы двигателя. Первые два подхода являются ресурсоемкими, третий недостаточно настроен на решение задач интеграции, так как используется без учета реальных профилей газодинамических переменных перед вентилятором.

Объектом данного исследования является воздухазаборник турбореактивного двухконтурного двигателя в составе компоновки планер-мотогондола.

Предмет исследования: алгоритмы и методы расчета, включая численные граничные условия типа «активный диск», заменяющие вентилятор в воздухозаборнике ТРДД при решении задач аэродинамической интерференции.

Цель диссертации заключается в том, чтобы разработать и валидировать расчетную методику на основе вариантов граничного условия «активный диск» с учетом структуры потока перед вентилятором; применить ее к значимым задачам

аэродинамической интерференции, связанным с расчетом вклада силовой установки в изменение аэродинамических характеристик компоновки.

Для достижения цели решаются следующие задачи:

- Разработка и валидация методики моделирования потока в ступени компрессора на основе тестового эксперимента;

- Разработка методики моделирования ступени компрессора в мотогондоле;

- Расчетное исследование характеристик вентилятора в мотогондоле с точки зрения структуры потока около вентилятора;

- Анализ вариантов граничного условия «активный диск» применительно к моделированию потока в воздухозаборнике с условием осевой периодичности;

- Исследование возможностей взаимодополняющего применения граничных условий «активный диск» к расчету неоднородного потока в воздухозаборнике;

- Применение граничных условий «активный диск» для расчета вклада силовой установки в изменение аэродинамических характеристик компоновки.

Научная новизна работы:

- Впервые систематически показана возможность достаточно точного воспроизведения потока в воздухозаборнике с помощью вариантов граничного условия «активный диск», использующих профили осевой компоненты скорости или давления перед вентилятором.

- Впервые показаны возможности взаимодополняющего применения вариантов граничного условия «активный диск» к моделированию неоднородного потока в воздухозаборнике, в том числе сильновозмущенного, и исследованию существования режима глобально безотрывного течения.

- Впервые применены варианты граничного условия «активный диск», использующие профили переменных перед вентилятором, к расчету вклада силовой установки в изменение аэродинамических характеристик компоновки.

Теоретическая значимость работы заключается в разработке расчетных моделей и методик, обеспечивающих за счет учета структуры потока перед вентилятором более точное воспроизведение полей течения в воздухозаборнике и его окрестности при решении задач аэродинамической интерференции.

Практическая ценность результатов диссертации заключается в разработке расчетной методики, позволяющей на этапе предварительного проектирования осуществлять расчет вклада силовой установки в изменение аэродинамических характеристик компоновки.

Положения, выносимые на защиту:

- Расчетная методика для моделирования работы вентилятора в мотогондоле на основе комплекса граничных условий «активный диск».

- Результаты анализа и классификации вариантов граничного условия «активный диск» применительно к моделированию потока в воздухозаборнике с условием осевой периодичности.

- Результаты применения и рекомендации по применению расчетной методики к моделированию неоднородного потока в воздухозаборнике и анализу существования режима глобально безотрывного течения.

- Результаты применения граничных условий «активный диск» для расчета вклада силовой установки в изменение аэродинамических характеристик компоновки.

Обоснованность и достоверность результатов и выводов обеспечивается опорой на теоретические положения, сравнением с данными тестового эксперимента.

Апробация работы. Результаты работы доложены и обсуждены на 1 международной и 3 отраслевых конференциях:

1) 59-ая Всероссийская научная конференция МФТИ. «Моделирование характеристик осевого компрессора в контексте тестового эксперимента» (Москва-Долгопрудный-Жуковский, 2016).

2) 60-ая Всероссийская научная конференция МФТИ. «Расчетное исследование характеристик модели одноступенчатого осевого компрессора JT8D в мотогондоле» (Москва-Долгопрудный-Жуковский, 2017).

3) 17-ая Международная конференция «Авиация и Космонавтика». «Анализ вариантов граничного условия «активный диск», заменяющего вентилятор в мотогондоле» (Москва, 2018).

4) 61-ая Всероссийская научная конференция МФТИ. «Анализ вариантов граничного условия «активный диск» применительно к моделированию течения в воздухозаборнике» (Москва-Долгопрудный-Жуковский, 2018). Публикации

Основные результаты работы опубликованы в журналах списка ВАК (4 статьи), а также в изданиях, которые не входят в список ВАК (1 статья в сборнике трудов международной конференции).

Статьи, опубликованные в изданиях, входящих в список ВАК:

1. [Индексируется базой данных RSCI] Воронич И.В., Нгуен В.Х. Расчетное исследование характеристик модели трансзвукового одноступенчатого осевого компрессора двигателя JT8D в контексте тестового эксперимента // Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2018, №10 (703), с. 83-93, DOI: 10.18698/05361044-2018-10-83-93.

2. [Индексируется базой данных RSCI] Воронич И.В., Нгуен В.Х. Расчетное исследование характеристик потока в воздухозаборнике модельного осевого компрессора с учетом различных вариантов граничного условия «активный диск» // Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2019, №5 (710), с. 36-49, DOI: 10.18698/0536-1044-2019-5-36-49.

3. Нгуен В.Х. Применение граничного условия «активный диск» к расчету неоднородного потока в воздухозаборнике современных турбореактивных двух-контурных двигателей // Инженерный журнал: наука и инновации, 2019, № 8 (92), DOI 10.18698/2308-6033-2019-8-1909.

4. Воронич И.В., Нгуен В.Х. Применение граничных условий «активный диск» в расчетном исследовании аэродинамической интерференции двигателя и планера пассажирского самолета // Инженерный журнал: наука и инновации, 2020, № 02 (98), DOI 10.18698/2308-6033-2020-2-1956.

Личный вклад соискателя в работах с соавторами заключается в следующем: подготовка и проведение всех расчетов, обработка, анализ и представление результатов. Материалы совместных работ приведены с согласия соавторов.

Содержание диссертации соответствует паспорту специальности 05.07.01 - Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов, в частности, пунктам:

Расчетные исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов, разработка методов расчета этих характеристик, включая алгоритмы и программное обеспечение САПР летательных аппаратов. Исследования влияния сложных течений газа на аэродинамические характеристики летательных аппаратов;

Аэродинамика двигательной установки (воздухозаборники, сопла, их согласование с двигателем).

Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения. Содержание исследования отражено на 133 страницах с 88 иллюстрациями и 18 таблицами. В работе использованы 129 источников литературы.

Во введении проводится анализ актуальности темы исследования, описана степень разработанности темы работы, объект и предмет исследования, на основе чего определены цель и задачи работы. Сформулированы научная новизна, теоретическая и практическая значимость работы, положения, выносимые на защиту. Обоснована достоверность результатов. Приведена информация об апробации работы и публикациях, личном вкладе автора. Указано соответствие работы паспорту специальности.

В главе 1 сделан обзор основных методов моделирования аэродинамической интерференции между воздухозаборником и вентилятором ТРДД пассажирского самолета. Указаны особенности каждого метода. По результатам обзора существующих работ определено дальнейшее направление исследований.

В главе 2 описаны результаты расчетного исследования характеристик трансзвукового модельного одноступенчатого осевого компрессора в контексте тестового эксперимента с целью валидации расчетной методики, а также характеристик ступени и ротора данного компрессора в мотогондоле. Проведен анализ распределений основных газодинамических параметров течения перед вентилятором при различных режимах работы двигателя, который позволил определить за-

кономерности распределений параметров с учетом возможности их использования при реализации граничного условия «активный диск». Описана расчетная методика для моделирования работы вентилятора в мотогондоле на основе комплекса граничных условий «активный диск».

В главе 3 описаны результаты расчетного исследования с использованием различных вариантов граничного условия «активный диск» применительно к моделированию вентилятора в воздухозаборнике ТРДД при условиях осевой периодичности, сделана классификация вариантов граничного условия. Представлены результаты применения и рекомендации по применению расчетной методики к моделированию неоднородного потока в воздухозаборнике при условиях бокового ветра в сопоставлении с условиями эксперимента. Показаны возможности анализа существования режима глобально безотрывного течения.

В главе 4 описаны результаты расчетного исследования с применением граничных условий «активный диск» для определения вклада силовой установки в изменение аэродинамических характеристик компоновки. Использованы два подхода к разделению сил на внешние (аэродинамические характеристики) и внутренние (тяга). Показано, что при малых углах атаки работа двигателя оказывает местное влияние на обтекание крыла и мотогондолы, оказывая положительное влияние на аэродинамические характеристики. Описанные особенности показывают значимость согласования установки мотогондолы с учетом аэродинамической интерференции работающего двигателя с корневой частью крыла.

В заключении представлены основные выводы диссертационной работы.

Автор выражает глубокую благодарность своему научному руководителю к.ф.-м.н. Вороничу Ивану Викторовичу за постоянное внимание к работе. Автор искренне благодарит заведующего кафедрой компьютерного моделирования МФТИ д.т.н. Боснякова Сергея Михайловича за ценные рекомендации и замечания, необходимые для улучшения работы. Автор выражает признательность профессорам, доцентам и преподавателям кафедры компьютерного моделирования МФТИ за ценные консультации.

ГЛАВА 1. СОВЕРЕМЕННЫЕ МЕТОДЫ АНАЛИЗА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ МЕЖДУ ВЕНТИЛЯТОРОМ И ВОЗДУХОЗАБОРНИКОМ ТРДД ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

Тенденция увеличения степени двухконтурности современных турбовентиляторных двигателей приводит к сокращению длины мотогондолы и усилению аэродинамической интерференции, что представляет новые вызовы для разработки современных ТРДД. Проектирование вентилятора и мотогондолы в этих условиях не могут выполняться независимо [18]. В данной главе рассматриваются методы вычислительной аэродинамики, разработанные для моделирования взаимодействий между вентилятором и воздухозаборником (ВЗ) мотогондолы, подходящие для промышленного проектирования.

Содержание первой главы представляет собой обзор работ, применяющих полный нестационарный метод, метод источников («объемных сил»), а также метод с использованием граничного условия «активный диск» при моделировании взаимодействия между вентилятором и ВЗ.

1.1. Полный метод моделирования взаимодействия между вентилятором и воздухозаборником

Прогресс в области моделирования совместной работы воздухозаборника и вентилятора ТРДД представлен на симпозиуме, прошедшем 1-2 декабря 2014 года в г. Брауншвейг, Германия. По его материалам выпущен сборник работ [19]. В сборнике описано современное состояние экспериментальных и расчетных методов, применяемых для анализа и моделирования работы вентилятора в мотогондоле при наличии возмущений потока различной природы. Помимо возмущений, вызванных компоновкой и боковым ветром, сюда относятся вихри, засасываемые с поверхности.

Значительная часть улучшения характеристик авиационных двигателей по удельному расходу топлива связывается со снижением скорости реактивной струи. Это приводит к увеличению степени двухконтурности и диаметра вентилятора, снижению степени повышения полного давления вентилятором. На этом пути возникает

ряд аэродинамических и конструктивных ограничений, с учетом которых может быть найден оптимум степени двухконтурности. В дальнейшем с увеличением диаметра двигателя будет проводиться поиск решений с большей интеграцией двигателя и несущих поверхностей, что еще более усилит взаимодействие вентилятора с воздухозаборником (особенно укороченным) и компоновкой.

1.1.1. Исследование взаимодействия вентилятора с коротким воздухозаборником

В статье J. Corroyer и R. Schnell [19] (с. 261-269) описана развитая в Немецком центре авиации и космонавтики методология проектирования мотогондолы и вентилятора с учетом их взаимодействия с целью создания коротких и ультракоротких ВЗ при степени повышения полного давления вентилятора на уровне 1,35. Авторы работы рассматривают вентилятор, описанный в [20]. Была проведена параметризация мотогондолы с разделением поверхности на отдельно контролируемые секции: губу и внутреннюю поверхность ВЗ. Соединение этих частей фиксировано и обеспечивает непрерывные производные до второго порядка включительно. Секции описываются B-сплайнами с контрольными точками. При этом осевое и радиальное положение контрольных точек может варьироваться в окружном направлении, что позволяет рассматривать неосесимметричные ВЗ. Внешний контур мотогондолы был фиксирован, так как он подвержен влиянию внешней аэродинамики и требует соответствующей интеграции, что не входило в планы исследования. Сечение вентилятора было фиксировано (рисунок 1.1).

На основе этой параметризации была разработана методика построения расчетной сетки с целью адаптации к изменяющейся в процессе разработки форме ВЗ при обеспечении высокого качества сетки (рисунок 1.2). Расчетная сетка построена с учетом разрешения пограничного слоя на стенках в рамках низкорей-нольдсовых моделей турбулентности.

Рисунок 1.1 - Параметризация мотогондолы для сопряженного расчета [19]

Рисунок 1.2 - Структура расчетной сетки [19]

В рамках исследования изучались два осесимметричных ВЗ: опорный с масштабированием до размеров Fan135 и идентичный по характеристикам V2500, исследовавшемуся ранее в DLR.

Проводилось исследование влияния фактора короткого ВЗ (LIN/DM=0,3) на характеристики вентилятора. При этом величины площади горла и площади вентилятора поддерживались постоянными для обоих ВЗ. Вначале с использованием осесимметричных условий в набегающем потоке при различных числах Маха рассчитывалось решение в рамках стационарного подхода с помощью осреднен-ных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса и граничного условия плоскости смешения. Для расчетов применялись коды вычислительной аэродинамики, разработанные в DLR. Поля, определенные на основе осредненных в окружном направлении величин в условиях покоящейся внешней среды на взлетном режиме, показаны на рисунке 1.3.

На рисунке 1.3 видно более сильное ускорение потока вокруг губы укороченного ВЗ, наряду с изменением характера внешних линий тока. Увеличение

скорости на периферии оказывает вредное влияние в концевой области вентилятора, что видно в радиальных распределениях КПД и полного давления. Этот эффект также заметен в интегральных характеристиках вентилятора.

а) б) в)

Рисунок 1.3 - Сравнение характеристик укороченного (1) и базового (2) воздухозаборников [19, 20]: а - линии тока; б - распределение числа Маха и угла скоса потока на входе в вентилятор; в - зависимость КПД и степени повышения полного давления вентилятора от относительного массового расхода: 1 - (—); 2 - (—)

Помимо этого, были проведены расчеты в рамках неосесимметричной постановки задачи при боковом ветре. Неоднородность потока при этом осредня-лась в окружном направлении, и только средние отклонения от невозмущенного потока на входе вентилятора рассматривались. Это сильно упрощенная постановка задачи, но даже в этом случае есть заметное влияние на характеристики вентилятора. Рисунок 1.4 показывает результаты для случая бокового ветра под углом 90° при М=0,045 в сравнении с осесимметричным случаем, для укороченного ВЗ. Область потерь полного давления на входе вентилятора хорошо видна на рисунке. На выходе вентилятора этот эффект почти не проявляется. Следует подчеркнуть, что нестационарные эффекты в этих расчетах не учитывались.

Рисунок 1.4 - Сравнение характеристик течения потока в укороченном воздухозаборнике при осесимметричном (1) и боковом обтекании (2) с числом Маха М=0,045: а - линии тока; б - распределение числа Маха и полного давления на входе в вентилятор; в - распределение полного давления на выходе: 1 - (—); 2 - (—)

Взаимодействие вентилятора с возмущениями потока в ВЗ также рассмотрено в статье [21]. В этой работе взаимодействие вентиляторов с искажением (возмущением) притока, типичным для «проглатывания» пограничного слоя, исследовано с точки зрения аэродинамических эффектов и эксплуатационного поведения. Полученные результаты используются для количественной оценки связи степени повышения полного давления ротором и его чувствительности к искажениям притока. Используемые тестовые случаи включают вентилятор коммерческого двигателя 1АЕ У2500, а также вентилятор Fan135 (рисунок 1.5). Оба вентилятора имеют одинаковые поля числа Маха в меридиональном направлении, но разные степени повышения полного давления. Характер применяемого искажения притока - секторное возмущение, которое удобно для применения методики постобработки на основе потоковой трубки. Постобработка показывает, что рабочая точка для обоих вентиляторов превысила предел стабильности во время взаимодействия с искажением притока. Для всех исследованных величин, включая переходные значения сил на лопастях, отклонения рабочей точки и демпфирование возмущений при прохождении ротора, вентилятор низкого давления Fan135 показал более высокую чувствительность (рисунок 1.6) .

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Нгуен Вьет Хунг, 2020 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Rutherford D., Zeinali M. Efficiency trends for new commercial jet aircraft: Technical report, International Council on Clean Transportation. — 2009. — p. 20.

2. Epstein A.H. Aeropropulsion for Commercial Aviation in the Twenty-First Century and Research Directions Needed // AIAA Journal. — 2014. — V. 52, — No. 5. — p. 901-911.

3. Hermanutz A., da Rocha-Schmidt L., Baier H. Technology Investigation of Morphing Inlet Lip Concepts for Flight Propulsion Nacelles // EUCASS 2015. — Krakow, Poland. — 2015.

4. Dipanjay D., Rao G.A., von Buijtenen J. Feasibility Study of Some Novel Concepts for High Bypass Ratio Turbofan Engines // ASME Turbo Expo 2009. — Orlando, Florida. — 2009. — p. 11.

5. Giesecke D., Lehmler M., Friedrichs J., Blinstrub J., Bertsch L., Heinze W. Evaluation of ultra-high bypass ratio engines for an over-wing aircraft configuration // J. Glob. Power Propuls. Soc. — 2018. — No. 2. — p. 493-515.

6. Schnell R., Schönweitz D., Theune M., Corroyer J. Integration- and Intake-Induced Flow Distortions and Their Impact on Aerodynamic Fan Performance // International Symposium «Simulation of Wing and Nacelle Stall». — Braunschweig, Germany. — 2014. — p. 19.

7. Savelyev A.A., Zlenko N.A., Mikhaylov S.V. Shape Optimization Of The Engine Nacelle Using Rans // ICMAR 2014. — Novosibirsk, Russia. — 2014. — p. 10.

8. Zlenko N.A., Mikhaylov S.V., Savelyev A.A., Shenkin A.V. Method of Optimal Aerodynamic Design of the Nacelle for the Main Propulsion System with a High Bypass Ratio // TsAGI Science Journal. — 2015. — V. 46, — No. 6. — p. 533-558.

9. Savelyev A.A., Zlenko N.A., Matyash E.S., Mikhaylov S.V., Shenkin A.V. Optimal design and installation of ultra high bypass ratio turbofan nacelle // AIP Conference Proceedings. — 2016. — V. 1770, — No. 1. — p. 10.

10. Blumenthal B. T., Elmiligui A. A., Geiselhart K. A., Campbell R. L., Maughmer M. D., Schmitz S. Computational Investigation of a Boundary-Layer-Ingestion Propul-

sion System // J. Aircraft. — 2018. — V. 55, — No. 3. — p. 1141-1153.

11. Gray S. J., Mader C., Kenway G., Martins, J. R. R. A. Modeling Boundary Layer Ingestion Using a Coupled Aeropropulsive Analysis // J. Aircraft. — 2018. — V. 55. — p. 1191-1199.

12. López de Vega L., Dufour G., Blanc F., Thollet W. A Machine Learning Based Body Force Model for Analysis of Fan-Airframe Aerodynamic Interactions // Global Power and Propulsion Society Conference. — Montréal, Canada. — 2018. p. 9.

13. Hill D. J., Defoe J. J. Innovations in Body Force Modeling of Transonic Compressor Blade Rows // Int. J. Rotating Machinery. — 2018. — V. 2018. — p. 12.

14. Босняков С.М., Акинфиев В.О., Власенко В.В., Глазков С.А., Горбушин А.Р., Кажан Е.В., Михайлов С.В. Использование методов вычислительной аэродинамики в экспериментальных работах ЦАГИ // Математическое моделирование. — 2011. — № 23(11). — c. 65-98.

15. Bosnyakov S. M., Akinfiev V. O., Vlasenko V. V., Glazkov S. A., Gorbushin A. R., Kazhan E. V., Kursakov I. A., Lysenkov A. V., Matyash S. V., Mikhailov S. V. The use of computational fluid dynamics in TsAGI experimental works // Mathematical Models and Computer Simulations. — 2012. — V. 4, — No. 3. — p. 297-320.

16. Pandya S., Murman S., Aftosmis M. J. Validation of Inlet and Exhaust Boundary Conditions for a Cartesian Method // 22nd Applied Aerodynamics Conference and Exhibit. — Providence, Rhode Island. — 2004. — p. 16.

17. Stankowski T. P., MacManus D. G., Robinson M., Sheaf C. T. Aerodynamic effects of propulsion integration for high bypass ratio engines // J Aircraft. — 2017. — V. 54, — No. 6. — p. 2270-2284

18. Robinson M., MacManus D. G., Sheaf C. Aspects of aero-engine nacelle drag // J Aerospace Engineering. — 2018. — V. 233, — No. 5. — p. 1667-1682

19. Radespiel R., Kroll N., Niehuis R., Behrends K. Advances in Simulation of Wing and Nacelle Stall // Springer. Series: Notes on Numerical Fluid Mechanics and Mul-tidisciplinary Design. — 2015. — V. 131. — p. 251-323.

20. Shorstov V., Makarov V., Andreev S., Fedorchenko J., Bekurin D., Karnauchov A. Unsteady Calculation of Intake-Fan Flow of HBPR Turbofan Engine at Take-Off

with Strong Cross Wind // Papers-AIAA. —2013. —V. 1. — p. 104-111.

21. Schoenweitz D., Theune M., Schnell R. Inlet distortion sensitivity of fans with different pressure ratios // ISABE 2015. — Phoenix, Arizona. — 2015. — p. 11.

22. Schoenweitz D., Beckery R.-G., Schnell R., Schrolly M. Aerodynamic Performance Characteristics of the Installed V2527 Fan at Ground Operation // 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — San Diego, California. — 2016. — p.10.

23. Rober T., Kozulovic D., Kugeler E., Nürnberger D. Appropriate Turbulence Modelling for Turbomachinery Flows using a Two-Equation Turbulence Model // Springer. Series: Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design. — 2004. — V. 92. — p. 446-454.

24. Schoenweitz D., Schnell R. Development and Evaluation of a Performance Estimation Methodology for Fans Operating Within Non-Homogeneous Inflow // Proc. ASME Turbo Expo. — Seoul, South Korea. — 2016. — p. 12.

25. Murphy J. P., MacManus D. G., Sheaf C. T. Experimental Investigation of Intake Ground Vortices During Takeoff // AIAA Journal. — 2010. — V. 48, — No. 3. — p. 688-701.

26. Murphy J. P., MacManus D. G. Ground vortex aerodynamics under crosswind conditions // Experiments in Fluids. — 2011. — V. 50, — No. 1. — p. 109-124.

27. Theune M., Schönweitz D., Schnell R. Sensitivity of a Low Pressure Ratio Jet Engine Fan to Inlet Distortion // Springer Series: Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design. — 2016. — V. 132. — p. 63-73.

28. Kim H., Liou M.-S. Flow Simulation of N2B Hybrid wing body configuration // 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — Nashville, Tennessee. — 2012. — p. 25.

29. Rademakers R., Bindl S., Brehm S., Muth B., Niehuis R. Investigation of Flow Distortion in an Integrated Inlet of a Jet Engine // 62th German Aerospace Congress. — Stuttgart, Germany. — 2013. — p. 10.

30. Longley J.P., Greitzer E.M. Inlet Distortion Effects in Aircraft Propulsion System Integration // AGARD, Steady and Transient Performance Prediction of Gas Turbine Engines. — 1992. — p. 18.

31. Liu K., Sun Y., Zhong Y. [et al] Numerical investigation of engine inlet distortion

under crosswind for a commercial transport aircraft // ICAS. 2014. — St. Petersburg, Russia. — 2014. — p. 8.

32. Carnevale M., Green J.S., Di Mare L. Numerical studies into intake flow for fan forcing assessment // Proc. ASME Turbo Expo 2014. — Düsseldorf, Germany. — 2014. — 12 p.

33. Lucioli J. CFD analysis of a nacelle at high angle of incidence: PhD Dissertation in aeronautical engineering. — Milan: Politecnico di Milano, 2011. — p. 78.

34. Kumar P., Roy B. Using waves to simulate distortion in internal in an axial flow fan // ICAS. 2014. — St. Petersburg, Russia. — 2014. — p. 10.

35. Архипов Д.В., Тумашев Р.З. Влияние радиальной неравномерности параметров потока при входе в рабочее колесо на газодинамические характеристики ступени осевого компрессора // Вестник двигателестроения. — 2013. — № 2. — с. 130-135.

36. Ooba Y., Murooka T., Yamane T., Nozaki O., Ishiyama T. Unsteady Three-Dimensional Simulation Research of Fan-OGV-Strut-Pylon Interaction in Japanese ECO Engine Project // 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — Orlando, Florida.

— 2011. — p. 13.

37. Shur M. L., Strelets M. Kh., Travin A. K., Spalart P. R., Suzuki T. Unsteady Simulations of a Fan/Outlet-Guide-Vane System: Aerodynamics and Turbulence // AIAA Journal. — 2018. — V. 56, — No. 6. — p. 1-15.

38. Suzuki T., Spalart P. R., Shur M. L., Strelets M. Kh., Travin A. K. Unsteady Simulations of a Fan/Outlet-Guide-Vane System: Tone-Noise Computation // AIAA Journal. — 2018. — V. 56, — No. 9. — p. 12.

39. Guegan D., Schvallinger M., Julienne Fr., Gourdain N., Gazaix M. Three-Dimensional Full Annulus Unsteady RANS Simulation of an Integrated Propulsion System // 51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. — Orlando, Florida.

— 2015. — p. 14.

40. Holewa A., Guerin S., Weckmüller C., Enghardt L. 3D Unsteady RANS Simulation of the Interaction between Fan Stage, Struts and Bifurcations // Proc. ASME Turbo Expo 2014. — Düsseldorf, Germany. — 2014. — p. 14.

41. Yao J., Cargill P. L., Holmes D. G., Gorrell S. E. Aspects of Numerical Analysis for Unsteady Flows in Aircraft Engines // 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — Orlando, Florida. — 2010. — p. 17.

42. Hsiao E., Naimi M., Lewis J.P., Dalbey K., Gong Y., Tan C. Actuator Duct Model for Turbomachinery Components for Powered-Nacelle Navier-Stokes Calculations // J. Propulsion and Power. — 2001. —V. 17, — No. 4. — p. 9.

43. Simon J.F. Contribution to throughflow modelling for axial flow turbomachines: PhD Dissertation. — Liège: Universite de Liege, 2007. — p. 197.

44. Kiwada G. Development of a body force description for compressor stability Assessment: Master's thesis. — Cambridge, MA: MIT, 2008. — p. 99.

45. Kottapalli A.P. Development of a body force model for centrifugal compressors: Master's thesis. — Cambridge, MA: MIT, 2013. — p. 169.

46. Benneke B. A methodology for centrifugal compressor stability prediction: Master's thesis. — Cambridge, MA: MIT, 2009. — p. 135.

47. Patel A.A. Assessment of a body force representation for compressor stability estimation: Master's thesis. — Cambridge, MA: MIT, 2009. — p. 76.

48. Peters A., Spakovszky Z.S., Lord W.K., Rose B. Ultra-short nacelles for low fan pressure ratio propulsors // J. Turbomach. — 2014. — V. 137, — No. 2. — p. 15.

49. Defoe J., Narkaj A., Spakovszky Z. A body-force-based method for prediction of multiple-pure-tone noise: validation // 16th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. — Stockholm, Sweden. — 2010. — p. 17.

50. Gong Y. A computational model for rotating stall and inlet distortions in multistage compressors: PhD Dissertation. Cambridge, MA: MIT, 1998. — p. 187.

51. Andreev S., Makarov V., Fedorchenko J., Berseneva N. The Numerical Analysis of Impact of Changes in Flight Conditions And In Engine's Regime at Cruise on Airplane's Aerodynamic Characteristic // ICAS 2014. — St. Petersburg, Russia. — 2014. — p. 9.

52. Zhou H., Yu F., Yang K. Study on Design Compliance of Civil Turbofan Engine with the Requirements Defined in FAR 33.65 // Procedia Engineering. — 2014. — V. 80. — p. 183-192.

53. Krone J.-H., Friedrichs J. Design of a Fan-Test-Facility with axial flow and cross-

wind capabilities // Third Symposium "Simulation of Wing and Nacelle Stall". — Braunschweig, Germany. — 2012. — p. 9.

54. Trapp L. G., Girardi R. da M. Inlet Vortices In A Nacelle Operating Near The Ground // ISABE 2015. — Phoenix, Arizona. — 2015. — p. 9.

55. Josué G.-P. Parametric Analysis of the Drag Produced by a VHBR Engine using CFD: PhD Diss. — Cranfield: Cranfield University, 2009. — 172 p.

56. Trapp L. G., Argentieri H. G., José de Souza F., Girardi R. da M. Aspects Of Isolated Nacelles Near The Ground During Crosswind Operation // Proc. the 11th Brazilian Congress of Thermal Sciences and Engineering. — Curitiba, Brazil. — 2006. — p. 9.

57. Mauro Carnevale, Jeff S. Green, Luca di Mare. On Lip Stall Suppression In Powered Intake: High And Low Fidelity Approach // ISUAAAT14. — Stockholm, Sweden. — 2015. — p. 10.

58. Savelyev A., Zlenko N., Matyash E., Mikhaylov S., Shenkin A. Optimal Design and Installation of Ultra High Bypass Ratio Turbofan Nacelle // ICMAR 2016. — Perm, Russia. — 2016. — p.10.

59. Anisimov K.S., Savelyev A.A. Aerodynamic optimization of airplane propulsion system within the framework of AGILE project // ICAS 2016. — Daejeon, South Korea. — 2016. — p. 8.

60. Savelyev A.A., Mikhayolv S.V., Zlenko N.A. Aerodynamic inlet design for civil aircraft nacelle // ICAS 2014. — St. Petersburg, Russia. — 2014. — p. 10.

61. Liu K., Sun Y., Zhong Y., Zhang H., Zhang K., Yang H. Numerical Investigation On Engine Inlet Distortion Under Crosswind For A Commercial Transport Aircraft // ICAS 2014. — St. Petersburg, Russia. — 2014. — p. 8.

62. Rodriguez D. L., Aftosmis M. J., Nemec M. Formulation and Implementation of Inflow/Outflow Boundary Conditions to Simulate Propulsive Effects // Conference 2018 AIAA Aerospace Sciences Meeting. — Kissimmee, Florida. — 2018. — p. 29.

63. Aftosmis M. J., Berger M. J., Adomavicius G. A Parallel Multilevel Method for Adaptively Refined Cartesian Grids with Embedded Boundaries // 38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. — Reno, Nevada. — 2000. — 12 p.

64. Nemec M., Aftosmis M. J. Adjoint Sensitivity Computations for an Embedded-

Boundary Cartesian Mesh Method // J Computational Physics. — 2008. — V. 227,

— No. 4. — p. 2724-2742.

65. Aftosmis M. J., Berger M. J., Melton, J. E. Robust and Efficient Cartesian Mesh Generation for Component-Based Geometry // AIAA Journal. — 1998. — V. 36, — No. 6. — p. 952-960.

66. Aftosmis M., Berger M., Murman, S. Applications of Space-Filling-Curves to Cartesian Methods for CFD // 42th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. — Reno, Nevada. — 2004. — p. 12.

67. Nemec M., Aftosmis M., Murman S., Pulliam T. Adjoint Formulation for an Embedded-Boundary Cartesian Method // 43th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.

— Reno, Nevada. — 2005. — p. 15.

68. Nemec M., Aftosmis M. Adjoint Error Estimation and Adaptive Refinement for Embedded-Boundary Cartesian Meshes // 18th AIAA Computational Fluid Dynamics Conference. — Miami, Florida. — 2007. — p. 16.

69. Bartels R. E., Rumsey C. L., Biedron R. T. CFL3D Version 6.4-General Usage and Aeroelastic Analysis // NASA/TM-2006-214301. — 2006. — p. 269.

70. Carlson, J.-R. Inflow/Outflow Boundary Conditions with Application to FUN3D // NASA TM-2011-217181. — 2011. — p. 38.

71. User's Manual for OVERFLOW 2.2 [Электронный ресурс]. URL: https://overflow.larc.nasa.gov/home/users-manual-for-overflow-2-2/.

72. Allmaras S. R. A Coupled Euler/Navier-Stokes Algorithm for 2-D Unsteady Transonic Shock/Boundary-Layer Interaction: Ph.D. Diss. — Cambridge, MA: MIT, — 1989. — p. 272.

73. Pearson H., McKenzie A. B. Wakes in Axial Compressors // Journal of the Royal Aeronautical Society. — 1959. — V. 63, — No. 583. — p. 415-416.

74. Reid C. The Response of Axial Flow Compressors to Intake Flow Distortion // ASME 1969 Gas Turbine Conference and Products Show. — Cleveland, Ohio. — 1969. — p. 14.

75. Schröder A., Geisler R., Schanz D., Agocs J., Pallek D., Schroll M., Klinner J., Beversdorff M., Voges M., Willert C. Application of image based measurement tech-

niques for the investigation of aeroengine performance on a commercial aircraft in ground operation // 17th International Symposium on Applications of Laser Techniques to Fluid. — Lisbon, Portugal. — 2014. — p. 17.

76. Wolters F., Becker R., Schnell R., Ebel P.-B. Engine performance simulation of the integrated V2527-Engine Fan // 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — San Diego, California. — 2016. — p. 8.

77. Ebel P.-B., Schnell R., D. Schonweitz, Kirmse T. Modelling and Validation of a V2500 Honeycomb-Core Fan Blade // 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. — San Diego, California. — 2016. — p. 12.

78. Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. — М.: Машиностроение, 1987. — 568 с.

79. Mattingly J.D., Heiser W.H., Pratt D.T. Aircraft engine design. — Reston, VA: AIAA, 2002. — p. 679.

80. Biollo R., Benini E. Recent advances in transonic axial compressor aerodynamics // Progress in Aerospace Sciences. — 2013. — V. 56. — p. 1-18.

81. Mileshin V.I. Challenges in fan and high pressure compressor development // ICAS 2014. — St. Petersburg, Russia. — 2014. — p. 10.

82. Shivayogi A.K., Nagpurwala Q.H., Deshpande M.D. Numerical studies on the effect of slotted casing treatment on the performance of a transonic axial flow compressor // SAS Tech. — 2009. — V. 8, — No. 2. — p. 63-70.

83. Qizar M.A., Mansour M.L., Goswami S. Study of steady state and transient blade row CFD methods in a moderately loaded NASA transonic high-speed axial compressor stage // Proc. ASME Turbo Expo 2013. — San Antonio, Texas. — 2013. — p. 8.

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

85. Michal T. ANSYS Turbo system user's guide. — Canonsburg, PA: ANSYS inc., 2014. — p. 366.

86. Терещенко Ю.М., Кулик Н.С., Ластивка И.А., Волянская Л.Г., Дорошенко Е.В., Терещенко Ю.Ю. Аэродинамические следы в компрессорах газотурбинных двигателей. К.: НАУ, 2012. — с. 232.

87. Epsipha P., Mohammad Z., Kamarul A.A. CFD investigation of transonic axial compressor rotor blade at various off-design conditions // Pertanika J. Sci. & Tech-nol. — 2016. — V. 24. — p. 451-463.

88. Kim D., Kim K., Choi J. A comparative study of numerical methods on aerodynamic characteristics of a compressor rotor at near-stall condition // Int. J. of Aeronautical & Space Sci. — 2015. — V. 16, — No. 2. — p. 157-164.

89. Mileshin V.I., Orekhov I.K., Shchipin S.K., Startsev A.N. New 3D inverse Navier-Stokes based method used to design turbomachinery blade rows // Proc. ASME Heat Transfer/Fluids Engineering Summer Conference. — Charlotte, North Carolina. — 2004. — p. 881-889.

90. 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). — c. 2-4.

91. Owens R., Hasel K., Mapes D. Ultra high bypass turbofan technologies for the twenty-first century // 26th AIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference. — Orlando, Florida. — 1990. — p. 9.

92. Hall C.A., Crichton D. Engine design studies for a silent aircraft // J. Turbomach. — 2007. — V. 129, — No. 3. — p. 479-487.

93. 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. — p. 73.

94. 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 // J. Turbomach. — 2010. — V. 132, — No. 4. — p. 10.

95. Fidalgo V.J., Hall C.A., Colin Y. A Study of Fan-Distortion Interaction within the NASA Rotor 67 Transonic Stage // J. Turbomach. — 2012. — V. 134, — No. 5. — p. 12.

96. Schuehle A.L. 727 Airplane Side Inlet Low-Speed Performance Confirmation Model Test for Refanned JT8D Engines // NASA CR-134609. — 1974. — p. 80.

97. 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 // J. Power and Energy. — 2015. — V. 229, — No. 8. — p. 910-927.

98. Zhao Y., Wang G.Y., Huang B., Hu C.L. Applications of a curvature correction turbulent model for computations of unsteady cavitating flows // IOP Conf. Ser.: Mater. Sci. Eng. — 2015. — V. 72, — No. 2. — p. 9.

99. Stigler J. Analytical Velocity Profile in Tube for Laminar and Turbulent Flow // Engineering Mechanics. — 2014. —V. 21, — No. 6. — p. 371-379.

100. Meheut M., Sartor F., Vergez M., Laban M., Schnell R., Stuermer A., Lefevre G. Assessment of Fan/Airframe aerodynamic performance using 360 uRANS computations: Code-to-Code comparison between ONERA, DLR, NLR and Airbus // In Proceedings of the AIAA SciTech 2019. — San Diego, CA. — 2019. — p. 20.

101. Stuermer A. DLR TAU-Code uRANS Turbofan Modeling for Aircraft Aerodynamics Investigations // Aerospace. — 2019. — V. 6, — No. 121. — p. 22.

102. Daroukh M., Polacsek C., Chelius A. Shockwave Generation and Radiation from an UHBR Engine with Flow Distortion using a CFD/CAA Chaining Strategy // 25th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. — Delft, Netherlands. — 2019. — p. 15.

103. Haug J. P., Niehuis R. Full Annulus Simulations of a Transonic Axial Compressor Stage with Distorted Inflow at Transonic and Subsonic Blade Tip Speed // Int. J. Turbomach. Propuls. Power. — 2018. — V. 3, — No. 7. — p. 12.

104. Benichou E., Dufour G., Bousquet Y., Binder N., Ortolan A., Carbonneau X. Body Force Modeling of the Aerodynamics of a Low-Speed Fan under Distorted Inflow // Int. J. Turbomach. Propuls. Power. — 2019. — V. 4, — No. 29. — p. 15.

105. Kächele T., Rademakers R. P. M., Schneider T., Niehuis R. Numerical simulations of an intake-compressor system // J. Glob. Power Propuls. Soc. — 2018. — V. 2. — p. 442-452.

106. Godard B., De Jaeghere E., Ben Nasr N., Marty J., Barrier R., Gourdain N. A review of inlet-fan coupling methodologies // Proc. ASME Turbo Expo 2017. — Charlotte, North Carolina. — 2017. — p. 11.

107. Compression and gas moving. ANSYS, Inc. [Электронный ресурс]. URL: https://www.ansys.com/solutions/solutions-by-industry/industrial-equipment-and-rotating-machinery/compression-and-gas-moving.

108. Schuehle A.L. 727 Airplane Side Inlet Low-Speed Performance Confirmation

Model Test for Refanned JT8D Engines // NASA CR-134609. — 1974. — p. 80.

109. Бюшгенс Г.С. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. М. - П.: Издательский отдел ЦАГИ, Авиа-издательство КНР, 1995. — с. 765.

110. Скоморохов С. И. Аэродинамические характеристики и выбор рациональных параметров компоновки "крыло-пилон-гондола" дозвуковых магистральных самолетов: авто. дис. канд. тех. наук : 05.07.01 / Скоморохов Сергей Иванович — Жуковский: ЦАГИ, 2010.

111. Лаврухин Г. Н., Талызин В. А. Экспериментальные исследования сопел до- и сверхзвуковых самолетов // Ученые записки ЦАГИ. — 2014. — Т. 45. — №5. — c. 18-31. — с. 25.

112. McGhee, R. J. Jet-Induced Flow Separation on a Lifting Entry Body at Mach Number from 4.00 to 6.00 // NASA TM X-1997. — 1970. — p. 34.

113. DalBello, T., Georgiadis, N. J., Yoder, D. A., and Keith, T. G. Computational Study of Axisymmetric Off-design Nozzle Flows // NASA/TM—2003-212876. — 2003. — p. 27.

114. Laflin K.R., Klausmeyer S.M., Zickuhr T., Vassberg J.C., Wahls R.A., Morrison J.H., Brodersen O.P., Rakowitz M.E., Tinoco E.N., Godard J.-L. Data summary from second AIAA computational fluid dynamics drag prediction workshop // J. Aircr. — 2005. — V. 42, — No 5. — p. 1165-1178.

115. Laflin, K. R., Vassberg, J. C., Wahls, R. A., Morrison, J. H., Brodersen, O., Ra-dowitz, M., Tinoco, E. N., and Godard, J. Summary of Data from the Second AIAA CFD Drag Prediction Workshop // 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. — Reno, Nevada. — 2004. — p. 43.

116. Gatlin G., Rivers M., Goodliff S., Rudnik R., Sitzmann M. Experimental Investigation of the DLR-F6 Transport Configuration in the National Transonic Facility (Invited) // 26th AIAA Applied Aerodynamics Conference. — Honolulu, Hawaii. — 2008. — p. 22.

117. Воронич И.В., Нгуен В.Х. Расчетное исследование характеристик потока в воздухозаборнике модельного осевого компрессора с учетом различных вариантов граничного условия «активный диск» // Известия высших учебных заве-

дений. Машиностроение. — 2019. — №5 (710). — с. 36-48.

118. Malouin B., Gariepy M., Trepanier J.-Y., Laurendeau E. Installation and interference drag decomposition via RANS far-field methods // Aerosp. Sci. Technol. — 2016. — V. 54, — No. 2016. — p. 132-142

119. Malouin B., Gariepy M., Trepanier J.-Y., Laurendeau E. Engine pre-entry thrust and standard net thrust evaluation based on the far-field method // Aerosp. Sci. Technol. — 2015. — V. 45, — No. 2015. — p. 50-59.

120. Sahili A., Zogheib B., Barron R. M. 3-D Modeling of Axial Fans // Applied Mathematics. — 2013. — V. 4. — p. 632-651.

121. Yin J., Pilidis P. Influence Of Inlet Profile On High-BPR Turbofan Performance Using A Radial Profile Map // ICAS2002. — Toronto, Canada. — 2002. — p. 7.

122. Zhao Y., Wang G., Huang B. A curvature correction turbulent model for computations of cloud cavitating flows // Engineering Computations. — 2016. — V. 33, — No. 1. — p. 202 - 216.

123. Zhang R. Evaluation and Analysis of Curvature-Corrected Filter-based Turbulent Model // Int. J. Turbo. Jet Eng. — 2016. — V. 34, — No. 3. — p. 9.

124. Aerospaceweb, 2012, Airbus A330. [Электронный ресурс]. URL: http://www. aero spaceweb. org/aircraft/j etliner/a3 3 0

125. Liu C., Wang Y., Yang Y., Duan Z. New omega vortex identification method // Sci. China-Phys. Mech. Astron. — 2016. — V. 59, — No. 8. — p. 9.

126. Liu C., Gao Y., Tian S., Dong X. Rortex—A new vortex vector definition and vorticity tensor and vector decompositions // Physics of Fluids. — 2018. — V. 30. — p. 12.

127. Dong X., Gao Y., Liu C. New normalized Rortex/vortex identification method // Physics of Fluids. — 2019. — V. 31. — p. 5.

128. Gao Y., Liu C. Rortex based velocity gradient tensor decomposition // Physics of Fluids. — 2019. — V. 31. — p. 8.

129. Zhan J., Li Y., Wai W. O., Hu W. Comparison between the Q criterion and Rortex in the application of an in-stream structure // Physics of Fluids. — 2019. — V. 31. — p.7.

Отпечатано с оригинал-макетов Заказчика в типографии "Переплетофф" Адрес: г. Долгопрудный, ул. Циолковского, 4. Тел: [phone]. www.perepletoff.ru Формат 210 х 297 мм. Бумага офсетная. Печать цифровая. Тираж 11 экз. Твердый (мягкий) переплет. Заказ № . 19.08.20 г.