Optimalizovaný návrh sacího kanálu turbínového motoru

Abstract

Táto diplomová práca sa venuje návrhu podzvukového sacieho kanála k malému prúdovému motoru integrovaného do trupu obratného bezpilotného prostriedku. Je tu uvedených zopár typov používaných vstupných ústrojenstiev za účelom inšpirovať budúceho konštruktéra pri jeho tvorbe. Obsahom je tiež minimálne množstvo teórie týkajúcej sa prúdenia stlačiteľných tekutín a ďalších problémov predovšetkým spojených s prúdením v difúzoroch a ich možné riešenie. Pre praktické overenie vedomostí sa práca na jej konci venuje samotnému návrhu sacieho potrubia malého bezpilotného lietajúceho prostriedku. Boli navrhnuté dve riešenia avšak s rovnakou koncepciou: jeden sací otvoru na spodnej strane trupu v kombinácii s difúzorom v tvare S (S-duct). U druhého riešenia prebehla určitá forma optimalizácia týkajúca sa zmeny tvarov a osovej dĺžky kanála. Vďaka týmto zmenám vykazuje druhý návrh výrazne lepšie výsledky v podobe zmenšenia tlakových strát a distorzie celkového tlaku.This master thesis deals with design of a subsonic intake which is used to supply small jet engine integrate into the fuselage of agile small unmanned aerial vehicle (UAV). Some kinds of these intakes are listed in order to inspire and introduce future designers into this part of jet plane design. This thesis contains a small amount of theory about compressible flow, and necessary knowledge which are important to know before the very first attempt to design an intake. Two models were designed in order to prove that the theory listed in this thesis is useful and can be used as a guide in design process of subsonic intakes. Both designs have the same layout. S-duct design with one intake placed on the belly of fuselage was chosen. After CFD analysis of first model it was found that there are huge area with separated flow and vortex. Separated flow leads to big total pressure loss and pressure distortion. While designing the second model the emphasis was to avoid this vortex and improve flow conditions. This optimization was success and the second design have smaller pressure loss in compare to the first design. The difference is more than 50% at fly speed M=0,8.