Боинг опубликовал опасные зоны двигателя, как показано ниже:
Мне любопытно, как влияет на опасную зону, когда самолет находится в полете, поскольку реактивный двигатель все еще уязвим для повреждения посторонними предметами.
Предполагая условия холостого хода на высоте 10000 футов (или вообще в воздухе), опасные зоны такие же, как и на земле? Если нет, то есть ли способ вычислить это?
Зная опасную зону как для холостого хода, так и для полной мощности, можно ли рассчитать расстояние опасной зоны для разных настроек мощности? Например, 50% N1.
Предположим, что А320 оснащен двигателями V2500, это один из его вариантов. Этот двигатель имеет массовый расход воздуха 355 кг/с. На уровне моря плотность воздуха составляет 1,225 кг на кубический метр. Отсюда 355 кг/с = 355/1,225 = 290 куб. м/с.
Теперь давайте предположим, что самолет все еще находится на уровне моря, но теперь на скорости 0,8 Маха (нереалистично, но мы исправим это дальше). Диаметр вентилятора составляет 1,6 м, что дает площадь забора 2,0 кв.м. Кроме того, Mn 0,8 на высоте 0 футов составляет 272 м/с. Отсюда за каждую секунду водозабор промывает объем 272 х 2,0 = 544 куб.м. Но двигателю требуется всего 290 кубических метров воздуха в секунду, если предположить, что плотность воздуха на впуске такая же, как и у воздуха, окружающего самолет . Следовательно, диаметр обтекаемой трубы всасываемого воздуха фактически будет меньше диаметра входного отверстия двигателя. Это будет площадь, которая заметает 290 м/с при 272 м/с = 290/272 = 1,07 кв. м, или диаметром 1,17 м, а не 1,6 м.
По сути, двигатель использует тот поток воздуха, который ему нужен , а не то, что обеспечивает площадь впуска x скорость движения вперед. Если двигатель хочет большего (например, когда скорость самолета низкая или стационарная, но обороты двигателя высокие, например, в начале разбега), двигатель будет втягивать воздух из большой области перед двигателем. (согласно диаграмме максимальных условий взлета). И наоборот, когда самолет находится на высокой скорости, а двигатель дросселируется, воздухозаборник будет выбрасывать избыточный воздух, который он обеспечивает (вызывая сопротивление утечки).
Теперь давайте исправим тот факт, что самолет не может делать Mn 0,8 на уровне моря. Давайте повторим расчет на высоте 35 000 футов (10 700 м). Здесь плотность воздуха составляет 0,38 кг на кубический метр, а давление и температура составляют 3,46 фунтов на квадратный дюйм и 219 кельвинов (-54°C) по сравнению с 14,7 фунтов на квадратный дюйм и 288 кельвинов (15°C) на уровне моря. Таким образом, наши 355 кг/с, которые на самом деле являются скорректированнымивоздушный поток - это физический (реальный) воздушный поток 95,8 кг/с на высоте 35 000 футов, поскольку тета = 219/288 = 0,76 и дельта = 3,46/14,7 = 0,235. Теперь 95,8 кг/с при 0,38 кг/куб.м = 252 куб.м в секунду. Кроме того, Mn 0,8 на высоте 35 000 футов теперь составляет 237 м/с, а не 272, как было на уровне уплотнения. Следовательно, каждую секунду водозабор площадью 2 кв. м продувает 2 х 237 = 474 куб. м в секунду. Но мы хотим, чтобы она охватила только 252, поэтому нам нужно найти диаметр обтекаемой трубы, которая вызовет это, при скорости 237 м/с. Следовательно, нам нужна площадь 252/237 = 1,06 кв.м., что происходит при диаметре 1,16м. Это сопоставимо с физическим диаметром входного отверстия 1,6 м.
Таким образом, при Mn 0,8, 35 000 футов, максимальной мощности зеленая зона на входе двигателя теперь представляет собой трубу диаметром 1,16 м, которая проходит перед самолетом. Как далеко это простирается, как предполагается, зависит от того, какое время реакции требуется для того, чтобы самолет маневрировал от препятствия в этой области или чтобы объект (птица?) маневрировал с пути самолета.
Точная цифра 1,16 вызывает сомнения, так как предположение о том, что плотность воздуха во впуске не меняется от окружающего воздуха, не совсем реалистично. Но общий результат, я считаю, разумный.
Рон Бейер
Ральф Дж.
Зак
Ману Х
Карло Фелисионе
Рон Бейер