Создание и развитие научных центров мирового уровня, выполняющих исследования и разработки по приоритетам научно-технологического развития в рамках федерального проекта «Развитие масштабных научных и научно-технологических проектов по приоритетным исследовательским направлениям» национального проекта «Наука и университеты». Результаты выполнения программы лаборатории "Газовая динамика и силовая установка" за 2021 год (промежуточный отчет) НЦМУ Сверхзвук

Цель работы – разработка методик и моделей в обеспечение создания перспективной силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета. В отчете представлены результаты выполнения программы исследований лаборатории «Газовая динамика и силовая установка» НЦМУ «Сверхзвук» по соглашению от 24.06.2021 г. № 075-15-2021-605 с Министерством науки и высшего образования РФ в 2021 году. Представлены результаты анализа уровня готовности/зрелости существующих технологий по формированию технического облика силовой установки перспективных СПС, удовлетворяющих ожидаемым требованиям по топливной экономичности, звуковому удару, шуму в районе аэропорта и эмиссии вредных веществ, с целью определения направлений совершенствования этих технологий. Приведены результаты расчета для турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков при параметрах термодинамического цикла на максимальном крейсерском режиме – температура газа перед турбиной Т*г = 1650 – 1875 К, суммарная степень повышения давления *К = 10 – 30, степень двухконтурности m = 1 – 4. Показано влияние проектных параметров двигателя на его топливную эффективность. Рассмотрены требования к работе воздухозаборных устройств в компоновке с летательным аппаратом и выходных устройств. Представлены результаты расчетно-экспериментального исследования одного из возможного облика выходного устройства типа миксер-эжектор. Приведены требования к математической модели силовой установки, предназначенной для оценки ее эффективных характеристик Показаны результаты разработки инженерной модели силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета (воздухозаборник-двигатель-сопло), основанной на покаскадном описании турбомашин на основе обобщенных или аппроксимированных характеристик. Математическая модель позволяет выполнять расчеты тягово-экономических характеристик двигателя и параметров рабочего тела по тракту с учетом различных законов регулирования и программ управления двигателем. Представлены требования к комплексной математической модели для решения задач интеграции силовой установки и летательного аппарата при формировании облика двигателя, выбора его проектных параметров и программ регулирования, согласованных с основными проектными параметрами самолёта, по комплексу противоречивых разнодисциплинарных критериев эффективности (целевых показателей), включающему летно-технические характеристики самолёта на дозвуковых и сверхзвуковых траекториях, взлетно-посадочные характеристики, шум. Приведены результаты валидации численных методов по результатам экспериментальных данных при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем и расчетных исследований пространственных 2-х и 4-х скачковых воздухозаборных устройств смешанного сжатия в изолированных постановках на 7 полетных точках траектории при числах М∞ от 0.25 до 1.9 и высотах полета H от 0 до 15 км. На основе численного исследования течения в воздухозаборном устройстве показано влияние на характеристики двухконтурного турбореактивного газотурбинного двигателя, а также на запасы газодинамической устойчивости вентилятора и компрессора высокого давления в различных полетных условиях. Приведен анализ факторов, влияющих на долговечность и ресурс деталей и узлов из перспективных композиционных материалов в авиационном двигателе. Показаны результаты разработки технологической оснастки для изготовления и формования экспериментальных образцов на трех и четырехточечный изгиб при комнатной и повышенной (до 1500°С) температуре. Представлены предварительные прочностные характеристики конструкционного керамического материала на основе карбид кремниевой матрицы (SiC) упрочненного бескерновыми волокнами карбида кремния (SiCf) при четырёх точечном изгибе. Для определения параметров камеры сгорания двигателя сверхзвукового пассажирского самолета, в том числе индексов эмиссии загрязняющих атмосферу веществ, требуется кинетический механизм химических реакций, позволяющий моделировать процессы воспламенения и горения авиационного керосина. Представлены результаты анализа точности различных кинетических механизмов химических реакций при описании горения керосина (его суррогатов). Рассмотрено семь кинетических механизмов, позволяющих моделировать воспламенение и горение тяжелых углеводородов (включая н-декан). Для получения данных транспортных свойств компонентов показан механизм расчета столкновительного (газокинетического) диаметра молекулы и ее поляризуемости. Для обеспечения диагностики процессов горения построена модель, позволяющая полинейно рассчитывать излучение полос Кэмерона и 4+ молекул CO в условиях термической неравновесности. Показаны результаты анализа методов моделирования широкополосного шума струи из сопла. Отмечена необходимость применения Wall Modeling LES. Проведена оценка вклада вентилятора в общий шум силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета. Предложен способ деления шума на составляющие: шум стационарных в системе координат ротора возмущений, распространяющихся при сверхзвуковой скорости вращения, шум ротор статор взаимодействия, шум взаимодействия турбулентных структур пограничных слоев с лопатками ротора.