Библиографическое описание:

Михайлов А., Ахмедзянов Д. А. Выбор параметров силовой установки для беспилотного летательного аппарата одноразового применения // Молодой ученый. — 2011. — №4. Т.1. — С. 25-28.

Беспилотный летательный аппарат – разновидность летательного аппарата, управление которым не осуществляется пилотом на борту. Различают следующие беспилотные летательные аппараты: неуправляемые; автоматические; дистанционно пилотируемые летательные аппараты. С учетом специфики применения силовых установок для БПЛА одноразового применения стоимость двигателей и их разработки должна быть минимизирована, но при этом необходимо учитывать и сопоставление стоимостей одноразового БПЛА и выполняемой им функции, что оправдывает достаточно высокую стоимость силовой установки для крылатых ракет специального назначения.
Проблема минимизации затрат на этапе проектирования силовой установки является чрезвычайно актуальной. Особенно это касается начальных этапов проектирования, на которых возможна замена физических экспериментов и опережающих испытаний натурных объектов проведением математического моделирования.
Одним из интенсивно развивающихся направлений в отечественном авиадвигателестроении является широкое внедрение на этапах НИОКР расчетных методов исследования, базирующихся на использовании возрастающей производительности ЭВМ и современных прикладных программ, которые позволяют моделировать сложные физические процессы, происходящие в ГТД и его основных узлах. Такой путь требует значительно меньших финансовых затрат, чем экспериментальная отработка авиационных двигателей и их элементов, и позволяет в современных условиях проводить научно-исследовательские работы с высокой эффективностью.
Решение рассматриваемой авторами задачи относится к этапу концептуального проектирования ГТД, на котором ведется поиск типа, структуры и основных режимно - конструкторских параметров проектируемого газотурбинного двигателя исключительно на основе особенностей и целевых признаков надсистемы, в которой он будет применяться.
Определяющим фактором, согласно [1], для выбора силовой установки при концептуальном проектировании является надсистема, представляющая собой БПЛА одноразового применения для дозвуковых скоростей полета.
В 70-х годах XX века была описана концепция БПЛА одноразового применения, реализующего полет на предельно малой высоте с «огибанием» рельефа поверхности. В настоящее время подобная концепция находит широкое применение на крылатых оперативно-тактических ракетах класса «воздух-поверхность». Траектория полета обеспечивает низкую радиолокационную заметность БПЛА. Подобная концепция управления БПЛА накладывает на силовую установку специфические требования. На рис. 1 (а) представлена трехуровневая модель БПЛА и силовой установки с декомпозицией до уровня газотурбинного двигателя, что позволяет проанализировать функциональную взаимосвязь моделей летательного аппарата с различным уровнем декомпозиции. На рис. 1 (б) представлена типовая обезразмеренная траектория полета БПЛА с «огибанием» рельефа поверхности.











а) б)

Рисунок 1. Трехуровневая функциональная модель БПЛА и силовой установки на основе газотурбинного двигателя и типовая траектория полета летательного аппарата


Определение параметров силовой установки рассматривается исходя из обеспечения требуемых характеристик на крейсерском режиме полета БПЛА. В качестве примера в табл. 1 приведены данные для выбора силовой установки (параметры выбраны авторами произвольно для проектирования).

Таблица 1

Параметры ЛА на крейсерском режиме полета

Высота полета, м

25

Масса БПЛА не более, кг

1150

Потребная тяга двигателя, кН

3,25

Крейсерская скорость полета,

0,7

Дальность полета, м

750000

Исходя из данных, представленных в табл.1, расчетной точкой для проектировочного расчета являются следующие внешние условия: Н=25 м, М=0,7.
Выбор параметров силовой установки для беспилотного летательного аппарата производится согласно IDEF0 - диаграмме представленной на рис. 2. Диаграмма отражает функциональную взаимосвязь этапов решения рассматриваемой задачи, относящейся к этапу концептуального проектирования силовой установки. Выбор силовой установки беспилотного летательного аппарата одноразового применения производится в системе имитационного моделирования авиационных ГТД DVIGwp [2, 3].
В рассматриваемом диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата наилучшей топливной экономичностью обладает семейство двухконтурных турбореактивных двигателей. В настоящей работе рассматривается схема ТРДД с раздельными соплами.
Согласно [4] наиболее обоснованным критерием для оптимизации термогазодинамических параметров авиационных ГТД является масса силовой установки и запас топлива на борту летательного аппарата.











Рисунок 2. IDEF-0 диаграмма для концептуального проектирования силовой установки БПЛА


Критерий оптимизации ГТД – масса силовой установки и топлива на борту ЛА:

, (1)

где – количество двигателей, – коэффициент увеличения массы СУ за счет элементов крепления и конструкции мотогондолы, –коэффициент, учитывающий массу топливной системы ЛА. Особенности расчета критерия оптимизации силовой установки изложены в [4].
Представленная методика расчета массы силовой установки и потребного запаса топлива на борту ЛА реализована в системе имитационного моделирования DVIGwp для оптимизации параметров термодинамическогоцикла ГТД.
На рис. 3 представлены результаты структурного синтеза модели в СИМ DVIGwp.
Система уравнений, описывающих рабочий процесс двухвального ТРДД замыкается с помощью четырех параметров, определяющих термодинамический цикл ГТД как тепловой машины – степень повышения давления в вентиляторе и компрессоре , , степень двухконтурности, температура газов на выходе из камеры сгорания .






Рисунок 3. Топологическая схема модели двухвального ТРДД в СИМ DVIGwp

  1. начальные условия, 2– входное устройство, 3–компрессор, 4– отбор газа, 5–общие результаты, 6– камера сгорания, 7–канал, 8–газовая турбина, 9– реактивное сопло, 10–газовый поток, 11–механический поток


Как правило, температура газов на выходе из камеры сгорания определяется достигнутым технологическим уровнем или иными специфическими ограничениями. В частном случае величина ограничивается исходя из требования применения неохлаждаемых лопаток соплового аппарата и рабочего колеса турбины (для сокращения стоимости изделия). Соответственно температура газов на выходе из камеры сгорания ограничивается величиной В СИМ DVIGwp проведена совокупность проектировочных расчетов при различных сочетаниях , , . Основным требованием является обеспечение потребного уровня тяги ГТД на крейсерском режиме полета. Основные результаты моделирования в СИМ DVIGwp представлены на рис. 4.
Врезка1

а) б)

Рисунок 4. Выбор термодинамических параметров ТРДД с использованием критерия

На рис. 4 (а) и 4 (б) представлены результаты выбора параметров ТРДД исходя из определения критерия оптимизации – минимизации суммарной массы силовой установки и запаса топлива, потребного на полет. При выбранных начальных условиях определение оптимальных параметров заключается в нахождении экстремума функции двух переменных . На рис. 4 (а) представлена оптимизация в два этапа – определение локального экстремума на изолинии с последующим определением экстремума функции.
На рис. 4 (б) представлена изоповерхность при, которая позволяет выявить оптимальное сочетание термодинамических параметров ТРДД.

Таблица 2

Основные параметры термодинамического цикла оптимального ТРДД

Температура газа на выходе из камеры сгорания , К

1325

Степень двухконтурности,

1,05

Степень повышения давления в компрессоре,

5,16

Степень повышения давления в вентиляторе,

2,7


Таким образом, в работе представлены основные возможности разрабатываемых в НИЛ САПР-Д средств имитационного моделирования для исследования авиационных ГТД и его узлов на ранних стадиях проектирования в термогазодинамическом аспекте. СИМ DVIGwp позволяет проводить структурный и параметрический синтез авиационных ГТД различных схем, оптимизацию параметров термодинамического цикла исходя из выбранного критерия, расчет различных характеристик ГТД (в настоящей работе высотно-скоростных).


Литература:

  1. Ахмедзянов А. М. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей // Учебник под ред. проф. А. М. Ахмедзянова. - М. : Машиностроение, 2000. - 454 с.
Ахмедзянов Д. А. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ № 2004610868. Система термогазодинамического моделирования газотурбинных двигателей на переходных режимах работы DVIGwp / Д. А. Ахмедзянов, И. А. Кривошеев, Е. С. Власова. М.: Роспатент, 2004.
Ахмедзянов Д. А. Термогазодинамический анализ рабочих процессов ГТД в компьютерной среде DVIGw / Д. А. Ахмедзянов, И. А. Кривошеев [и др.]. Уфа: УГАТУ, 2003. – 162 с.
4 Григорьев В.А. Выбор параметров и термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных двигателей: учеб.пособие/ В. А. Григорьев и др. – Самара: СГАУ, 2009. – 202 с.

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle